本申请属于航空发动机燃烧室试验技术领域，特别涉及一种航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置，通过本装置将燃烧室机匣分为三个密封内腔，在三个密封内腔分别加注液压油，通过加压检测燃烧室机匣的承压能力，并同时能够检测作用在燃烧室上的轴向力，本申请的航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置，解决了同一时间在航空发动机燃烧室机匣不同部位施加不同压差载荷的难点，实现在安装边截面精确施加轴向力的功能以及压差载荷和轴向力载荷同步加载。
【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置
本申请属于航空发动机燃烧室试验
，特别涉及一种航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置。
技术介绍
燃烧室机匣在使用过程中承受高温高压以及大气动负载，是航空发动机的主要承力件之一，其破坏模式可能是爆炸性的，并给飞机造成危险性的影响，导致灾难性的破坏，因此必须对燃烧室机匣进行强度和寿命的验证，以保证飞机飞行安全，图1中的是一种典型的航空发动机燃烧室机匣剖面图，将其中三个截面设定为A截面、B截面与C截面，施加在燃烧室机匣上的载荷分为压差载荷与轴向力载荷两种，现有技术中仅仅形成一个密封内腔，无法在同一时间在燃烧室机匣组件不同部位施加不同的压差载荷，且没有考虑轴向力问题。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本申请的目的是提供了一种航空发动机燃烧室机匣压力试验装置，以解决或克服现有技术中存在的至少一项问题。本申请的技术方案是：一种航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置，包括：圆盘状的底板，沿轴心开设有第一通孔，呈筒状的前腔封严装置，轴向一端端部与所述底板同轴心密封连接，所述前腔封严装置的轴向另一端端部与所述燃烧室机匣的前腔密封连接；呈环状的前模拟机匣，同轴套设在所述前腔封严装置外部，所述前模拟机匣的轴向一端端部与所述底板同轴密封连接，轴向另一端端部密封连接到所述燃烧室机匣前腔的端部；在所述燃烧室机匣外壁上开设的前腔进油嘴与前腔排气装置；支撑管，轴向一端同轴套设在所述前腔封严装置内部，轴向另一端密封连接有上面板，所述上面板面向所述燃烧室机匣的端面设有第一圆环与第二圆环，所述第一圆环的直径大于所述第二圆环的直径，在所述第一圆环与所述第二圆环之间的所述上面板上轴向开设有第二通孔，所述第二圆环与所述支撑管之间的上面板上轴向设有第三通孔；B截面加载环，同轴密封套设于所述第一圆环与所述第二圆环之间，并与所述燃烧室机匣的B截面密封连接；C截面加载环，同轴密封套设在所述第一圆环外壁上，并与所述燃烧室机匣的C截面密封连接；呈筒状的承力框架，轴向一端为封闭端，另一端为开口端，所述封闭端开设有第四通孔，所述开口端朝向所述上面板并与所述上面板密封连接；呈筒状的后模拟机匣，轴向一端与所述燃烧室机匣的后腔端部密封连接；A截面加载环，同轴密封套设在所述承力框架的外壁上，并与所述后模拟机匣的轴向另一端密封连接；后腔排气组件与后腔进油嘴，贯穿设置在所述燃烧室机匣的后腔外壁上；其中，所述前腔排气装置与后腔排气组件分别连通所在位置的封闭内腔，且位于所在封闭内腔的顶端；大螺栓，同轴穿过所述第一通孔、所述前腔封严装置、所述支撑管以及所述第四通孔，所述大螺栓的轴向两端适配安装有大螺母。可选地，所述底板的轴向一端与所述前腔封严装置的底面的内侧分别设有第一压板与第二压板，并通过所述的大螺栓与大螺母将所述底板与所述前腔封严装置连接压紧。可选地，所述底板与所述前腔封严装置之间通过沿周向均匀布置的第一螺栓组件连接。