一种航空发动机机匣热静耦合试验系统技术方案

本发明专利技术公开一种航空发动机机匣热静耦合试验系统，包括用于各自与试验件的上端以及下端密封对接以形成密封试验腔的筒状的上转接段以及下转接段，固定所述下转接段的承力底板上设置有由并联的电加热管沿试验件轴向方向等间隔均匀排列所形成的环形状的与试验件表面的几何形状相匹配的仿形加热器：位于所述承力底板下方约束筒上表面与一中心轴的底盘固定，所述中心轴自所述承力底板的中心通孔向上伸出直至所述上转接段的上方，所述上转接段内设置用于将上端开口形成密封的活塞，所述活塞固定在所述中心轴上部，所述上转接段连接用于实现轴拉、剪切、弯矩、扭矩加载的复合加载机构。本发明专利技术能发动机机匣热静试验提供了有效准确的试验。确的试验。确的试验。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机机匣热静耦合试验系统


[0001]本专利技术涉及航空发动机机匣试验
，特别是涉及一种航空发动机机匣热静耦合试验系统。

技术介绍

[0002]航空发动机机匣在发展过程中，不断结构优化，合理减重、提高自身承力、传力能力，在设计优化反复迭代的过程中，必然需要试验验证。
[0003]发动机机匣实际工况中的受力复杂，包含温度应力、气压载荷、传动载荷，其静强度试验一般同时包含温度、内压、轴拉、剪切、弯矩、扭矩等载荷。不同材料的机匣对温度的敏感性不同，例如复合材料机匣对温度场的要求比较严格。机匣静强度试验夹具及转接段设计应满足静强度试验的载荷模拟、边界条件模拟等要求。转接段刚度不宜过大，否则就会增加机匣安装边的约束刚度，容易欠考核；转接段刚度偏小，就会导致转接段传力不均匀，影响载荷施加，甚至会对试验结果造成严重偏离。
[0004]某试验工况下，机匣内壁存在400℃左右的温度载荷，同时将承受至少2MPa内压，30吨轴拉以及一定的剪切、弯矩、扭矩。现有试验系统在类似试验工况下，存在一定问题，例如在加热时无法施加较大内压，同时在大变形下内压稳定不住。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是针对现有技术中存在的技术缺陷，而提供一种航空发动机机匣热静耦合试验系统，用于航空发动机机匣的加热、内压、轴拉、剪切、弯矩、扭矩复合加载试验，为发动机机匣热静试验提供了有效、准确的试验系统，并且对加载精度有明显提升。
[0006]为实现本专利技术的目的所采用的技术方案是：
[0007]一种航空发动机机匣热静耦合试验系统，包括用于各自与试验件的上端以及下端密封对接以形成密封试验腔的筒状的上转接段以及下转接段，固定所述下转接段的承力底板上设置有由并联的电加热管沿试验件轴向方向等间隔均匀排列所形成的环形状的与试验件表面的几何形状相匹配的仿形加热器：位于所述承力底板下方约束筒上表面与一中心轴的底盘固定，所述中心轴自所述承力底板的中心通孔向上伸出直至所述上转接段的上方，所述上转接段内设置用于将上端开口形成密封的活塞，所述活塞固定在所述中心轴上部用于实现轴拉、剪切、弯矩、扭矩加载的复合加载机构；所述复合加载机构包括轴向弯矩作动器、剪切力作动器以及扭矩作动器。
[0008]优选的，所述上转接段的上端法兰铰接连接所述复合加载机构。
[0009]优选的，所述轴向弯矩作动器为两个，对称沿轴向方向布置在所述上转接段的上端法兰上方；所述扭矩作动器为两个，中心对称沿水平方向布置在所述上转接段的上端法兰外圆外侧，所述剪切力作动器沿水平方向布置于所述上转接段的上端法兰外圆外侧。
[0010]优选的，轴向弯矩加载工装通过螺栓连接在所述上转接段的上端法兰上端表面，剪切加载工装球铰连接在一个轴向弯矩加载工装的侧面上，扭矩加载工装固定在所述上转
接段的上端法兰外圆表面上。
[0011]优选的，所述活塞装在所述中心轴上部形成的台阶上，并由锁紧螺母锁紧。
[0012]优选的，在所述中心轴的外侧以及仿形加热器之间设置有筒状的内支撑件，支撑在所述活塞的内表面以及承力底板之间。
[0013]优选的，所述的仿形加热器由两个半圆加热器对接形成。
[0014]优选的，所述轴向弯矩作动器的一端和轴向弯矩加载工装球铰连接、另一端和轴向固定板球铰连接；所述扭矩作动器的一端和扭矩加载工装球铰连接、另一端和扭矩固定板球铰连接；所述剪切力作动器的一端和剪切加载工装球铰连接、另一端和剪切力反力梁球铰连接。
[0015]优选的，所述承力底板安装在框架底座上，所述框架底座安装在承载平台上，所述框架底座的上端面上两侧设置有对称的四根立柱，每侧两根，两根所述立柱内侧面设置所述扭矩固定板分别与扭矩作动器的另一端连接，所述立柱的上部通过水平布置的框架顶盖连接，所述框架顶盖的下表面设置所述轴向固定板与所述轴向弯矩作动器的另一端连接，一侧的两根立柱之间的外侧设有剪切力反力梁，与所述剪切力作动器的另一端连接。
[0016]优选的，还包括测量固定支架，包括多个垂直布置的支腿以及由多个布置的支腿支撑并水平布置的测量环板，所述测量环板套在试验件的外侧，并与所述试验件的外环面保持隔开，所述试验件被挤压设置于所述上转接段与下转接段之间。
[0017]本专利技术提供的发动机机匣热静耦合试验系统，能实现轴拉、弯矩、扭矩、剪切复合加载，通过上转接段以及下转接段构成的内压加载夹具，保证了试验件受载时的稳定性，试验件内壁同时承受内压载荷与机械载荷时，载荷相互不干涉。
附图说明
[0018]图1为本专利技术的航空发动机机匣热静耦合试验系统的主视图；
[0019]图2为本专利技术的航空发动机机匣热静耦合试验系统的俯视图；
[0020]图3为本专利技术的航空发动机机匣热静耦合试验系统的局部剖面图：
[0021]图中：承载平台
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1、框架底座
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2、剪切力反力梁
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3、剪切力作动器
