大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装及方法技术

本发明专利技术提供大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装及方法，所述动力学试验工装，包括振动台、扩展台、平台和浮动轴；所述平台上顺次固定有第一支座、传感器安装架支座和第二支座；所述浮动轴用于连接电机和航空发动机的试验转子；所述第一支座和第二支座均用于转动连接航空发动机的试验转子；所述传感器安装架支座上固定有传感器安装架，所述传感器安装架用于安装位移传感器，所述传感器安装架与航空发动机的试验转子间有空隙；所述平台固定在扩展台上，所述扩展台与振动台固定连接。所述工装实现了在转子额定工作转速下的大过载冲击动力学特性试验，最大限度模拟了航空发动机真实工作环境。机真实工作环境。机真实工作环境。

【技术实现步骤摘要】
大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装及方法


[0001]本专利技术属于航空发动机转子检测领域，特别涉及大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装及方法。

技术介绍

[0002]随着航空科技的不断更新和发展，对涡桨发动机的适海性提出了更为严苛的要求，即抗大过载。要求航空发动机应具备较强的抗大过载能力，以承受舰载飞机拦阻着舰中的冲击载荷。航空发动机作为舰载机动力推进系统的核心装备，是舰载机的心脏，其运行稳定性和可靠性直接关系到舰载机战斗力、生命力和高效遂行机动飞行的能力。由于舰载机的特殊作战环境和起降落方式，对航空发动机的抗大过载能力提出了更高的要求。航空发动机转子系统作为发动机核心部件，其大过载工况下振动特性直接决定发动机能否满足舰载机在特殊作战环境和起降落方式下的安全运行，对于发动机整体性能的好坏起着关键性支撑作用。
[0003]现有的针对航空发动机整机抗冲击能力验证试验，反映的是整个航空发动机系统在静态下的一个抗冲击能力，无法实现旋转状态下的转子系统动力学特性的真实反映，比如转子系统中挤压油膜阻尼的减振效果，且整个航空发动机最后本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装，其特征在于，包括振动台(1)、扩展台(2)、平台(3)和浮动轴(5)；所述平台(3)上顺次固定有第一支座(6)、传感器安装架支座(9)和第二支座(10)；所述浮动轴(5)用于连接电机(4)和航空发动机的试验转子(7)；所述第一支座(6)和第二支座(10)均用于转动连接航空发动机的试验转子(7)；所述传感器安装架支座(9)上固定有传感器安装架(8)，所述传感器安装架(8)用于安装位移传感器，所述传感器安装架(8)与航空发动机的试验转子(7)间有空隙；所述平台(3)固定在扩展台(2)上，所述扩展台(2)与振动台(1)固定连接。2.根据权利要求1所述的大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装，其特征在于，所述平台(3)内部镂空。3.根据权利要求1所述的大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装，其特征在于，所述传感器安装架支座(9)呈“几”型，包括顶部和两脚部，所述传感器安装架支座(9)的两脚部对称设有吊环螺纹孔(93)。4.根据权利要求1所述的大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装，其特征在于，所述传感器安装架支座(9)的顶部对称设有螺纹孔(93)，所述传感器安装架支座(9)的螺纹孔(93)沿传感器安装架支座(9)对称平面等距分布，所述传感器安装架支座(9)的螺纹孔(93)用于紧固连接传感器安装架(8)。5.根据权利要求4所述的大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装，其特征在于，所述传感器安装架支座(9)的螺纹孔(93)数目为104。6.根据权利要求1所述的大过载冲击下的航空发动机转子动力学试验工装，其特征在于，所述传感器安装架(8)呈“龙门架”型，包括顶部和两脚部，所述传感器安装架(8)的顶部设有上方安装窗口(84)，所述传感器安装架(8)的一脚部设有侧面安装窗口(83)，所述上方安装窗口(84)和侧面安...

【专利技术属性】
技术研发人员：聂卫健，唐广，王金舜，孙建，古贤志，
申请(专利权)人：中国航发湖南动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：