可选地，所述底板与所述前腔封严装置之间设有密封圈。可选地，所述B截面加载环与所述第一圆环与所述第二圆环之间采用过盈配合，并设置有密封圈。可选地，所述B截面加载环与所述燃烧室机匣的B截面之间采用第二螺栓组件连接，并设置有密封圈。可选地，所述密封圈采用橡胶材质制成。可选地，所述第三通孔连接注油嘴。可选地，所述承力框架内安装有肋板。可选地，所述前模拟机匣与所述底板之间采用螺钉连接。本申请至少存在以下有益技术效果：本申请的航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置，解决了同一时间在航空发动机燃烧室机匣不同部位施加不同压差载荷的难点，实现在安装边截面精确施加轴向力的功能以及压差载荷和轴向力载荷同步加载。附图说明图1是本申请的燃烧室机匣的剖面图；图2是本申请的燃烧室机匣用压力试验装置的剖面图；图3是本申请的燃烧室机匣载荷示意图；图4是本申请的实施例中C截面轴向力计算示意图；图5是本申请的实施例中排气装置示意图；其中：1-A截面加载环，2-后模拟机匣，3-燃烧室机匣，4-承力框架，5-后腔排气组件，6-C截面加载环，7-B截面加载环，8-前腔排气装置，9-前模拟机匣，10-底板，11-第一压板，12-支撑管，13-大螺母，14-大螺栓，15-第二压板，16-前腔封严装置，17-前腔进油嘴，18-后腔进油嘴。具体实施方式为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。下面结合附图1至图5对本申请做进一步详细说明。如图2所示，本申请的航空飞机燃烧室机匣用压力试验装置，包括：圆盘状的底板10，沿轴心开设有第一通孔，呈筒状的前腔封严装置16，轴向一端端部与底板10同轴心密封连接，前腔封严装置16的轴向另一端端部与燃烧室机匣3的前腔密封连接；呈环状的前模拟机匣9，同轴套设在前腔封严装置16外部，前模拟机匣9的轴向一端端部与底板10同轴密封连接，轴向另一端端部密封连接到燃烧室机匣3前腔的端部；在燃烧室机匣3外壁上开设的前腔进油嘴17与前腔排气装置8；支撑管12，轴向一端同轴套设在前腔封严装置16内部，轴向另一端密封连接有上面板，上面板面向燃烧室机匣3的端面设有第一圆环与第二圆环，第一圆环的直径大于第二圆环的直径，在第一圆环与第二圆环之间的上面板上轴向开设有第二通孔，第二圆环与支撑管12之间的上面板上轴向设有第三通孔；B截面加载环7，同轴密封套设于第一圆环与第二圆环之间，并与燃烧室机匣3的B截面密封连接；C截面加载环6，同轴密封套设在第一圆环外壁上，并与燃烧室机匣3的C截面密封连接；呈筒状的承力框架4，轴向一端为封闭端，另一端为开口端，封闭端开设有第四通孔，开口端朝向上面板并与上面板密封连接；呈筒状的后模拟机匣2，轴向一端与燃烧室机匣3的后腔端部密封连接；A截面加载环1，同轴密封套设在承力框架4的外壁上，并与后模拟机匣2的轴向另一端密封连接；后腔排气组件5与后腔进油嘴18，贯穿设置在燃烧室机匣3的后腔外壁上；其中，前腔排气装置8与后腔排气组件5分别连通所在位置的封闭内腔，且位于所在封闭内腔的顶端；大螺栓14，同轴穿过第一通孔、前腔封严装置16、支撑管12以及第四通孔，大螺栓14的轴向两端适配安装有大螺母13。在本实施例中，底板10、前模拟机匣9、燃烧室机匣前腔、C截面加载环6、第一圆环、B截面加载环7以及本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置，其特征在于，包括：圆盘状的底板(10)，沿轴心开设有第一通孔，呈筒状的前腔封严装置(16)，轴向一端端部与所述底板(10)同轴心密封连接，所述前腔封严装置(16)的轴向另一端端部与所述燃烧室机匣(3)的前腔密封连接；呈环状的前模拟机匣(9)，同轴套设在所述前腔封严装置(16)外部，所述前模拟机匣(9)的轴向一端端部与所述底板(10)同轴密封连接，轴向另