CN215812174U - 航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其包括离心力加载单元，所述离心力加载单元包括驱动机构、旋转测试主轴以及转子增速机构，至少所述旋转测试主轴的第一部分设置在测试腔室内，所述转子增速机构包括第一带轮、第二带轮和传动皮带，所述第一带轮与所述驱动机构的旋转轴固定连接，所述第二带轮与所述旋转测试主轴的第二部分固定连接，所述传动皮带与所述第一带轮、第二带轮传动配合，其中，所述第二带轮的直径小于所述第一带轮的直径。本实用新型结构简单，操作和维护简便；该航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统能够实现对待测试件在多个转速条件和多种测试环境下的疲劳测试，且测试过程和结果更加安全可靠。

Description

航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统

技术领域

本实用新型涉及一种试验系统，特别涉及一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，属于测试设备技术领域。

背景技术

环境试验是模拟各种装备及零部件在实际工作时所处环境条件下的测试，通过测试来判定装备在实际工况条件下的工作状态和耐疲劳强度。环境包括力学环境、气候环境和气象环境。力学环境是指各种机械环境，如振动、冲击和摇摆等；气候环境是指高低温环境和湿度环境等；气象环境是指光照、低气压、霉菌和盐雾等。

航空发动机对飞行器的性能以及飞行器设计与制造起着关键作用。虽然航空发动机的研究技术难度大、成本高，但各国仍将航空发动机的研究与发展置于重要地位。因为发动机叶片薄、转速大，所以在高温、高压的发动机工作环境中很容易发生变形甚至损坏，影响发动机的工作安全。因此，对发动机叶片在服役强度下的工作状态进行考核是很有必要的。

现有研究航空发动机的方法包括数值模拟与实验模拟。因为发动机服役环境复杂，所以数值模拟的方法仍然具有很大的局限性，实验模拟仍然是进行发动机研发的最有效手段。实验模拟分为两种，第一种是全环境模拟方法，第二种是将全环境因素简化为控制因素的方法。全环境模拟方法可以直接获得叶片的实验结果，且更为接近真实的服役环境，但是全环境模拟方法在设备方面的成本高昂。将全环境因素简化为控制因素的方法从发动机叶片服役环境与发动机叶片发生破坏的本质原因出发，模拟发动机叶片的工作环境，在低成本的情况下完成对发动机叶片。

实用新型内容

本实用新型的主要目的在于提供一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，以克服现有技术中的不足。

为实现前述实用新型目的，本实用新型采用的技术方案包括：

本实用新型实施例提供了一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其包括离心力加载单元，所述离心力加载单元包括驱动机构、旋转测试主轴以及转子增速机构，

至少所述旋转测试主轴的第一部分设置在测试腔室内，且所述旋转测试主轴分别与设置在测试腔室内的底板以及测试腔室的支撑盖转动配合，所述旋转测试主轴的第一部分上还设置有用于固定待测试件的试件固定机构；

所述转子增速机构包括第一带轮、第二带轮和传动皮带，所述第一带轮与所述驱动机构的旋转轴固定连接，所述第二带轮与所述旋转测试主轴的第二部分固定连接，所述传动皮带与所述第一带轮、第二带轮传动配合，其中，所述第二带轮的直径小于所述第一带轮的直径。

