飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置製造方法
2023-08-02 08:03:51
飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置製造方法
【專利摘要】本發明涉及飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，該方法通過採用伺服油缸對機匣的不同位置分別提供X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側向力及Z軸側向力，從而合成機匣的受力情況；該裝置通過伺服油缸、環形外管、環形內管、環形活塞、拉杆、內壓板及外壓板的設置，從而可靠驗證了該方法。這種飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，實現了有效模擬機匣的受力情況，同時模擬加載的載荷範圍較大，滿足了高強度試驗的需求。
【專利說明】飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，屬於飛機發動機【技術領域】。
【背景技術】
[0002]隨著我國航空技術的不斷發展，我國的航空事業取得了巨大的進步，然而涉及到發動機技術方面，卻一直是一項軟肋，受到國外的技術封鎖。發動機的機匣是飛機發動機的重要基礎件之一，其性能的好壞對發動機的運行質量有著致命的影響，因此對飛機發動機機匣的性能測試就顯得尤為重要。
[0003]由於飛機發動機的機匣通常為薄壁環形件，各個腔體分布在不同的水平面上，要求在不同的壓力下進行試驗，要保證強度試驗的順利進行難度極大。現有技術中對於機匣的強度試驗通常採用內壓加載的方式，即夾具密封夾住機匣的腔體兩端，同時採用大噸位的伺服油缸分別往內外腔體內注入液壓油壓迫機匣，通過獲取內外液壓油的壓差的方式來獲得機匣的強度，這種方式無疑較為落後，只能簡單模擬機匣的受力情況，不僅需要保證不同腔體之間不能發生串壓對機匣造成損害，同時模擬加載的載荷範圍較小，很難滿足高強度試驗的需求。
【發明內容】
[0004]本發明的目的在於克服上述現有技術的問題，提供一種飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，其可實現有效模擬機匣的受力情況，同時模擬加載的載荷範圍較大，可滿足高強度試驗的需求。
[0005]本發明的目的是通過以下技術方案來實現:
飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法，該機匣具有內腔體及外腔體，所述外腔體具有外腔上凸緣、外腔下凸緣及中間凸緣，所述內腔體具有凸伸出所述外腔體的內腔上凸緣及內腔下凸緣，所述中間凸緣具有對稱的第一加載凸臺及第二加載凸臺，以機匣的中心軸為X軸、所述第一加載凸臺及所述第二加載凸臺的連線方向為Y軸、以與Y軸在同一水平面上的水平垂線為Z軸，固定所述機匣，所述外腔上凸緣分別施加X軸向力、與所述外腔上凸緣相切的對稱扭矩力、沿所述外腔上凸緣徑向施加的Y軸側向力；所述內腔上凸緣分別施加X軸向力、與所述內腔上凸緣相切的對稱扭矩力、沿所述內腔上凸緣的徑向施加的Y軸側向力及Z軸側向力；所述第一加載凸臺分別施加沿所述中心凸緣徑向的Y軸側向力及與所述中心凸緣相切的Z軸側向力；所述第二加載凸臺分別施加沿所述中心凸緣徑向的Y軸側向力及與所述中心凸緣相切的Z軸側向力；所述第一加載臺處的Z軸側向力與所述第二加載臺處的Z軸側向力同向，所有的X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側向力及Z軸側向力分別由伺服油缸提供。
[0006]進一步地，所述內腔上凸緣施加的X軸向力包括對稱的X軸向分力。
[0007]飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，該機匣具有內腔體及外腔體，所述外腔體具有外腔上凸緣、外腔下凸緣及中間凸緣，所述內腔體具有凸伸出所述外腔體的內腔上凸緣及內腔下凸緣，所述中間凸緣具有對稱的第一加載凸臺及第二加載凸臺，以機匣的中心軸為X軸、所述第一加載凸臺及所述第二加載凸臺的連線方向為Y軸、以與Y軸在同一水平面上的水平垂線為Z軸，所述外腔下凸緣及所述內腔下凸緣密封固定設置在底座上，所述外腔上凸緣固定連接有環形外管，所述外腔上凸緣與所述環形外管的連接處沿Y軸方向分別對稱設有加載連接臺；所述底座的中間位置固定鉸接一貫穿所述內腔體的拉杆，所述內腔上凸緣固定連接有環形內管，所述環形內管的邊緣向上凸伸有抵持部，所述抵接部的上方固定連接有內壓板；所述內壓板與所述拉杆之間具有間隙，所述拉杆上端套設有環形活塞，所述環形活塞與所述環形外管的內壁密封連接；所述內壓板沿Y軸方向及Z軸方向分別對稱凸伸有連接部，所述連接部貫穿並延伸出所述環形外管；所述內壓板上對稱固設有安裝凸臺，所述環形外管上方固定連接有外壓板，所述外壓板對應所述安裝凸臺的位置設有開口 ；所述外壓板的上方中間位置沿X軸方向固定鉸接伺服油缸，兩個連接加載臺沿Z軸方向分別反向固定鉸接伺服油缸，其中一個連接加載臺沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸；所述安裝凸臺沿X軸方向固定鉸接伺服油缸，位於Y軸方向的兩個連接部沿Z軸方向反向固定鉸接伺服油缸，其中一個位於Y軸方向的連接部沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸，其中一個位於Z軸方向的連接部沿Z軸方向固定鉸接伺服油缸；所述第一加載凸臺分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸；所述第二加載凸臺分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸，所述第一加載凸臺及所述第二加載凸臺沿所述Z軸方向設置的伺服油缸同向。
