CN217358918U - 一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置，包括底座、振动电机及安装板，所述的振动电机设置在底座上，所述的安装板设置在振动电机上，所述的安装板上设有U型固定架，所述的U型固定架上设有转轴夹持机构。本实用新型的优点在于：通过设置在U型固定架的上、下顶面上分别设置第一夹持单元和第二夹持单元，使其能够对叶片转轴进行夹持，将第一夹持单元和第二夹持单元垂直设置，使其还能够限制转轴的水平方向的位移，防止其移动，将夹持板的夹角设置在90°之上，180°之下，可使其对转轴提供斜向上的力，能够对转轴进行托举，可保证叶片在长时间试验时不会发生任何方向的平动位移和转动。
Description
技术领域
本实用新型涉及零部件振动疲劳试验技术领域，具体是指一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置。
背景技术
可调静子叶片作为航空发动机的重要组成部件，由内外转轴及叶身构成，发动机运行过程中，受到气流冲击和振动疲劳作用，经过长时间的运行，静子组件的部分叶片会出现裂纹、掉块等故障，威胁发动机整体的安全，因此，发动机静子叶片为发动机的重要零部件，在研制过程中必须开展静子叶片的高周振动疲劳试验，已考核其寿命。在进行叶片振动疲劳试验时，通常采用单端固定或双端固定的方式对叶片进行夹持，但采用单端固定时，在长时间的实验过程中会出现夹紧力不够，导致夹紧端发生小的位移，进而导致频率下降试验失败的严重后果。
实用新型内容
本实用新型要解决的技术问题是以上所述的技术问题，提供一种结构紧凑、夹紧力大的航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置。
为解决上述技术问题，本实用新型提供的技术方案为：一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置，包括底座、振动电机及安装板，所述的振动电机设置在底座上，所述的安装板设置在振动电机上，所述的安装板上设有U型固定架，所述的U型固定架上设有转轴夹持机构，所述的转轴夹持机构包括第一夹持单元和第二夹持单元，所述的第一夹持单元设置在U型固定架的顶面，所述的第二夹持单元设置在U型固定架上且与设有第一夹持单元一侧相对的底面上，所述的U型固定架上设有通孔，所述的U型固定架上靠两侧分别设有延伸至通孔中的拧紧螺栓。
作为改进，所述的第一夹持单元包括设置在U型固定架上且靠通孔两侧的第一滑槽，所述的第一滑槽中分别设有导杆和丝杆，所述的丝杆的一端贯穿U型固定架的侧壁且连接有第一旋转盘，所述的丝杆和导杆上贯穿设有相对设置的夹持板，所述的夹持板的底端设有与丝杆和导杆配合的滑块，所述的滑块与丝杆螺纹连接，所述的丝杆上的螺纹自第一滑槽中间处向两侧反向设置，所述的夹持板上设有卡接槽。
作为改进，所述的第二夹持单元包括设置在U型固定架上且靠通孔两侧的第二滑槽，所述的第二滑槽与第一滑槽呈垂直设置，所述的第二滑槽中分别设有导杆和丝杆，所述的丝杆和导杆上贯穿设有相对设置的夹持板，所述的丝杆的一端贯穿U型固定架的侧壁且连接有第二旋转盘，所述的丝杆上的螺纹自第二滑槽中间处向两侧反向设置。
作为改进，所述的第一旋转盘和第二旋转盘上均螺纹连接有与第一旋转盘和第二旋转盘垂直设置的摇杆，所述的摇杆贯穿第一旋转盘和第二旋转盘设置且其长度长于第一旋转盘和第二旋转盘距U型固定架侧面的距离。
作为改进，所述的夹持板上在卡接槽的侧面上及拧紧螺栓在通孔中的一侧端部均设有橡胶垫。
作为改进，所述的夹持板为L型设置且夹持板之间的夹角为90°＜α＜180°。