进一步的，所述第二带轮与第一带轮的直径之比≤1/2。

进一步的，所述第二带轮设置在所述测试腔室外部，并且所述旋转测试主轴的第二部分上还设置滑环，所述第二带轮设置在所述滑环与支撑盖之间。

进一步的，所述第一带轮与旋转轴同轴设置，所述第二带轮与所述旋转测试主轴同轴设置，所述旋转测试主轴与所述旋转轴平行设置。

进一步的，至少所述旋转测试主轴的第一部分上还套设有减振阻尼机构，所述减振阻尼机构固定设置在所述支撑盖上，且所述减振阻尼机构与所述旋转测试主轴转动连接。

进一步的，所述旋转测试主轴与所述减振阻尼机构、支撑盖之间设置有轴承，并经所述轴承与所述减振阻尼机构、支撑盖转动配合。

进一步的，所述试件固定机构包括法兰盘，所述法兰盘同轴固定设置在旋转测试主轴上。

进一步的，所述试件固定机构还包括试件安装盘，所述试件安装盘同轴设置在旋转测试主轴上，且所述旋转测试主轴还与所述法兰盘可拆卸连接。

进一步的，所述离心力加载单元还包括一防爆保护环，所述支撑盖可打开设置在所述防爆保护环的顶部开口处，并与所述防爆保护环围合形成所述的测试腔室。

进一步的，所述防爆保护环的底部设置在所述底板上，所述防爆保护环与底板、支撑盖密封配合并围合形成密闭的测试腔室。

进一步的，所述防爆保护环上还设置抽真空接口，所述抽真空接口与抽真空机构连接。

进一步的，所述离心力加载单元还包括升降机构，所述升降机构与所述支撑盖传动连接，并至少用于沿旋转测试主轴的轴向方向打开和盖合所述支撑盖。

进一步的，所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统还包括：

转速监测单元，其至少用于测量旋转测试主轴的转速；

振动监测单元，其至少用于测量旋转测试主轴于自身径向方向上的振动位移；

控制单元，其与所述离心力加载单元、转速监测单元以及振动监测单元连接。

进一步的，所述转速监测单元包括分离设置的霍尔传感器和磁片，所述磁片嵌设在所述旋转测试主轴表面。

进一步的，所述振动监测单元包括电涡流位移传感器，所述电涡流位移传感器至少用于获取减振阻尼机构与旋转测试主轴之间轴承于旋转测试主轴径向方向上的振动位移。

与现有技术相比，本实用新型的优点包括：本实用新型实施例提供的一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，结构简单，操作和维护简便；该航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统能够实现对待测试件在多个转速条件和多种测试环境下的疲劳测试，且测试过程和结果更加安全可靠。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本实用新型一典型实施案例中提供的一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统的结构示意图；

图2是本实用新型一典型实施案例中提供的一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统的结构示意图；

图3是本实用新型一典型实施案例中提供的一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统的结构示意图。

具体实施方式

鉴于现有技术中的不足，本案发明人经长期研究和大量实践，得以提出本实用新型的技术方案。如下将结合附图对该技术方案、其实施过程及原理等作进一步的解释说明，除非特别说明的之外，本实用新型实施例中所采用的驱动机构、传感器、控制器、轴承等功能部件均可以是本领域技术人员已知的。

实施例1

一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，主要由离心力加载单元、转速监测单元、振动监测单元、控制单元四部分组成，所述控制单元分别与所述离心力加载单元、转速监测单元、振动监测单元连接。

具体的，所述控制单元可以采用本领域技术人员已知的控制设备，其可以通过市购获得，所述控制单元的控制原理如下：在试验进行过程中，通过霍尔传感器采集旋转测试主轴转速，以及通过电涡流传感器检测减振轴承座(即减振阻尼机构与旋转测试主轴之间轴承)的振动信号；控制单元能够实现在振幅监测满足要求的同时，实现待测试件按设计曲线升速、目标转速控制、要求转速持续运行、按设计曲线降速等功能；控制单元的硬件主要包括工业控制计算机等。

具体的，请参阅图1和图2，所述离心力加载单元包括驱动机构10、旋转测试主轴20、转子增速机构30、支撑盖40、底板50和防爆保护环60，

所述防爆保护环60固定设置在所述底板50上，所述支撑盖40可打开设置在所述防爆保护环60的顶部开口处，所述支撑盖40、防爆保护环60、底板50围合形成一测试腔室，所述旋转测试主轴20与所述支撑盖40转动连接，且至少是所述旋转测试主轴20的第一部分设置在所述测试腔室内，且所述旋转测试主轴20的一端与所述底板50转动连接，以及，所述旋转测试主轴20的第一部分上还设置有用于固定待测试件的试件固定机构70；

所述驱动机构10经所述转子增速机构30与旋转测试主轴20传动连接，所述转子增速机构30至少用于提高旋转测试主轴20的转速，使所述旋转测试主轴20的转速大于所述驱动机构10的转速。

具体的，所述转子增速机构30包括第一带轮31、第二带轮32和传动皮带33，所述第一带轮31与所述驱动机构10的旋转轴固定连接，所述第二带轮32与所述旋转测试主轴20的第二部分固定连接，所述传动皮带33与所述第一带轮31、第二带轮32传动配合，其中，所述第二带轮32的直径小于所述第一带轮31的直径，从而实现旋转测试主轴20的转速大于所述驱动机构10的转速。