一端端部密封连接到所述燃烧室机匣(3)前腔的端部；在所述燃烧室机匣(3)外壁上开设的前腔进油嘴(17)与前腔排气装置(8)；支撑管(12)，轴向一端同轴套设在所述前腔封严装置(16)内部，轴向另一端密封连接有上面板，所述上面板面向所述燃烧室机匣(3)的端面设有第一圆环与第二圆环，所述第一圆环的直径大于所述第二圆环的直径，在所述第一圆环与所述第二圆环之间的所述上面板上轴向开设有第二通孔，所述第二圆环与所述支撑管(12)之间的上面板上轴向设有第三通孔；B截面加载环(7)，同轴密封套设于所述第一圆环与所述第二圆环之间，并与所述燃烧室机匣(3)的B截面密封连接；C截面加载环(6)，同轴密封套设在所述第一圆环外壁上，并与所述燃烧室机匣(3)的C截面密封连接；呈筒状的承力框架(4)，轴向一端为封闭端，另一端为开口端，所述封闭端开设有第四通孔，所述开口端朝向所述上面板并与所述上面板密封连接；呈筒状的后模拟机匣(2)，轴向一端与所述燃烧室机匣(3)的后腔端部密封连接；A截面加载环(1)，同轴密封套设在所述承力框架(4)的外壁上，并与所述后模拟机匣(2)的轴向另一端密封连接；后腔排气组件(5)与后腔进油嘴(18)，贯穿设置在所述燃烧室机匣(3)的后腔外壁上；其中，所述前腔排气装置(8)与后腔排气组件(5)分别连通所在位置的封闭内腔，且位于所在封闭内腔的顶端；大螺栓(14)，同轴穿过所述第一通孔、所述前腔封严装置(16)、所述支撑管(12)以及所述第四通孔，所述大螺栓(14)的轴向两端适配安装有大螺母(13)。...
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机燃烧室机匣用压力试验装置，其特征在于，包括：圆盘状的底板(10)，沿轴心开设有第一通孔，呈筒状的前腔封严装置(16)，轴向一端端部与所述底板(10)同轴心密封连接，所述前腔封严装置(16)的轴向另一端端部与所述燃烧室机匣(3)的前腔密封连接；呈环状的前模拟机匣(9)，同轴套设在所述前腔封严装置(16)外部，所述前模拟机匣(9)的轴向一端端部与所述底板(10)同轴密封连接，轴向另一端端部密封连接到所述燃烧室机匣(3)前腔的端部；在所述燃烧室机匣(3)外壁上开设的前腔进油嘴(17)与前腔排气装置(8)；支撑管(12)，轴向一端同轴套设在所述前腔封严装置(16)内部，轴向另一端密封连接有上面板，所述上面板面向所述燃烧室机匣(3)的端面设有第一圆环与第二圆环，所述第一圆环的直径大于所述第二圆环的直径，在所述第一圆环与所述第二圆环之间的所述上面板上轴向开设有第二通孔，所述第二圆环与所述支撑管(12)之间的上面板上轴向设有第三通孔；B截面加载环(7)，同轴密封套设于所述第一圆环与所述第二圆环之间，并与所述燃烧室机匣(3)的B截面密封连接；C截面加载环(6)，同轴密封套设在所述第一圆环外壁上，并与所述燃烧室机匣(3)的C截面密封连接；呈筒状的承力框架(4)，轴向一端为封闭端，另一端为开口端，所述封闭端开设有第四通孔，所述开口端朝向所述上面板并与所述上面板密封连接；呈筒状的后模拟机匣(2)，轴向一端与所述燃烧室机匣(3)的后腔端部密封连接；A截面加载环(1)，同轴密封套设在所述承力框架(4)的外壁上，并与所述后模拟机匣(2)的轴向另一端密封连接；后腔排气组件(5)与后腔进油嘴(18)，贯穿设置在所述燃烧室机匣(3)的后腔外壁上；其中，所述前腔排气装置(8)与后腔排气组件(5)分别连通所在位置...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘亮亮，刘伟强，魏洪吉，李东宁，项钧清，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁,21
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