航空發(fā)動機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)系統(tǒng)及方法
【專利說明】航空發(fā)動機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)系統(tǒng)及方法 【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航空發(fā)動機(jī)試驗(yàn)領(lǐng)域，設(shè)及航空發(fā)動機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核 試驗(yàn)系統(tǒng)及方法。 【【背景技術(shù)】】
[0002] 隨著現(xiàn)代航空業(yè)的不斷發(fā)展，需對航空發(fā)動機(jī)主要承力部件整體進(jìn)行靜強(qiáng)度考核 試驗(yàn)，考核主要承力部件整體在工作狀態(tài)、多載荷共同作用下的屈服強(qiáng)度和極限強(qiáng)度是否 滿足設(shè)計(jì)要求，了解其破壞模式。承力部件是航空發(fā)動機(jī)的重要部件之一，是支承轉(zhuǎn)子和固 定靜子的重要部件。發(fā)動機(jī)的推力也通過承力部件傳到飛機(jī)上。
[0003] 由于發(fā)動機(jī)承力部件的結(jié)構(gòu)和載荷比較復(fù)雜，給承力部件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、強(qiáng)度計(jì)算帶 來一定的困難，常常需要通過試驗(yàn)來加 W驗(yàn)證，必須經(jīng)過試驗(yàn)考核驗(yàn)證，由于受實(shí)驗(yàn)條件和 發(fā)動機(jī)的研制需要，現(xiàn)有試驗(yàn)不能滿足對發(fā)動機(jī)主要承力部件的同軸度、剛度、變形量、屈 服強(qiáng)度和極限載荷等試驗(yàn)要求，此項(xiàng)試驗(yàn)是國內(nèi)首次開展的試驗(yàn)項(xiàng)目，國內(nèi)外也沒有可W 借鑒的方法和技術(shù)。 【
【發(fā)明內(nèi)容】
】
[0004] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于針對上述現(xiàn)有技術(shù)中的不足，提出一種航空發(fā)動 機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核的試驗(yàn)系統(tǒng)及方法，整體考核了發(fā)動機(jī)整體變形情況，W 及轉(zhuǎn)子支承的同屯、度，W驗(yàn)證航空發(fā)動機(jī)承力部件是否滿足設(shè)計(jì)要求，了解其破壞模式。
[0005] 本發(fā)明采用W下技術(shù)方案：
[0006] 航空發(fā)動機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)方法，包括W下步驟：
[0007] 步驟1:根據(jù)航空發(fā)動機(jī)試驗(yàn)主要承力部件的結(jié)構(gòu)和發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)，按照發(fā)動 機(jī)主要承力部件的整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)要求，模擬發(fā)動機(jī)主要承力部件的工作狀態(tài)，根據(jù) 主要承力部件所承受的載荷，確定試驗(yàn)方案，即確定整體固定方法、加載方法；
[000引步驟2:根據(jù)步驟1確定的試驗(yàn)方案和發(fā)動機(jī)試驗(yàn)組件的結(jié)構(gòu)W及工作受載情況確 定轉(zhuǎn)接段；
[0009] 步驟3:根據(jù)試驗(yàn)方案和轉(zhuǎn)接段結(jié)構(gòu)，按照載荷等效平移、合成、分解原理，對原始 載荷進(jìn)行轉(zhuǎn)換計(jì)算，得到發(fā)動機(jī)試驗(yàn)組件加載用的試驗(yàn)載荷；
[0010] 步驟4:根據(jù)步驟3確定的試驗(yàn)載荷，在不改變試驗(yàn)件受力狀態(tài)下，將試驗(yàn)組件與轉(zhuǎn) 接段連接，按照航空發(fā)動機(jī)連接吊裝方式將所述試驗(yàn)組件水平安裝在試驗(yàn)框架上，再通過 加載組件與試驗(yàn)框架連接；
[0011] 步驟5:將測量機(jī)構(gòu)固定在試驗(yàn)框架上，測量儀表安裝在測量機(jī)構(gòu)上，測量儀表的 感受部位接觸到試驗(yàn)組件要求測量處；
[0012] 步驟6:通過轉(zhuǎn)接段和加載組件對試驗(yàn)組件進(jìn)行加載，載荷分步施加，每次保載時(shí) 間3~5分鐘，到100 %載荷記錄測量數(shù)據(jù)，或者直接保載100 %載荷并記錄測量數(shù)據(jù)；