具体的，所述第二带轮32的直径为第一带轮31的直径的一倍以上，优选为所述第二带轮32的直径为第一带轮31的直径的两倍以上，从而使所述旋转测试主轴20的转速为所述驱动机构10的转速的两倍以上。

具体的，所述第二带轮32设置在所述测试腔室外部，并且所述旋转测试主轴20的第二部分上还设置滑环80，所述第二带轮32设置在所述滑环80与支撑盖40之间。

具体的，所述第一带轮31与驱动机构10的旋转轴同轴设置，所述第二带轮32与所述旋转测试主轴20同轴设置，所述旋转测试主轴20与所述驱动机构10的旋转轴平行设置。

具体的，至少所述旋转测试主轴20的第一部分上还套设有减振阻尼机构90，所述减振阻尼机构90固定设置在所述支撑盖40上，且所述减振阻尼机构90位于所述测试腔室内，所述减振阻尼机构90与所述旋转测试主轴20转动连接，例如，在所述旋转测试主轴20与所述减振阻尼机构90、支撑盖40之间均设置有轴承，并经所述轴承与所述减振阻尼机构、支撑盖转动配合，其中，所述减振阻尼机构90可以通过市购获得。

具体的，所述试件固定机构70包括法兰盘72和试件安装盘71，所述法兰盘72和试件安装盘71同轴设置在旋转测试主轴20上，所述法兰盘72与旋转测试主轴20固定连接，所述试件安装盘71与所述法兰盘72可拆卸地固定连接。

具体的，请参阅3，所述试件安装盘71的四周缘部设置有多个模拟叶根件210，待测试件200固定安装在所述模拟叶根件210上。

具体的，所述防爆保护环60、底板50、支撑盖40之间密封配合并围合形成密闭的测试腔室，以及，在所述防爆保护环60上还设置抽真空接口61，所述抽真空接口61与抽真空机构连接，所述抽真空机构至少用于根据转速需求和测试环境的需求在所述测试腔室内形成真空环境。

具体的，所述离心力加载单元还包括升降机构100，所述升降机构100与所述支撑盖40传动连接，并至少用于沿旋转测试主轴20的轴向方向打开和盖合所述支撑盖40，所述升降机构100可以是直线驱动电机等。

具体的，所述驱动机构10为旋转驱动机构，所述驱动机构10可以是伺服电机等。

需要说明的是，本领域技术人员还可以根据测试需求设置供油润滑冷却机构(依据转速)和高速摄像机构等功能机构。

本实用新型实施例中的离心力加载单元采用伺服电机驱动旋转测试主轴20转动，并通过皮带轮和传动皮带实现增速，测试腔室能够吸收试件转子产生的最大预期的爆裂碎片，试件安装在旋转测试主轴的法兰盘上，旋转测试主轴为系统一核心部件，工作时与伺服电机传动配合，确保系统平稳运转，为了满足不同类型的转子试验需求，系统留有一定的转速裕量裕与承载余量。

具体的，所述转速监测单元包括分离设置的霍尔传感器和磁片，所述磁片嵌设在所述旋转测试主轴表面，所述振动监测单元包括电涡流位移传感器，所述电涡流位移传感器至少用于获取减振阻尼机构与旋转测试主轴之间轴承于旋转测试主轴径向方向上的振动位移。

本实用新型实施例中的一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统的工作原理包括：转速信号的采集需要在旋转测试主轴表面嵌入磁钢片,利用霍尔传感器获取主轴旋转时产生的转速脉冲信号,送入智能测速仪及计算机实时计算和显示旋转测试主轴转速；

振动信号的采集由电涡流位移传感器获取主轴减振轴承座上的振动信号,经变换器后送入位移振幅测量仪显示振幅值，同时振幅值转换成直流电压信号后,经A/D数据采集卡转换成数字量,同时由控制单元进行显示和处理。

