一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置制造方法及图纸

一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置，包括振动台以及与之相连的振动台控制系统，振动台上固定有一体式夹具本体，一体式夹具本体采用多面体棱柱型，每个棱面及端面上均开设有能够固定试验受感部的结合孔，试验受感部能够沿X向、Y向或Z向采用与在发动机机匣中相同的装夹方式安装在结合孔上；与试验受感部正对设置有激光位移传感器，振动台上设有振动传感器。本发明专利技术满足三个方向上的载荷试验需求，能同时进行多个试验受感部的试验，提高了试验效率，也保证了多个试验受感部试验状态的一致性。本发明专利技术的试验受感部在结合孔上采用悬臂安装，这与在发动机机匣中的装夹方式相同，因此能真实反映出试验受感部的承受载荷，准确地得到受感部的疲劳强度。

Vibration fatigue test device for Aeroengine receiving part

A vibration fatigue test device for the sensing part of an aeroengine is provided, which comprises a shaking table and a shaking table control system connected with the shaking table. An integral clamp body is fixed on the shaking table. The integral clamp body adopts a polyhedron prism. Each prism and end face is provided with a bonding hole which can fix the sensing part of the test, and the test is subjected to the test. The induction part can be mounted on the bonding hole in the same way as in the engine casing along the X, Y or Z directions, and a laser displacement sensor is arranged opposite to the test induction part, and a vibration sensor is arranged on the shaking table. The invention meets the load test requirements in three directions, and can carry out the tests of multiple test sensing parts simultaneously, thereby improving the test efficiency and ensuring the consistency of the test states of multiple test sensing parts. The test sensing part of the invention adopts cantilever mounting on the bonding hole, which is the same as the clamping method in the engine casing, so it can truly reflect the load bearing of the test sensing part and accurately obtain the fatigue strength of the sensing part.

