【技术实现步骤摘要】
一种涡轮后机匣结构应力试验方法
[0001]本申请属于涡轮后机匣典型应力试验
，具体涉及一种涡轮后机匣结构应力试验方法。
技术介绍
[0002]航空发动机中涡轮后机匣结构主要包括外机匣、在外机匣内设置的内环，以及在外机匣、内环之间沿周向分布的多个支板，其中外机匣连接在涡轮前机匣、外涵机匣之间，内环通过转接结构连接轴承座，轴承座内安装轴承进行支撑。
[0003]航空发动机中涡轮后机匣结构在航空发动机工作时复杂的载荷，包括气动载荷、机动载荷以及温度载荷，是航空发动机中关键承力部件，对其进行静力或疲劳试验获取相关数据，可为涡轮后机匣结构的设计、改进提供支撑。
[0004]由于脱离航空发动机，在试验室条件下难以模拟涡轮后机匣结构的温度场，难以对涡轮后机匣结构施加准确的温度载荷，航空发动机整机试车验证虽然可以真实反映涡轮后机匣的温度环境，但整机试车验证周期长，效率低；零部件试验虽然可避免上述问题，但受硬件资源限制，不能同步研究温度和应力条件下机匣结构的承载能力，难以满足涡轮后机匣结构的设计、改进的实际需求。
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种涡轮后机匣结构应力试验方法，其特征在于，包括：在设计状态下，对涡轮后机匣结构进行静力或疲劳仿真分析，得到涡轮后机匣结构在设计状态下的应力分布；根据涡轮后机匣结构在设计状态下的应力分布，确定涡轮后机匣结构的典型弯曲部位；在板状试验件两端选定典型弯曲部位壁厚L1宽度的区域，作为试验考核区域，在两个试验考核区域的外侧设置载荷加载边，以及在板状试验件上距离两个试验考核区域L2范围内开设多个沿板状试验件宽度方向排列的跑道形孔；通过两个载荷加载边对两个试验考核区域施加载荷，构建试验状态仿真模型，进行仿真分析；调整L2的尺寸，以及各个跑道形孔的分布位置，使两个试验考核区域一侧的应力最大，另一侧应力趋向于0；调整板状试验件两个试验考核区域上施加载荷的大小，使试验状态仿真模型仿真分析所得两个试验考核区域沿宽度方向的应力分布，与设计状态下典型弯曲部位沿壁厚方向应力分布相符，得到对应于静力或疲劳试验的两个试验考核区域的试验载荷；在两个板状试验件上，通过试验机夹持两个载荷加载边施加试验载荷，进行静力或疲劳试验。2.根据权利要求1所述的涡轮后机匣结构应力试验方法，其特...
【专利技术属性】
技术研发人员：解丽娟，丛佩红，柏汉松，宋洋，刘美，秋洪燕，吕天波，
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：
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