飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置制造方法
【专利摘要】本发明涉及飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，该方法通过采用伺服油缸对机匣的不同位置分别提供X轴向力、对称扭矩力、Y轴侧向力及Z轴侧向力，从而合成机匣的受力情况；该装置通过伺服油缸、环形外管、环形内管、环形活塞、拉杆、内压板及外压板的设置，从而可靠验证了该方法。这种飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，实现了有效模拟机匣的受力情况，同时模拟加载的载荷范围较大，满足了高强度试验的需求。
【专利说明】飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，属于飞机发动机【技术领域】。
【背景技术】
[0002]随着我国航空技术的不断发展，我国的航空事业取得了巨大的进步，然而涉及到发动机技术方面，却一直是一项软肋，受到国外的技术封锁。发动机的机匣是飞机发动机的重要基础件之一，其性能的好坏对发动机的运行质量有着致命的影响，因此对飞机发动机机匣的性能测试就显得尤为重要。
[0003]由于飞机发动机的机匣通常为薄壁环形件，各个腔体分布在不同的水平面上，要求在不同的压力下进行试验，要保证强度试验的顺利进行难度极大。现有技术中对于机匣的强度试验通常采用内压加载的方式，即夹具密封夹住机匣的腔体两端，同时采用大吨位的伺服油缸分别往内外腔体内注入液压油压迫机匣，通过获取内外液压油的压差的方式来获得机匣的强度，这种方式无疑较为落后，只能简单模拟机匣的受力情况，不仅需要保证不同腔体之间不能发生串压对机匣造成损害，同时模拟加载的载荷范围较小，很难满足高强度试验的需求。
【发明内容】
[0004]本发明的目的在于克服上述现有技术的问题，提供一种飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，其可实现有效模拟机匣的受力情况，同时模拟加载的载荷范围较大，可满足高强度试验的需求。
[0005]本发明的目的是通过以下技术方案来实现:
飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法，该机匣具有内腔体及外腔体，所述外腔体具有外腔上凸缘、外腔下凸缘及中间凸缘，所述内腔体具有凸伸出所述外腔体的内腔上凸缘及内腔下凸缘，所述中间凸缘具有对称的第一加载凸台及第二加载凸台，以机匣的中心轴为X轴、所述第一加载凸台及所述第二加载凸台的连线方向为Y轴、以与Y轴在同一水平面上的水平垂线为Z轴，固定所述机匣，所述外腔上凸缘分别施加X轴向力、与所述外腔上凸缘相切的对称扭矩力、沿所述外腔上凸缘径向施加的Y轴侧向力；所述内腔上凸缘分别施加X轴向力、与所述内腔上凸缘相切的对称扭矩力、沿所述内腔上凸缘的径向施加的Y轴侧向力及Z轴侧向力；所述第一加载凸台分别施加沿所述中心凸缘径向的Y轴侧向力及与所述中心凸缘相切的Z轴侧向力；所述第二加载凸台分别施加沿所述中心凸缘径向的Y轴侧向力及与所述中心凸缘相切的Z轴侧向力；所述第一加载台处的Z轴侧向力与所述第二加载台处的Z轴侧向力同向，所有的X轴向力、对称扭矩力、Y轴侧向力及Z轴侧向力分别由伺服油缸提供。
[0006]进一步地，所述内腔上凸缘施加的X轴向力包括对称的X轴向分力。
