航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验系统及方法技术方案

本发明专利技术公开了一种航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验系统及方法，包括多个加载组件以及测量机构，试验组件左右两端的转接段通过多个加载组件分别于试验框架相连，试验组件上下两端固定在试验框架上，试验组件下部还通过第四加载组件与下试验框架相连，测量机构设置在右试验框架上，与试验组件相连。本发明专利技术试验方法，试验步骤清楚可行，加载过程详细，能够较真实地模拟航空发动机主要承力部件工作状态，在试验器上对航空发动机主要承力部件整体同步施加较复杂的载荷，适用于各类型航空发动机主要承力部件整体进行静强度考核试验。

【技术实现步骤摘要】
【专利说明】
本专利技术属于航空发动机试验领域，设及航空发动机主要承力部件整体静强度考核 试验系统及方法。 【
技术介绍
】 随着现代航空业的不断发展，需对航空发动机主要承力部件整体进行静强度考核 试验，考核主要承力部件整体在工作状态、多载荷共同作用下的屈服强度和极限强度是否 满足设计要求，了解其破坏模式。承力部件是航空发动机的重要部件之一，是支承转子和固 定静子的重要部件。发动机的推力也通过承力部件传到飞机上。 由于发动机承力部件的结构和载荷比较复杂，给承力部件结构设计、强度计算带 来一定的困难，常常需要通过试验来加 W验证，必须经过试验考核验证，由于受实验条件和 发动机的研制需要，现有试验不能满足对发动机主要承力部件的同轴度、刚度、变形量、屈 服强度和极限载荷等试验要求，此项试验是国内首次开展的试验项目，国内外也没有可W 借鉴的方法和技术。 【
技术实现思路
】 本专利技术所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提出一种航空发动 机主要承力部件整体静强度考核的试验系统及方法，整体考核了发动机整体变形情况，W 及转子支承的同屯、度，W验证航空发动机承力部件是否满足设计要求，了解其破坏模式。 本专利技术采用W下技术方案： 航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验方法，包括W下步骤： 步骤1:根据航空发动机试验主要承力部件的结构和发动机的工作状态，按照发动 机主要承力部件的整体静强度考核试验要求，模拟发动机主要承力部件的工作状态，根据 主要承力部件所承受的载荷，确定试验方案，即确定整体固定方法、加载方法；[000引步骤2:根据步骤1确定的试验方案和发动机试验组件的结构W及工作受载情况确 定转接段； 步骤3:根据试验方案和转接段结构，按照载荷等效平移、合成、分解原理，对原始 载荷进行转换计算，得到发动机试验组件加载用的试验载荷； 步骤4:根据步骤3确定的试验载荷，在不改变试验件受力状态下，将试验组件与转 接段连接，按照航空发动机连接吊装方式将所述试验组件水平安装在试验框架上，再通过 加载组件与试验框架连接； 步骤5:将测量机构固定在试验框架上，测量仪表安装在测量机构上，测量仪表的 感受部位接触到试验组件要求测量处； 步骤6:通过转接段和加载组件对试验组件进行加载，载荷分步施加，每次保载时 间3~5分钟，到100 %载荷记录测量数据，或者直接保载100 %载荷并记录测量数据； 步骤7:试验完成后，单调匀速完成卸载，关闭试验器，分解主要承力部件试验组 件，进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论，试验结束。 优选的，步骤1所述的主要承力部件所承受载荷包括包括X、Y、Z方向的力和绕X、Y、 Z轴的力矩。 在原相邻机厘是圆柱薄壳件或锥度不大的锥形壳体的情况下，转接段模拟相邻机 厘的轴向长度L>5减IT，其中，R表示转接件联接处的平均半径，h表示壁厚。 步骤6中对于屈服强度考核试验，重复所述载荷分布施加过程3~5次;对于极限载 荷试验，当试验加载到极限载荷时，保载并纪录测量数据，卸载组件。 本专利技术还公开一种用于实现所述用于航空发动机主要承力部件整体静强度考核 试验方法的试验系统，包括多个加载组件W及测量机构，试验组件左右两端分别设置有前 转接段和后转接段，前转接段和后转接段分别通过加载组件连接在试验框架上，试验组件 的下端通过主安装节支承连接到固定底座，试验组件上端通过辅助安装节支承与辅助安装 节固定板连接。 进一步地，试验组件从左到右依次为燃烧室机厘、压气机机厘、附件机厘，燃烧室 机厘通过辅助安装节支承与辅助安装节固定板连接，附件机厘通过主安装节支承连接到固 定底座。 进一步地，前转接段左侧与附件机厘连接，前转接段右侧通过并排设置的第一加 载组件和第二加载组件分别与右试验框架相连，前转接段下侧通过第=加载组件连接到固 定底座。进一步地，后转接段右侧与所述燃烧室机厘连接，后转接段左侧通过并排设置的第 六加载组件和第屯加载组件分别与左试验框架相连，后转接段下侧通过第五加载组件连接 到固定底座。 进一步地，每个加载组件由多个加载单元组成，加载单元的数量与主要承力部件 的加载点数量相同。 进一步地，每个加载单元包括传感器和液压作动筒，传感器一端通过传感器调节 螺杆与液压作动筒的一端相连，传感器另一端通过加载杆与前端万向连接头相连，前端万 向连接头用于和试验组件或转接段相连，液压作动筒另一端通过调节螺杆与后端万向连接 头相连，后端万向连接头用于和各试验框架相连，液压作动筒通过设置在其上的伺服阀与 试验控制台相连。 与现有技术相比，本专利技术至少具有W下有益效果： 本专利技术根据试验组件确定固定方法和加载方法，选择相应转接段，W模拟试验机 构受力状态;试验结束后进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论。实现了对 航空发动机主要承力部件在屈服载荷和极限载荷等作用下将航空发动机附件传动机厘、燃 烧室机厘、压气机机厘、主辅安装节等主要承力大部件，按照航空发动机装配状态进行安 装，并进行整体考核，W验证航空发动机承力部件是否满足设计要求，了解其破坏模式， 本专利技术试验方法和试验技术属国内首创，整体步骤清楚可行，加载过程详细，能够 较真实地模拟航空发动机主要承力部件工作状态，在试验器上对航空发动机主要承力部件 整体同步施加较复杂的载荷，适用于各类型航空发动机主要承力部件整体进行静强度考核 试验，对航空发动机承力部件类似结构的试验具有一定的可借鉴作用。 下面通过附图和实施例，对本专利技术的技术方案做进一步的详细描述。 【【附图说明】】 图1为本专利技术试验系统简图； 图2为本专利技术加载组件结构图；[002引图3为本专利技术试验流程图。 其中：1.燃烧室机厘；2.压气机机厘；3 .附件机厘；4.前转接段;5.第一加载组件； 6.右试验框架;7.第二加载组件;8.第=加载组件;9.固定底座；10.主安装节支撑;11.第四 加载组件；12.第五加载组件；13.后转接段；14.第六加载组件；15.左试验框架；16.第屯加 载组件；17.辅助安装节固定板；18.辅助安装节支撑；19.测量机构；20.前端万向连接头； 21. 加载杆;22.传感器;23.传感器调节螺杆;24.液压作动筒;25.伺服阀；26.试验控制台； 27.调节螺杆;28.后端万向连接头。 【【具体实施方式】】 请参阅图1和图2所示，本专利技术所述的航空发动机主要承力部件整体的静强度考核 试验方法是利用现有技术中的机厘结构疲劳试验器完成的。所述的机厘结构疲劳试验器包 括试验控制台26、固定底座9和试验测量机构。在机厘结构疲劳试验器上安装有第一至第屯 加载组件5、7、8、11、12、14、16。试验组件前端连接前转接段8，试验组件后端连接后转接段 13,试验组件下端通过主安装节支承10连接到固定底座9,试验组件上端通过辅助安装节支 承18与辅助安装节固定板17连接，固定在机厘结构疲劳试验器上。 每个加载组件由18个加载单元组成，加载单元的数量与任务书要求的主要承力部 件的加载点数量相同。各加载单元包括试件端万向连接头20、作动筒加载杆21、载荷传感器 22、 传感器调节螺杆23、液压作动筒24、伺服阀25、试验控制台26、调节螺杆27、试验器端万 向连接头28。本文档来自技高网...