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4、轴向弯矩作动器
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5、立柱
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6、扭矩作动器
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7、测量固定支架
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8、承力底板
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9、框架顶盖
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10、下转接段
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11、试验件
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12、上转接段
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13、轴向弯矩加载工装
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14、剪切加载工装
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15、活塞
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16、仿形加热器
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17、内支撑件
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18、中心轴
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19、约束筒
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20、锁紧螺母
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21、扭矩加载工装
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22。
具体实施方式
[0022]以下结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。
[0023]如图1
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3所示，本专利技术的航空发动机机匣热静耦合试验系统，包括用于各自与试验件12的上端以及下端密封对接的筒状的上转接段13以及下转接段11，固定所述下转接段的承力底板上设置有仿形加热器17，该仿形加热器17是由并联的电加热管沿试验件轴向方向等间隔均匀排列所形成的环形状的结构，其与试验件12表面的几何形状相匹配：位于所述承力底板9下方的约束筒20上表面与一中心轴19的大直径底盘通过螺栓固定，所述中心轴19自所述承力底板9的中心通孔向上伸出直至所述上转接段13的上方，所述上转接段13内
设置用于将上端开口形成密封的活塞16，所述活塞固定在所述中心轴19上部。
[0024]上述技术方案中，所述的上转接段13以及下转接段11均为筒状的结构，分别与试验件12的上端以及下端密封对接，配合上端的活塞的密封，实现形成一个筒状的密封的试验件的密封的试验环境，通过内部设置的仿形加热器的加热，形成高温试验环境，以对试验件12进行热静本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机机匣热静耦合试验系统，其特征在于，包括用于各自与试验件的上端以及下端密封对接以形成密封试验腔的筒状的上转接段以及下转接段，固定所述下转接段的承力底板上设置有由并联的电加热管沿试验件轴向方向等间隔均匀排列所形成的环形状的与试验件表面的几何形状相匹配的仿形加热器：位于所述承力底板下方约束筒上表面与一中心轴的底盘固定，所述中心轴自所述承力底板的中心通孔向上伸出直至所述上转接段的上方，所述上转接段内设置用于将上端开口形成密封的活塞，所述活塞固定在所述中心轴上部，所述上转接段连接用于实现轴拉、剪切、弯矩、扭矩加载的复合加载机构；所述复合加载机构包括轴向弯矩作动器、剪切力作动器以及扭矩作动器。2.根据权利要求1所述航空发动机机匣热静耦合试验系统，其特征在于，所述上转接段的上端法兰铰接连接所述复合加载机构。3.根据权利要求2所述航空发动机机匣热静耦合试验系统，其特征在于，所述轴向弯矩作动器为两个，对称沿轴向方向布置在所述上转接段的上端法兰上方；所述扭矩作动器为两个，中心对称沿水平方向布置在所述上转接段的上端法兰外圆外侧，所述剪切力作动器沿水平方向布置于所述上转接段的上端法兰外圆外侧。4.根据权利要求2或3所述航空发动机机匣热静耦合试验系统，其特征在于，轴向弯矩加载工装通过螺栓连接在所述上转接段的上端法兰上端表面，剪切加载工装球铰连接在一个轴向弯矩加载工装的侧面上，扭矩加载工装固定在所述上转接段的上端法兰外圆表面上。5.根据权利要求1所述航空发动机机匣热静耦合试验系统，其特征在于，所述活塞装在所述中心...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱正邦，史剑，贾林江，李鑫，李子翔，刘春华，杨和培，张炳春，张晓鹏，杨立伟，
申请(专利权)人：天津航天瑞莱科技有限公司，
类型：新型
国别省市：