[0007]飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡装置，该机匣具有内腔体及外腔体，所述外腔体具有外腔上凸缘、外腔下凸缘及中间凸缘，所述内腔体具有凸伸出所述外腔体的内腔上凸缘及内腔下凸缘，所述中间凸缘具有对称的第一加载凸台及第二加载凸台，以机匣的中心轴为X轴、所述第一加载凸台及所述第二加载凸台的连线方向为Y轴、以与Y轴在同一水平面上的水平垂线为Z轴，所述外腔下凸缘及所述内腔下凸缘密封固定设置在底座上，所述外腔上凸缘固定连接有环形外管，所述外腔上凸缘与所述环形外管的连接处沿Y轴方向分别对称设有加载连接台；所述底座的中间位置固定铰接一贯穿所述内腔体的拉杆，所述内腔上凸缘固定连接有环形内管，所述环形内管的边缘向上凸伸有抵持部，所述抵接部的上方固定连接有内压板；所述内压板与所述拉杆之间具有间隙，所述拉杆上端套设有环形活塞，所述环形活塞与所述环形外管的内壁密封连接；所述内压板沿Y轴方向及Z轴方向分别对称凸伸有连接部，所述连接部贯穿并延伸出所述环形外管；所述内压板上对称固设有安装凸台，所述环形外管上方固定连接有外压板，所述外压板对应所述安装凸台的位置设有开口 ；所述外压板的上方中间位置沿X轴方向固定铰接伺服油缸，两个连接加载台沿Z轴方向分别反向固定铰接伺服油缸，其中一个连接加载台沿Y轴方向固定铰接伺服油缸；所述安装凸台沿X轴方向固定铰接伺服油缸，位于Y轴方向的两个连接部沿Z轴方向反向固定铰接伺服油缸，其中一个位于Y轴方向的连接部沿Y轴方向固定铰接伺服油缸，其中一个位于Z轴方向的连接部沿Z轴方向固定铰接伺服油缸；所述第一加载凸台分别沿Y轴方向及Z轴方向固定铰接伺服油缸；所述第二加载凸台分别沿Y轴方向及Z轴方向固定铰接伺服油缸，所述第一加载凸台及所述第二加载凸台沿所述Z轴方向设置的伺服油缸同向。
[0008]进一步地，所述环形活塞上设有与所述抵接部相配合贯穿孔，所述抵接部贯穿所述贯穿孔并与所述内压板连接。
[0009]进一步地，所述伺服油缸与安装架固定铰接。
[0010]本发明所述的飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，该方法通过采用伺服油缸对机匣的不同位置分别提供X轴向力、对称扭矩力、Y轴侧向力及Z轴侧向力，从而合成机匣的受力情况；该装置通过伺服油缸、环形外管、环形内管、环形活塞、拉杆、内压板及外压板的设置，从而可靠验证了该方法。这种飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，实现了有效模拟机匣的受力情况，同时模拟加载的载荷范围较大，满足了高强度试验的需求。
【专利附图】
【附图说明】
[0011]图1为本发明所述飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡装置与安装架连接时的立体结构示意图；
图2为图1中去除安装架后的立体结构示意图；
图3为图2去除伺服油缸后的剖视图。
【具体实施方式】
[0012]下面根据附图和实施例对本发明作进一步详细说明。
[0013]如图1至图3所示，本发明实施例所述的飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法，该机匣10具有内腔体I及外腔体2，外腔体2具有外腔上凸缘21、外腔下凸缘22及中间凸缘23，内腔体I具有凸伸出外腔体2的内腔上凸缘11及内腔下凸缘12，中间凸缘23具有对称的第一加载凸台231及第二加载凸台232，以机匣的中心轴为X轴、第一加载凸台及第二加载凸台的连线方向为Y轴、以与Y轴在同一水平面上的水平垂线为Z轴，固定所述机匣10，外腔上凸缘21分别施加X轴向力F1、与外腔上凸缘21相切的对称扭矩力F2及F3、沿外腔上凸缘21径向施加的Y轴侧向力F4 ;内腔上凸缘11分别施加X轴向力F5、与内腔上凸缘11相切的对称扭矩力F6及F7、沿内腔上凸缘11的径向施加的Y轴侧向力F8及Z轴侧向力F9 ;第一加载凸台231分别施加沿中心凸缘23径向的Y轴侧向力FlO及与中心凸缘23相切的Z轴侧向力Fll ;第二加载凸台232分别施加沿中心凸缘23径向的Y轴侦_力F12及与中心凸缘23相切的Z轴侧向力F13 ;第一加载台231处的Z轴侧向力Fll与第二加载台处232的Z轴侧向力F13同向，所有的X轴向力、对称扭矩力、Y轴侧向力及Z轴侧向力分别由伺服油缸提供。内腔上凸缘11施加的X轴向力F5包括对称的X轴向分力 F5a 及 F5b。