【技术保护点】
航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：根据航空发动机试验主要承力部件的结构和发动机的工作状态，按照发动机主要承力部件的整体静强度考核试验要求，模拟发动机主要承力部件的工作状态，根据主要承力部件所承受的载荷，确定试验方案，包括确定整体固定方法、加载方法；步骤2：根据步骤1确定的试验方案和发动机试验组件的结构以及工作受载情况确定转接段；步骤3：根据试验方案和转接段结构，按照载荷等效平移、合成、分解原理，对原始载荷进行转换计算，得到发动机试验组件加载用的试验载荷；步骤4：根据步骤3确定的试验载荷，在不改变试验件受力状态下，将试验组件与转接段连接，按照航空发动机连接吊装方式将所述试验组件水平安装在试验框架上，再通过加载组件与试验框架连接；步骤5：将测量机构(19)固定在试验框架上，测量仪表安装在测量机构(19)上，测量仪表的感受部位接触到试验组件要求测量处；步骤6：通过转接段和加载组件对试验组件进行加载，载荷分步施加，每次保载时间3～5分钟，到100％载荷记录测量数据，或者直接保载100％载荷并记录测量数据；步骤7：试验完成后，单调匀速完成卸载，关闭试验器，分解主要承力部件试验组件，进行测试数据整理、分析，根据分析结果，给出试验结论，试验结束。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：刘忠华，叶新农，阎庆安，贺孝涛，张瑞玲，郭文涛，童安妥，杨鑫，
申请(专利权)人：西安航空动力股份有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西;61