[0008]進一步地，所述環形活塞上設有與所述抵接部相配合貫穿孔，所述抵接部貫穿所述貫穿孔並與所述內壓板連接。
[0009]進一步地，所述伺服油缸與安裝架固定鉸接。
[0010]本發明所述的飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，該方法通過採用伺服油缸對機匣的不同位置分別提供X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側向力及Z軸側向力，從而合成機匣的受力情況；該裝置通過伺服油缸、環形外管、環形內管、環形活塞、拉杆、內壓板及外壓板的設置，從而可靠驗證了該方法。這種飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，實現了有效模擬機匣的受力情況，同時模擬加載的載荷範圍較大，滿足了高強度試驗的需求。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0011]圖1為本發明所述飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置與安裝架連接時的立體結構示意圖；
圖2為圖1中去除安裝架後的立體結構示意圖；
圖3為圖2去除伺服油缸後的剖視圖。
【具體實施方式】
[0012]下面根據附圖和實施例對本發明作進一步詳細說明。
[0013]如圖1至圖3所示，本發明實施例所述的飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法，該機匣10具有內腔體I及外腔體2，外腔體2具有外腔上凸緣21、外腔下凸緣22及中間凸緣23，內腔體I具有凸伸出外腔體2的內腔上凸緣11及內腔下凸緣12，中間凸緣23具有對稱的第一加載凸臺231及第二加載凸臺232，以機匣的中心軸為X軸、第一加載凸臺及第二加載凸臺的連線方向為Y軸、以與Y軸在同一水平面上的水平垂線為Z軸，固定所述機匣10，外腔上凸緣21分別施加X軸向力F1、與外腔上凸緣21相切的對稱扭矩力F2及F3、沿外腔上凸緣21徑向施加的Y軸側向力F4 ;內腔上凸緣11分別施加X軸向力F5、與內腔上凸緣11相切的對稱扭矩力F6及F7、沿內腔上凸緣11的徑向施加的Y軸側向力F8及Z軸側向力F9 ;第一加載凸臺231分別施加沿中心凸緣23徑向的Y軸側向力FlO及與中心凸緣23相切的Z軸側向力Fll ;第二加載凸臺232分別施加沿中心凸緣23徑向的Y軸偵_力F12及與中心凸緣23相切的Z軸側向力F13 ;第一加載臺231處的Z軸側向力Fll與第二加載臺處232的Z軸側向力F13同向，所有的X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側向力及Z軸側向力分別由伺服油缸提供。內腔上凸緣11施加的X軸向力F5包括對稱的X軸向分力 F5a 及 F5b。
[0014]如圖1至圖3所示，飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，該機匣10具有內腔體I及外腔體2，外腔體2具有外腔上凸緣21、外腔下凸緣22及中間凸緣23，內腔體I具有凸伸出外腔體2的內腔上凸緣11及內腔下凸緣12，中間凸緣23具有對稱的第一加載凸臺231及第二加載凸臺232，以機匣10的中心軸為X軸、第一加載凸臺231及第二加載凸臺232的連線方向為Y軸、以與Y軸在同一水平面上的水平垂線為Z軸，外腔下凸緣21及內腔下凸緣12密封固定設置在底座3上，外腔上凸緣21固定連接有環形外管4，外腔上凸緣21與環形外管4的連接處沿Y軸方向分別對稱設有加載連接臺41a、41b ;底座3的中間位置固定鉸接一貫穿內腔體I的拉杆5，內腔上凸緣11固定連接有環形內管6，環形內管6的邊緣向上凸伸有抵持部61，抵接部61的上方固定連接有內壓板7 ;內壓板7與拉杆5之間具有間隙，拉杆5上端套設有環形活塞8，環形活塞8與環形外管4的內壁密封連接；內壓板7沿Y軸方向及Z軸方向分別對稱凸伸有連接部71a、71b、71c、71d，連接部71a、71b、71c、71d貫穿並延伸出環形外管4 ;內壓板7上對稱固設有安裝凸臺72,環形外管4上方固定連接有外壓板9，外壓板9對應安裝凸臺72的位置設有開口 ；外壓板9的上方中間位置沿X軸方向固定鉸接伺服油缸SI，用以提供F1，兩個連接加載臺41a、41b沿Z軸方向分別反向固定鉸接伺服油缸S2、S3，用以提供F2、F3，其中一個連接加載臺31a沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸S4，用以提供F4 ;安裝凸臺72沿X軸方向固定鉸接伺服油缸S5a、S5b，用以提供F5a、F5b，位於Y軸方向的兩個連接部71a、71b沿Z軸方向反向固定鉸接伺服油缸S6、S7，用以提供F6、F7，其中一個位於Y軸方向的連接部71a沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸S8，用以提供F8，其中一個位於Z軸方向的連接部71c沿Z軸方向固定鉸接伺服油缸S9，用以提供F9;第一加載凸臺231分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸S10、S11，用以提供F10、Fll ;第二加載凸臺232分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸S12、S13，用以提供F10、F11，第一加載凸臺231及第二加載凸臺232沿Z軸方向設置的伺服油缸Sll及S13同向。