本实用新型与现有技术相比的优点在于：通过设置在U型固定架的上、下顶面上分别设置第一夹持单元和第二夹持单元，使其能够对叶片转轴进行夹持，将第一夹持单元和第二夹持单元垂直设置，使其还能够限制转轴的水平方向的位移，防止其移动，将夹持板的夹角设置在90°之上，180°之下，可使其对转轴提供斜向上的力，能够对转轴进行托举，可保证叶片在试验时不会发生任何方向的位移，通过设置拧紧螺栓，使其能够对转轴进行抵触，增强夹持效果，将与转轴接触的部位均设置橡胶垫，可使其对转轴表面起到防护效果，也能够提高夹持力，将摇杆设置成螺纹连接的形式，使其不仅便于旋转旋转盘，还能够对旋转盘进行定位，防止长时间的试验使旋转盘转，使夹持板松动影响试验效果，结构紧凑，固定可靠。
附图说明
图1是本实用新型一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置的结构示意图。
图2是本实用新型一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置的主视图。
图3是本实用新型一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置夹持板的结构示意图。
图4是本实用新型一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置U型固定架的俯视图。
图5是本实用新型一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置U型固定架的仰视图。
图6是本实用新型一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置转轴的受力示意图。
如图所示：1、底座；2、振动电机；3、安装板；4、U型固定架；5、通孔；6、拧紧螺栓；7、第一滑槽；8、导杆；9、丝杆；10、第一旋转盘；11、夹持板；12、滑块；13、卡接槽；14、第二滑槽；15、第二旋转盘；16、摇杆。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型做进一步的详细说明。
结合附图1～6，一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置，包括底座1、振动电机2及安装板3，所述的振动电机2设置在底座1上，所述的安装板3设置在振动电机2上，所述的安装板3上设有U型固定架4，所述的U型固定架4上设有转轴夹持机构，所述的转轴夹持机构包括第一夹持单元和第二夹持单元，所述的第一夹持单元设置在U型固定架4的顶面，所述的第二夹持单元设置在U型固定架4上且与设有第一夹持单元一侧相对的底面上，所述的U型固定架4上设有通孔5，所述的U型固定架4上靠两侧分别设有延伸至通孔5中的拧紧螺栓6，所述的第一夹持单元包括设置在U型固定架4上且靠通孔5两侧的第一滑槽7，所述的第一滑槽7中分别设有导杆8和丝杆9，所述的丝杆9的一端贯穿U型固定架4的侧壁且连接有第一旋转盘10，所述的丝杆9和导杆8上贯穿设有相对设置的夹持板11，所述的夹持板11的底端设有与丝杆9和导杆8配合的滑块12，所述的滑块12与丝杆9螺纹连接，所述的丝杆9上的螺纹自第一滑槽7中间处向两侧反向设置，所述的夹持板11上设有卡接槽13，所述的第二夹持单元包括设置在U型固定架4上且靠通孔5两侧的第二滑槽14，所述的第二滑槽14与第一滑槽7呈垂直设置，所述的第二滑槽14中分别设有导杆8和丝杆9，所述的丝杆9和导杆8上贯穿设有相对设置的夹持板11，所述的丝杆9的一端贯穿U型固定架4的侧壁且连接有第二旋转盘15，所述的丝杆9上的螺纹自第二滑槽14中间处向两侧反向设置，所述的第一旋转盘10和第二旋转盘15上均螺纹连接有与第一旋转盘10和第二旋转盘15垂直设置的摇杆16，所述的摇杆16贯穿第一旋转盘10和第二旋转盘15设置且其长度长于第一旋转盘10和第二旋转盘15距U型固定架4侧面的距离。
所述的夹持板11上在卡接槽13的侧面上及拧紧螺栓6在通孔5中的一侧端部均设有橡胶垫，所述的夹持板11为L型设置且夹持板11之间的夹角α＝135°。
