CN220153838U - 一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置，包括加载板，所述加载板的底部与转子轴连接，所述加载板的顶部与加载梁连接，所述加载梁上安装有加载杆，所述加载杆的下端连接有顶块，本实用新型涉及航空发动机转子支点静刚度测量试验技术领域，直接在航空发动机试车台架状态进行静刚度测量，测量值更接近航空发动机的实际使用状态，检测数据更加的准确，使人们使用起来更加的省心，进一步的满足了人们的使用需求，给人们的工作带来了便利，主要测量构件为市面上通用产品，具有相当的可操作性，使人们使用起来更加的便捷。
Description
技术领域
本实用新型涉及航空发动机转子支点静刚度测量试验技术领域，具体为一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置。
背景技术
航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分，众所周知，航空发动机转子对于航空发动机来说是一个必不可少的零件，而转静子间隙对于航空发动机的性能，有着重要影响。所以对于航空发动机转子支点刚度的检测来说就显示尤为重要。
但是，现在一般的转子支点刚度测量试验都是在试验室中进行，试验工装自身的刚度等与实际台架试车状态有一定差异，从而导致航空发动机转子支点刚度测量数据与实际工作中存在一定误差，影响了航空发动机转静子间隙的确定，进而影响航空发动机的性能，所以现有的航空发动机转子支点刚度检测装置无法满足人们的使用需求，给人们的工作带来了不便，鉴于此，针对上述问题深入研究，遂有本案产生。
实用新型内容
针对现有技术的不足，本实用新型提供了一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置，具备结构简单，使用灵活，方便拆装等优点，解决了一般航空发动机转子支点刚度测量与实际工作状态存在一定差异的问题。
为实现以上目的，本实用新型通过以下技术方案予以实现：一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置，包括加载板，所述加载板的底部与转子轴连接，所述加载板的顶部与加载梁连接，所述加载梁上安装有加载杆，所述加载杆的下端连接有顶块，所述顶块的上端为内球面结构、下端为外螺纹与测力计连接，所述测力计下方设置有千分表。
上述加载板的形状为下端为板片带通孔结构，所述通孔大小与转子轴相互匹配，所述加载板的上端为螺杆结构，且与加载梁的通孔连接。
上述加载梁开设有安装通孔，所述加载梁中部开设有加载用内螺纹孔，所述加载杆螺旋贯穿所述内螺纹孔。
上述加载杆的主体为外螺纹结构且上端为六方结构、下端为球头结构。
有益效果
本实用新型提供了一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置。具备以下有益效果：
1、该航空发动机转子支点台架状态静刚度测量试验装置，直接在航空发动机试车台架状态进行静刚度测量，测量值更接近航空发动机的实际使用状态，检测数据更加的准确，使人们使用起来更加的省心，进一步的满足了人们的使用需求，给人们的工作带来了便利。
2、该航空发动机转子支点台架状态静刚度测量试验装置，通过几个简单的构件，即可实现测量功能，主要测量构件为市面上通用产品，具有相当的可操作性，使人们使用起来更加的便捷，满足了人们的使用需求，给人们的工作带来了便利，值得推广使用。
附图说明
图1为本实用新型所述一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置的剖视结构示意图。
图2为本实用新型所述加载板的侧视结构示意图。
图3为本实用新型所述加载梁的俯视结构示意图。
图4为本实用新型所述加载杆的剖视结构示意图。
图中：1、螺母；2、加载梁；3、加载杆；4、顶块；5、测力计；6、加载板；7、千分表；8、转子支点；9、试车台架；10、外壳。
具体实施方式
下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
通过本领域人员，将本案中所有电气件与其适配的电源通过导线进行连接，并且应该根据实际情况，选择合适的控制器，以满足控制需求，具体连接以及控制顺序，应参考下述工作原理中，各电气件之间先后工作顺序完成电性连接，其详细连接手段，为本领域公知技术，下述主要介绍工作原理以及过程，不在对电气控制做说明。
实施例：结合说明书附图1-4可知，需要检测的发动机转子外壳10固定在试车台架9上，加载板6的底部与转子轴连接，加载板6的形状为下端为板片带通孔结构，通孔大小与转子轴相互匹配，加载板6的上端为螺杆结构，且与加载梁2的通孔连接，加载板6的顶部与加载梁2连接并通过螺母1装配固定，加载梁2开设有安装通孔，加载梁2中部开设有加载用内螺纹孔，加载杆3螺旋贯穿内螺纹孔，加载杆3的主体为外螺纹结构且上端为六方结构、下端为球头结构，加载杆3的下端连接有顶块4，顶块4的上端为内球面结构、下端为外螺纹与测力计5连接，测力计5下方设置有千分表7，测力计5以及千分表7均为市面通用产品，在使用时，将需要检测的发动机转子放置在加载板6上，通过旋转加载杆3，对发动机转子进行加载，通过测力计5读出施加的载荷值，通过千分表7读出变形值，即可完成测量工作。
综上所述，该航空发动机转子支点台架状态静刚度测量试验装置，达到了该航空发动机转子刚度检测装置检测效果好的目的，使该航空发动机转子刚度在检测过程中检测数据更加的准确，同时也可以对不同部位进行检测，使后续航空发动机转子在使用过程中更加的安全，使人们使用起来更加的省心，值得推广使用。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下。由语句“包括一个......限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素”。
尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本实用新型的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (4)
1.一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置，其特征在于，包括加载板（6），所述加载板（6）的底部与转子轴连接，所述加载板（6）的顶部与加载梁（2）连接，所述加载梁（2）上安装有加载杆（3），所述加载杆（3）的下端连接有顶块（4），所述顶块（4）的上端为内球面结构、下端为外螺纹与测力计（5）连接，所述测力计（5）下方设置有千分表（7）。
2.根据权利要求1所述的一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置，其特征在于，所述加载板（6）的形状为下端为板片带通孔结构，所述通孔大小与转子轴相互匹配，所述加载板（6）的上端为螺杆结构，且与加载梁（2）的通孔连接。
3.根据权利要求1所述的一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置，其特征在于，所述加载梁（2）开设有安装通孔，所述加载梁（2）中部开设有加载用内螺纹孔，所述加载杆（3）螺旋贯穿所述内螺纹孔。
4.根据权利要求1所述的一种台架状态转子支点静刚度测量试验装置，其特征在于，所述加载杆（3）的主体为外螺纹结构且上端为六方结构、下端为球头结构。
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2023
- 2023-05-22 CN CN202321236945.4U patent/CN220153838U/zh active Active
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