需要说明的是，本实用新型中的控制单元的自动控制软件采用LABCVI进行开发,包括新建试验任务、启停辅机系统、试验曲线设计、试验报告生成和试验数据查询及分析等几部分内容，在辅机系统开启完成后,控制单元将按预先设定的试验转速和停留时间要求,自动完成升速、保持和降速的试验过程；在试验过程中,软件界面上实时显示转速和主轴振动数值及其随时间变化的曲线，软件具有转速超调及振动超限报警和自动停车、紧急停车等功能，并采用试验台操作功能联锁的方法来避免误操作的发生，试验结束后,软件自动保存每次试验的所有数据,以便于后续查询和分析。

需要说明的是，本实用新型实施例中的一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统可以是依托地基固定设置在地基上，所述底板可以固定在地基300内，其结构如图1所示，当然，所述一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统也可以不包含地基，其结构如图2所示。

本实用新型实施例提供的一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，结构简单，操作和维护简便；该航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统能够实现对待测试件在多个转速条件和多种测试环境下的疲劳测试，且测试过程和结果更加安全可靠。

应当理解，上述实施例仅为说明本实用新型的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本实用新型的内容并据以实施，并不能以此限制本实用新型的保护范围。凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于包括离心力加载单元，所述离心力加载单元包括驱动机构、旋转测试主轴以及转子增速机构，

至少所述旋转测试主轴的第一部分设置在测试腔室内，且所述旋转测试主轴分别与设置在测试腔室内的底板以及测试腔室的支撑盖转动配合，所述旋转测试主轴的第一部分上还设置有用于固定待测试件的试件固定机构；

所述转子增速机构包括第一带轮、第二带轮和传动皮带，所述第一带轮与所述驱动机构的旋转轴固定连接，所述第二带轮与所述旋转测试主轴的第二部分固定连接，所述传动皮带与所述第一带轮、第二带轮传动配合，其中，所述第二带轮的直径小于所述第一带轮的直径。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于：所述第二带轮与第一带轮的直径之比≤1/2；

和/或，所述第二带轮设置在所述测试腔室外部，并且所述旋转测试主轴的第二部分上还设置滑环，所述第二带轮设置在所述滑环与支撑盖之间。

3.根据权利要求1所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于：至少所述旋转测试主轴的第一部分上还套设有减振阻尼机构，所述减振阻尼机构固定设置在所述支撑盖上，且所述减振阻尼机构与所述旋转测试主轴转动连接。

4.根据权利要求3所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于：所述旋转测试主轴与所述减振阻尼机构、支撑盖之间设置有轴承，并经所述轴承与所述减振阻尼机构、支撑盖转动配合。

5.根据权利要求1所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于：所述试件固定机构包括法兰盘，所述法兰盘同轴固定设置在旋转测试主轴上。

6.根据权利要求5所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于：所述试件固定机构还包括试件安装盘，所述试件安装盘同轴设置在旋转测试主轴上，且所述旋转测试主轴还与所述法兰盘可拆卸连接。

7.根据权利要求1所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于：所述离心力加载单元还包括一防爆保护环，所述支撑盖可打开设置在所述防爆保护环的顶部开口处，并与所述防爆保护环围合形成所述的测试腔室；

和/或，所述防爆保护环的底部设置在所述底板上，所述防爆保护环与底板、支撑盖密封配合并围合形成密闭的测试腔室；

和/或，所述防爆保护环上还设置抽真空接口，所述抽真空接口与抽真空机构连接。

8.根据权利要求1所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于：所述离心力加载单元还包括升降机构，所述升降机构与所述支撑盖传动连接，并至少用于沿旋转测试主轴的轴向方向打开和盖合所述支撑盖。

9.根据权利要求4所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于还包括：

转速监测单元，其至少用于测量旋转测试主轴的转速；

振动监测单元，其至少用于测量旋转测试主轴于自身径向方向上的振动位移；

控制单元，其与所述离心力加载单元、转速监测单元以及振动监测单元连接。

10.根据权利要求9所述的航空发动机叶片两倍离心力加载试验系统，其特征在于：所述转速监测单元包括分离设置的霍尔传感器和磁片，所述磁片嵌设在所述旋转测试主轴表面；

和/或，所述振动监测单元包括电涡流位移传感器，所述电涡流位移传感器至少用于获取减振阻尼机构与旋转测试主轴之间轴承于旋转测试主轴径向方向上的振动位移。

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