本实用新型的工作原理：装置在使用时，将静子叶片的上端转轴从通孔底部向上穿过通孔，手握摇杆，并旋转第一旋转盘，由于丝杆上的螺纹反向设置，在转动丝杆时，夹持板相对移动并通过卡接槽将转轴夹持，直至无法转动旋转盘为止，转动摇杆，使摇杆与U型固定架的侧壁紧密贴合即可使第一夹持单元完成夹持，第二夹持单元的操作方法通第一夹持单元，第一夹持单元与第二夹持单元呈十字型设置，实现对转轴的水平方向的限位，在将第一夹持单元与第二夹持单元完成夹持后，在转动拧紧螺栓，使其与转轴表面紧密贴合即可，通过启动振动电机进行振动疲劳试验。
以上对本实用新型及其实施方式进行了描述，这种描述没有限制性，附图中所示的也只是本实用新型的实施方式之一，实际的结构并不局限于此。总而言之，如果本领域的普通技术人员受其启示，在不脱离本实用新型创造宗旨的情况下，不经创造性的设计出与该技术方案相似的结构方式及实施例，均应属于本实用新型的保护范围。
Claims (6)
1.一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置，包括底座(1)、振动电机(2)及安装板(3)，其特征在于：所述的振动电机(2)设置在底座(1)上，所述的安装板(3)设置在振动电机(2)上，所述的安装板(3)上设有U型固定架(4)，所述的U型固定架(4)上设有转轴夹持机构，所述的转轴夹持机构包括第一夹持单元和第二夹持单元，所述的第一夹持单元设置在U型固定架(4)的顶面，所述的第二夹持单元设置在U型固定架(4)上且与设有第一夹持单元一侧相对的底面上，所述的U型固定架(4)上设有通孔(5)，所述的U型固定架(4)上靠两侧分别设有延伸至通孔(5)中的拧紧螺栓(6)。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的第一夹持单元包括设置在U型固定架(4)上且靠通孔(5)两侧的第一滑槽(7)，所述的第一滑槽(7)中分别设有导杆(8)和丝杆(9)，所述的丝杆(9)的一端贯穿U型固定架(4)的侧壁且连接有第一旋转盘(10)，所述的丝杆(9)和导杆(8)上贯穿设有相对设置的夹持板(11)，所述的夹持板(11)的底端设有与丝杆(9)和导杆(8)配合的滑块(12)，所述的滑块(12)与丝杆(9)螺纹连接，所述的丝杆(9)上的螺纹自第一滑槽(7)中间处向两侧反向设置，所述的夹持板(11)上设有卡接槽(13)。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的第二夹持单元包括设置在U型固定架(4)上且靠通孔(5)两侧的第二滑槽(14)，所述的第二滑槽(14)与第一滑槽(7)呈垂直设置，所述的第二滑槽(14)中分别设有导杆(8)和丝杆(9)，所述的丝杆(9)和导杆(8)上贯穿设有相对设置的夹持板(11)，所述的丝杆(9)的一端贯穿U型固定架(4)的侧壁且连接有第二旋转盘(15)，所述的丝杆(9)上的螺纹自第二滑槽(14)中间处向两侧反向设置。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的第一旋转盘(10)和第二旋转盘(15)上均螺纹连接有与第一旋转盘(10)和第二旋转盘(15)垂直设置的摇杆(16)，所述的摇杆(16)贯穿第一旋转盘(10)和第二旋转盘(15)设置且其长度长于第一旋转盘(10)和第二旋转盘(15)距U型固定架(4)侧面的距离。
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的夹持板(11)上在卡接槽(13)的侧面上及拧紧螺栓(6)在通孔(5)中的一侧端部均设有橡胶垫。
6.根据权利要求5所述的一种航空发动机可调静子叶片振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的夹持板(11)为L型设置且夹持板(11)之间的夹角为90°＜α＜180°。
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2022
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