[0014]如图1至图3所示，飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡装置，该机匣10具有内腔体I及外腔体2，外腔体2具有外腔上凸缘21、外腔下凸缘22及中间凸缘23，内腔体I具有凸伸出外腔体2的内腔上凸缘11及内腔下凸缘12，中间凸缘23具有对称的第一加载凸台231及第二加载凸台232，以机匣10的中心轴为X轴、第一加载凸台231及第二加载凸台232的连线方向为Y轴、以与Y轴在同一水平面上的水平垂线为Z轴，外腔下凸缘21及内腔下凸缘12密封固定设置在底座3上，外腔上凸缘21固定连接有环形外管4，外腔上凸缘21与环形外管4的连接处沿Y轴方向分别对称设有加载连接台41a、41b ;底座3的中间位置固定铰接一贯穿内腔体I的拉杆5，内腔上凸缘11固定连接有环形内管6，环形内管6的边缘向上凸伸有抵持部61，抵接部61的上方固定连接有内压板7 ;内压板7与拉杆5之间具有间隙，拉杆5上端套设有环形活塞8，环形活塞8与环形外管4的内壁密封连接；内压板7沿Y轴方向及Z轴方向分别对称凸伸有连接部71a、71b、71c、71d，连接部71a、71b、71c、71d贯穿并延伸出环形外管4 ;内压板7上对称固设有安装凸台72,环形外管4上方固定连接有外压板9，外压板9对应安装凸台72的位置设有开口 ；外压板9的上方中间位置沿X轴方向固定铰接伺服油缸SI，用以提供F1，两个连接加载台41a、41b沿Z轴方向分别反向固定铰接伺服油缸S2、S3，用以提供F2、F3，其中一个连接加载台31a沿Y轴方向固定铰接伺服油缸S4，用以提供F4 ;安装凸台72沿X轴方向固定铰接伺服油缸S5a、S5b，用以提供F5a、F5b，位于Y轴方向的两个连接部71a、71b沿Z轴方向反向固定铰接伺服油缸S6、S7，用以提供F6、F7，其中一个位于Y轴方向的连接部71a沿Y轴方向固定铰接伺服油缸S8，用以提供F8，其中一个位于Z轴方向的连接部71c沿Z轴方向固定铰接伺服油缸S9，用以提供F9;第一加载凸台231分别沿Y轴方向及Z轴方向固定铰接伺服油缸S10、S11，用以提供F10、Fll ;第二加载凸台232分别沿Y轴方向及Z轴方向固定铰接伺服油缸S12、S13，用以提供F10、F11，第一加载凸台231及第二加载凸台232沿Z轴方向设置的伺服油缸Sll及S13同向。
[0015]环形活塞8上设有与抵接部61相配合贯穿孔，抵接部61贯穿贯穿孔并与内压板7连接。伺服油缸与安装架20固定铰接。
[0016]环形活塞8通过拉杆5与底座3连接，环形活塞8与环形外管4连接，环形外管4与机匣10连接，机匣10又与底座3密封固定，从而形成了内力闭环，避免了多余力的产生。[0017]以上所述仅为说明本发明的实施方式，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【权利要求】