[0013] 步驟7:試驗(yàn)完成后，單調(diào)勻速完成卸載，關(guān)閉試驗(yàn)器，分解主要承力部件試驗(yàn)組 件，進(jìn)行測試數(shù)據(jù)整理、分析，根據(jù)分析結(jié)果，給出試驗(yàn)結(jié)論，試驗(yàn)結(jié)束。
[0014] 優(yōu)選的，步驟1所述的主要承力部件所承受載荷包括包括X、Y、Z方向的力和繞X、Y、 Z軸的力矩。
[0015] 在原相鄰機(jī)厘是圓柱薄殼件或錐度不大的錐形殼體的情況下，轉(zhuǎn)接段模擬相鄰機(jī) 厘的軸向長度L>5減IT，其中，R表示轉(zhuǎn)接件聯(lián)接處的平均半徑，h表示壁厚。
[0016] 步驟6中對于屈服強(qiáng)度考核試驗(yàn)，重復(fù)所述載荷分布施加過程3~5次;對于極限載 荷試驗(yàn)，當(dāng)試驗(yàn)加載到極限載荷時(shí)，保載并紀(jì)錄測量數(shù)據(jù)，卸載組件。
[0017] 本發(fā)明還公開一種用于實(shí)現(xiàn)所述用于航空發(fā)動機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核 試驗(yàn)方法的試驗(yàn)系統(tǒng)，包括多個(gè)加載組件W及測量機(jī)構(gòu)，試驗(yàn)組件左右兩端分別設(shè)置有前 轉(zhuǎn)接段和后轉(zhuǎn)接段，前轉(zhuǎn)接段和后轉(zhuǎn)接段分別通過加載組件連接在試驗(yàn)框架上，試驗(yàn)組件 的下端通過主安裝節(jié)支承連接到固定底座，試驗(yàn)組件上端通過輔助安裝節(jié)支承與輔助安裝 節(jié)固定板連接。
[0018] 進(jìn)一步地，試驗(yàn)組件從左到右依次為燃燒室機(jī)厘、壓氣機(jī)機(jī)厘、附件機(jī)厘，燃燒室 機(jī)厘通過輔助安裝節(jié)支承與輔助安裝節(jié)固定板連接，附件機(jī)厘通過主安裝節(jié)支承連接到固 定底座。
[0019] 進(jìn)一步地，前轉(zhuǎn)接段左側(cè)與附件機(jī)厘連接，前轉(zhuǎn)接段右側(cè)通過并排設(shè)置的第一加 載組件和第二加載組件分別與右試驗(yàn)框架相連，前轉(zhuǎn)接段下側(cè)通過第=加載組件連接到固 定底座。進(jìn)一步地，后轉(zhuǎn)接段右側(cè)與所述燃燒室機(jī)厘連接，后轉(zhuǎn)接段左側(cè)通過并排設(shè)置的第 六加載組件和第屯加載組件分別與左試驗(yàn)框架相連，后轉(zhuǎn)接段下側(cè)通過第五加載組件連接 到固定底座。
[0020] 進(jìn)一步地，每個(gè)加載組件由多個(gè)加載單元組成，加載單元的數(shù)量與主要承力部件 的加載點(diǎn)數(shù)量相同。
[0021 ] 進(jìn)一步地，每個(gè)加載單元包括傳感器和液壓作動筒，傳感器一端通過傳感器調(diào)節(jié) 螺桿與液壓作動筒的一端相連，傳感器另一端通過加載桿與前端萬向連接頭相連，前端萬 向連接頭用于和試驗(yàn)組件或轉(zhuǎn)接段相連，液壓作動筒另一端通過調(diào)節(jié)螺桿與后端萬向連接 頭相連，后端萬向連接頭用于和各試驗(yàn)框架相連，液壓作動筒通過設(shè)置在其上的伺服閥與 試驗(yàn)控制臺相連。
[0022] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明至少具有W下有益效果：
[0023] 本發(fā)明根據(jù)試驗(yàn)組件確定固定方法和加載方法，選擇相應(yīng)轉(zhuǎn)接段，W模擬試驗(yàn)機(jī) 構(gòu)受力狀態(tài);試驗(yàn)結(jié)束后進(jìn)行測試數(shù)據(jù)整理、分析，根據(jù)分析結(jié)果，給出試驗(yàn)結(jié)論。實(shí)現(xiàn)了對 航空發(fā)動機(jī)主要承力部件在屈服載荷和極限載荷等作用下將航空發(fā)動機(jī)附件傳動機(jī)厘、燃 燒室機(jī)厘、壓氣機(jī)機(jī)厘、主輔安裝節(jié)等主要承力大部件，按照航空發(fā)動機(jī)裝配狀態(tài)進(jìn)行安 裝，并進(jìn)行整體考核，W驗(yàn)證航空發(fā)動機(jī)承力部件是否滿足設(shè)計(jì)要求，了解其破壞模式，
[0024] 本發(fā)明試驗(yàn)方法和試驗(yàn)技術(shù)屬國內(nèi)首創(chuàng)，整體步驟清楚可行，加載過程詳細(xì)，能夠 較真實(shí)地模擬航空發(fā)動機(jī)主要承力部件工作狀態(tài)，在試驗(yàn)器上對航空發(fā)動機(jī)主要承力部件 整體同步施加較復(fù)雜的載荷，適用于各類型航空發(fā)動機(jī)主要承力部件整體進(jìn)行靜強(qiáng)度考核 試驗(yàn)，對航空發(fā)動機(jī)承力部件類似結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)具有一定的可借鑒作用。