[0015]環形活塞8上設有與抵接部61相配合貫穿孔，抵接部61貫穿貫穿孔並與內壓板7連接。伺服油缸與安裝架20固定鉸接。
[0016]環形活塞8通過拉杆5與底座3連接，環形活塞8與環形外管4連接，環形外管4與機匣10連接，機匣10又與底座3密封固定，從而形成了內力閉環，避免了多餘力的產生。[0017]以上所述僅為說明本發明的實施方式，並不用於限制本發明，對於本領域的技術人員來說，凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。
【權利要求】
1.飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法，該機匣具有內腔體及外腔體，所述外腔體具有外腔上凸緣、外腔下凸緣及中間凸緣，所述內腔體具有凸伸出所述外腔體的內腔上凸緣及內腔下凸緣，所述中間凸緣具有對稱的第一加載凸臺及第二加載凸臺，以機匣的中心軸為X軸、所述第一加載凸臺及所述第二加載凸臺的連線方向為Y軸、以與Y軸在同一水平面上的水平垂線為Z軸，其特徵在於，固定所述機匣， 所述外腔上凸緣分別施加X軸向力、與所述外腔上凸緣相切的對稱扭矩力、沿所述外腔上凸緣徑向施加的Y軸側向力； 所述內腔上凸緣分別施加X軸向力、與所述內腔上凸緣相切的對稱扭矩力、沿所述內腔上凸緣的徑向施加的Y軸側向力及Z軸側向力； 所述第一加載凸臺分別施加沿所述中心凸緣徑向的Y軸側向力及與所述中心凸緣相切的Z軸側向力； 所述第二加載凸臺分別施加沿所述中心凸緣徑向的Y軸側向力及與所述中心凸緣相切的Z軸側向力； 所述第一加載臺處的Z軸側向力與所述第二加載臺處的Z軸側向力同向，所有的X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側向力及Z軸側向力分別由伺服油缸提供。
2.如權利要求1所述的飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法，其特徵在於，所述內腔上凸緣施加的X軸向力包括對稱的X軸向分力。
3.飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，該機匣具有內腔體及外腔體，所述外腔體具有外腔上凸緣、外腔下凸緣及中間凸緣，所述內腔體具有凸伸出所述外腔體的內腔上凸緣及內腔下凸緣，所述·中間凸緣具有對稱的第一加載凸臺及第二加載凸臺，以機匣的中心軸為X軸、所述第一加載凸臺及所述第二加載凸臺的連線方向為Y軸、以與Y軸在同一水平面上的水平垂線為Z軸，其特徵在於，所述外腔下凸緣及所述內腔下凸緣密封固定設置在底座上， 所述外腔上凸緣固定連接有環形外管，所述外腔上凸緣與所述環形外管的連接處沿Y軸方向分別對稱設有加載連接臺；所述底座的中間位置固定鉸接一貫穿所述內腔體的拉杆，所述內腔上凸緣固定連接有環形內管，所述環形內管的邊緣向上凸伸有抵持部，所述抵接部的上方固定連接有內壓板；所述內壓板與所述拉杆之間具有間隙，所述拉杆上端套設有環形活塞，所述環形活塞與所述環形外管的內壁密封連接； 所述內壓板沿Y軸方向及Z軸方向分別對稱凸伸有連接部，所述連接部貫穿並延伸出所述環形外管；所述內壓板上對稱固設有安裝凸臺，所述環形外管上方固定連接有外壓板，所述外壓板對應所述安裝凸臺的位置設有開口； 所述外壓板的上方中間位置沿X軸方向固定鉸接伺服油缸，兩個連接加載臺沿Z軸方向分別反向固定鉸接伺服油缸，其中一個連接加載臺沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸； 所述安裝凸臺沿X軸方向固定鉸接伺服油缸，位於Y軸方向的兩個連接部沿Z軸方向反向固定鉸接伺服油缸，其中一個位於Y軸方向的連接部沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸，其中一個位於Z軸方向的連接部沿Z軸方向固定鉸接伺服油缸； 所述第一加載凸臺分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸；所述第二加載凸臺分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸，所述第一加載凸臺及所述第二加載凸臺沿所述Z軸方向設置的伺服油缸同向。
4.如權利要求3所述的飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，其特徵在於，所述環形活塞上設有與所述抵接部相配合貫穿孔，所述抵接部貫穿所述貫穿孔並與所述內壓板連接。
5.如權利要求4所述的飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，其特徵在於，所述伺服油 缸與安裝架固定鉸接。
【文檔編號】G01M13/00GK103592111SQ201310520444
【公開日】2014年2月19日 申請日期:2013年10月29日 優先權日:2013年10月29日
【發明者】朱曉兵, 支曉陽 申請人:無錫市海航電液伺服系統有限公司