1.飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法，该机匣具有内腔体及外腔体，所述外腔体具有外腔上凸缘、外腔下凸缘及中间凸缘，所述内腔体具有凸伸出所述外腔体的内腔上凸缘及内腔下凸缘，所述中间凸缘具有对称的第一加载凸台及第二加载凸台，以机匣的中心轴为X轴、所述第一加载凸台及所述第二加载凸台的连线方向为Y轴、以与Y轴在同一水平面上的水平垂线为Z轴，其特征在于，固定所述机匣， 所述外腔上凸缘分别施加X轴向力、与所述外腔上凸缘相切的对称扭矩力、沿所述外腔上凸缘径向施加的Y轴侧向力； 所述内腔上凸缘分别施加X轴向力、与所述内腔上凸缘相切的对称扭矩力、沿所述内腔上凸缘的径向施加的Y轴侧向力及Z轴侧向力； 所述第一加载凸台分别施加沿所述中心凸缘径向的Y轴侧向力及与所述中心凸缘相切的Z轴侧向力； 所述第二加载凸台分别施加沿所述中心凸缘径向的Y轴侧向力及与所述中心凸缘相切的Z轴侧向力； 所述第一加载台处的Z轴侧向力与所述第二加载台处的Z轴侧向力同向，所有的X轴向力、对称扭矩力、Y轴侧向力及Z轴侧向力分别由伺服油缸提供。
2.如权利要求1所述的飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法，其特征在于，所述内腔上凸缘施加的X轴向力包括对称的X轴向分力。
3.飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡装置，该机匣具有内腔体及外腔体，所述外腔体具有外腔上凸缘、外腔下凸缘及中间凸缘，所述内腔体具有凸伸出所述外腔体的内腔上凸缘及内腔下凸缘，所述·中间凸缘具有对称的第一加载凸台及第二加载凸台，以机匣的中心轴为X轴、所述第一加载凸台及所述第二加载凸台的连线方向为Y轴、以与Y轴在同一水平面上的水平垂线为Z轴，其特征在于，所述外腔下凸缘及所述内腔下凸缘密封固定设置在底座上， 所述外腔上凸缘固定连接有环形外管，所述外腔上凸缘与所述环形外管的连接处沿Y轴方向分别对称设有加载连接台；所述底座的中间位置固定铰接一贯穿所述内腔体的拉杆，所述内腔上凸缘固定连接有环形内管，所述环形内管的边缘向上凸伸有抵持部，所述抵接部的上方固定连接有内压板；所述内压板与所述拉杆之间具有间隙，所述拉杆上端套设有环形活塞，所述环形活塞与所述环形外管的内壁密封连接； 所述内压板沿Y轴方向及Z轴方向分别对称凸伸有连接部，所述连接部贯穿并延伸出所述环形外管；所述内压板上对称固设有安装凸台，所述环形外管上方固定连接有外压板，所述外压板对应所述安装凸台的位置设有开口； 所述外压板的上方中间位置沿X轴方向固定铰接伺服油缸，两个连接加载台沿Z轴方向分别反向固定铰接伺服油缸，其中一个连接加载台沿Y轴方向固定铰接伺服油缸； 所述安装凸台沿X轴方向固定铰接伺服油缸，位于Y轴方向的两个连接部沿Z轴方向反向固定铰接伺服油缸，其中一个位于Y轴方向的连接部沿Y轴方向固定铰接伺服油缸，其中一个位于Z轴方向的连接部沿Z轴方向固定铰接伺服油缸； 所述第一加载凸台分别沿Y轴方向及Z轴方向固定铰接伺服油缸；所述第二加载凸台分别沿Y轴方向及Z轴方向固定铰接伺服油缸，所述第一加载凸台及所述第二加载凸台沿所述Z轴方向设置的伺服油缸同向。
4.如权利要求3所述的飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡装置，其特征在于，所述环形活塞上设有与所述抵接部相配合贯穿孔，所述抵接部贯穿所述贯穿孔并与所述内压板连接。
5.如权利要求4所述的飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡装置，其特征在于，所述伺服油 缸与安装架固定铰接。
【文档编号】G01M13/00GK103592111SQ201310520444
【公开日】2014年2月19日 申请日期:2013年10月29日 优先权日:2013年10月29日
【发明者】朱晓兵, 支晓阳 申请人:无锡市海航电液伺服系统有限公司