[0025] 下面通過附圖和實(shí)施例，對本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)描述。 【【附圖說明】】
[0026] 圖1為本發(fā)明試驗(yàn)系統(tǒng)簡圖；
[0027] 圖2為本發(fā)明加載組件結(jié)構(gòu)圖；
[002引圖3為本發(fā)明試驗(yàn)流程圖。
[0029] 其中：1.燃燒室機(jī)厘；2.壓氣機(jī)機(jī)厘；3 .附件機(jī)厘；4.前轉(zhuǎn)接段;5.第一加載組件； 6.右試驗(yàn)框架;7.第二加載組件;8.第=加載組件;9.固定底座；10.主安裝節(jié)支撐;11.第四 加載組件；12.第五加載組件；13.后轉(zhuǎn)接段；14.第六加載組件；15.左試驗(yàn)框架；16.第屯加 載組件；17.輔助安裝節(jié)固定板；18.輔助安裝節(jié)支撐；19.測量機(jī)構(gòu)；20.前端萬向連接頭； 21. 加載桿;22.傳感器;23.傳感器調(diào)節(jié)螺桿;24.液壓作動筒;25.伺服閥；26.試驗(yàn)控制臺； 27.調(diào)節(jié)螺桿;28.后端萬向連接頭。 【【具體實(shí)施方式】】
[0030] 請參閱圖1和圖2所示，本發(fā)明所述的航空發(fā)動機(jī)主要承力部件整體的靜強(qiáng)度考核 試驗(yàn)方法是利用現(xiàn)有技術(shù)中的機(jī)厘結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)器完成的。所述的機(jī)厘結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)器包 括試驗(yàn)控制臺26、固定底座9和試驗(yàn)測量機(jī)構(gòu)。在機(jī)厘結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)器上安裝有第一至第屯 加載組件5、7、8、11、12、14、16。試驗(yàn)組件前端連接前轉(zhuǎn)接段8，試驗(yàn)組件后端連接后轉(zhuǎn)接段 13,試驗(yàn)組件下端通過主安裝節(jié)支承10連接到固定底座9,試驗(yàn)組件上端通過輔助安裝節(jié)支 承18與輔助安裝節(jié)固定板17連接，固定在機(jī)厘結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)器上。
[0031] 每個(gè)加載組件由18個(gè)加載單元組成，加載單元的數(shù)量與任務(wù)書要求的主要承力部 件的加載點(diǎn)數(shù)量相同。各加載單元包括試件端萬向連接頭20、作動筒加載桿21、載荷傳感器 22、 傳感器調(diào)節(jié)螺桿23、液壓作動筒24、伺服閥25、試驗(yàn)控制臺26、調(diào)節(jié)螺桿27、試驗(yàn)器端萬 向連接頭28。所述傳感器22-端通過傳感器調(diào)節(jié)螺桿23與液壓作動筒24的一端相連，傳感 器22另一端通過加載桿21與前端萬向連接頭20相連，前端萬向連接頭20與試驗(yàn)組件或轉(zhuǎn)接 段相連，液壓作動筒24另一端通過調(diào)節(jié)螺桿27與后端萬向連接頭28相連，每個(gè)后端萬向連 接頭28分別與各試驗(yàn)框架相連，液壓作動筒24通過設(shè)置在其上的伺服閥25與試驗(yàn)控制臺26 相連。
[0032] 本實(shí)施例中的試驗(yàn)包括同軸度測量、剛度測量、變形量測量、屈服強(qiáng)度試驗(yàn)和極限 載荷試驗(yàn)，請參閱圖3所示，本發(fā)明航空發(fā)動機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)方法具體 步驟如下：
[0033] 步驟一.確定試驗(yàn)方案。根據(jù)航空發(fā)動機(jī)試驗(yàn)主要承力部件燃燒室機(jī)厘1、壓氣機(jī) 機(jī)厘2、附件機(jī)厘3的結(jié)構(gòu)、發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)，按照發(fā)動機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn) 要求，模擬航空發(fā)動機(jī)主要承力部件工作狀態(tài)、工作受載情況和相鄰連接零件，W確定主要 承力部件承受的載荷。所述的航空發(fā)動機(jī)主要承力部件載荷包括X、Y、Z方向的力和繞X、Y、Z 軸的力矩(或稱力偶），根據(jù)主要承力部件所承受的載荷，確定試驗(yàn)方案即確定航空發(fā)動機(jī) 主要承力部件即試驗(yàn)組件固定方法和加載方法。本次試驗(yàn)方案是將試驗(yàn)組件通過主安裝節(jié) 支承10，連接到固定底座9上，試驗(yàn)載荷通過前轉(zhuǎn)接段4，后轉(zhuǎn)接段13施加到試驗(yàn)組件上。
[0034] 步驟二