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置
本专利技术属于航空发动机测试领域，具体涉及一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置。
技术介绍
航空发动机受感部是测量发动机不同截面位置温度、压力等参数的重要构件，一台发动机从科研阶段到批量生产，需要大量的温度、压力等测试受感部。由于大多数受感部直接由发动机机匣插入发动机内部，并且在悬臂状态下工作，受感部的可靠性显得尤为重要，特别是安装在发动机主流道中的受感部，其可靠性直接影响发动机整机试车的安全性。由于受感部的设计和制作成本都很高，为降低受感部的使用成本，必须通过振动疲劳试验使受感部具有合理的使用寿命。以往受感部疲劳试验工装都只适合单支试验，一个工装一次只能对一件试验件进行疲劳试验，试验效率低，周期长，试验件装夹及载荷加载一致性差。
技术实现思路
本专利技术的目的在于针对上述现有技术中的问题，提供一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置，该装置安装方便，能够快速并且高精度的完成受感部疲劳试验，节省试验成本。为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案为：包括振动台以及与之相连的振动台控制系统，振动台上固定有一体式夹具本体，一体式夹具本体采用多面体棱柱型，每个棱面及端面上均开设有能够固定试验受感部的结合孔，试验受感部能够沿X向、Y向或Z向采用与在发动机机匣中相同的装夹方式安装在结合孔上；与试验受感部正对设置有激光位移传感器，振动台上设有振动传感器。所述的试验受感部能够沿X向或Y向固定在每个棱面上的结合孔中，与每个棱面对应的一体式夹具本体端面上开设有能够将试验受感部沿Z向固定的结合孔。所述的试验受感部通过安装螺钉连接一体式夹具本体，一体式夹具本体的每个棱面对应试验受感部沿X向或Y向固定，在结合孔外周呈十字交叉开设两对螺钉孔。一体式夹具本体底部整体加工有连接法兰，连接法兰与振动台固定连接。所述的连接法兰外周开设有螺栓安装孔槽，通过连接螺栓将振动台与之固定。所述的振动台控制系统控制振动台按设定的加速度量值进行共振扫描，确定共振点。所述的振动台控制系统控制振动台按试验受感部的振动疲劳试验载荷谱，给试验受感部加载振动载荷，按振动疲劳试验载荷谱的载荷与时间完成疲劳试验。所述的试验受感部按照在发动机机匣上的安装方式和力矩与一体式夹具本体紧固。与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：采用多面体棱柱型的一体式夹具本体，每个棱面均能够将试验受感部沿X向或Y向安装试验，端面能够将试验受感部沿Z向安装试验，满足三个方向上的载荷试验需求，根据受感部疲劳试验大纲要求，当完成一个方向的疲劳试验后，更换试验受感部的安装方向，能够按相应的载荷谱完成其它两个方向的疲劳试验，并且通过一体式夹具本体同时进行多个试验受感部的试验，使得试验周期有效缩短，提高了试验效率，也保证了多个试验受感部试验状态的一致性。本专利技术的试验受感部在结合孔上采用悬臂安装，这与在发动机机匣中的装夹方式相同，因此能够真实反映出试验受感部的承受载荷，继而也能够准确地得到试验受感部的疲劳强度，高精度的完成试验。进一步的，本专利技术的一体式夹具本体底部整体加工有连接法兰，采用整体加工的形式避免了焊接变形或螺栓连接造成的振动夹具频响特性失真，提高了试验精度。附图说明图1本专利技术一体式夹具本体的装配结构示意图；图2本专利技术的整体结构示意图；附图中：1-一体式夹具本体；2-连接法兰；3-安装螺钉；4-试验受感部；5-振动台；6-激光位移传感器；7-振动传感器；8-连接螺栓；9-振动台控制系统。具体实施方式下面结合附图对本专利技术做进一步的详细说明。参见图1-2，本专利技术航空发动机受感部振动疲劳试验装置包括振动台5以及与之相连的振动台控制系统9，振动台5上固定有一体式夹具本体1，一体式夹具本体1底部整体加工有连接法兰2，连接法兰2通过连接螺栓8与振动台5固定连接，连接法兰2外周开设有螺栓安装孔槽。一体式夹具本体1采用多面体棱柱型，每个棱面及端面上均开设有能够固定试验受感部4的结合孔，试验受感部4能够沿X向、Y向或Z向采用与在发动机机匣中相同的装夹方式安装在结合孔上，其中，试验受感部4能够沿X向或Y向固定在每个棱面上的结合孔中，与每个棱面对应的一体式夹具本体1端面上开设有能够将试验受感部4沿Z向固定的结合孔。试验受感部4通过安装螺钉3连接一体式夹具本体1，一体式夹具本体1的每个棱面对应试验受感部4沿X向或Y向固定，在结合孔外周呈十字交叉开设两对螺钉孔。试验受感部4按照在发动机机匣上的安装力矩与一体式夹具本体1紧固，与试验受感部4正对设置有激光位移传感器6，振动台控制系统9控制振动台5按设定的加速度量值进行共振扫描，振动台5上设有振动传感器7，振动台控制系统9控制振动台5按试验受感部4的振动疲劳试验载荷谱给试验受感部4加载振动载荷，按振动疲劳试验载荷谱的载荷与时间完成疲劳试验。将本专利技术的一体式夹具本体1通过连接法兰2安装在振动台5上，由试验受感部4、振动台5、激光位移传感器6、振动传感器7和振动台控制系统9组成测量系统，通过振动台5加载激励，使试验受感部4产生振动，从而完成疲劳考核试验。其试验步骤为：a.将一体式夹具本体1置于振动台5上，用连接螺栓8将连接法兰2与振动台5连接；b.将多个试验受感部4按一定方向通过安装螺钉3安装在一体式夹具本体1上，并按照试验受感部4在发动机机匣上的安装力矩进行紧固；c.将激光位移传感器6对准试验受感部4，通过振动台控制系统9控制振动台5按规定的加速度量值进行共振扫描，确定共振点，记录共振点幅值范围。疲劳试验过程中，通过移动激光位移传感器6随时监控各试验受感部位移幅值变化，以此判断试验受感部试验状态；d.将振动传感器7粘贴在振动台5上，通过振动台控制系统9控制振动台5按受感部振动疲劳试验载荷谱给试验受感部4加载振动载荷，按载荷谱载荷和时间完成疲劳试验。e.根据受感部疲劳试验大纲要求，完成一个方向的疲劳试验后，按试验载荷谱要求，可将试验受感部4更换安装方向，按相应的载荷谱完成其它两个方向的疲劳试验。本专利技术采用与受感部在发动机机匣上相同的装夹方式，在装置设计过程中，通过有限元计算，结构设计合理，装夹方便，夹具的固有频率高于受感部自身固有频率的1.2倍以上。采用该装置进行受感部振动疲劳试验，能真实地反映受感部抗疲劳能力，为合理评估受感部安全寿命提供依据，且能同时进行多个受感部的试验，大大地提高了试验效率，节约了成本。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：包括振动台(5)以及与之相连的振动台控制系统(9)，振动台(5)上固定有一体式夹具本体(1)，一体式夹具本体(1)采用多面体棱柱型，每个棱面及端面上均开设有能够固定试验受感部(4)的结合孔，试验受感部(4)能够沿X向、Y向或Z向采用与在发动机机匣中相同的装夹方式安装在结合孔上；与试验受感部(4)正对设置有激光位移传感器(6)，振动台(5)上设有振动传感器(7)。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：包括振动台(5)以及与之相连的振动台控制系统(9)，振动台(5)上固定有一体式夹具本体(1)，一体式夹具本体(1)采用多面体棱柱型，每个棱面及端面上均开设有能够固定试验受感部(4)的结合孔，试验受感部(4)能够沿X向、Y向或Z向采用与在发动机机匣中相同的装夹方式安装在结合孔上；与试验受感部(4)正对设置有激光位移传感器(6)，振动台(5)上设有振动传感器(7)。2.根据权利要求1所述的航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的试验受感部(4)能够沿X向或Y向固定在每个棱面上的结合孔中，与每个棱面对应的一体式夹具本体(1)端面上开设有能够将试验受感部(4)沿Z向固定的结合孔。3.根据权利要求2所述的航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的试验受感部(4)通过安装螺钉(3)连接一体式夹具本体(1)，一体式夹具本体(1)的每个棱面对应试验受感部(4)沿X向或Y向固定，在结合孔外周呈十字交叉...

【专利技术属性】
技术研发人员：田慧清，刘忠华，范毅，陈喆，苗向，李季，马英，何绍东，
申请(专利权)人：中国航发动力股份有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西,61