飞机发动机机匣强度试验模拟加载多余力消除装置制造方法
【专利摘要】本实用新型涉及飞机发动机机匣强度试验模拟加载多余力消除装置，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，包括底座、环形活塞及环形外管，所述外腔下凸缘及所述内腔下凸缘密封固定设置在所述底座上，所述外腔上凸缘固定连接所述环形外管；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。通过底座与拉杆连接，拉杆与环形活塞连接，环形活塞与环形外管连接，环形外管与机匣连接，机匣又与底座密封固定，从而形成了内力闭环，消除了试验过程中机匣内部产生的多余力。
【专利说明】飞机发动机机匣强度试验模拟加载多余力消除装置
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及飞机发动机机匣强度试验模拟加载多余力消除装置，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。
[0004]为此提供了一种飞机发动机机匣强度试验模拟加载装置，通过外部多点机械施压的方式来模拟合成机匣的受力情况，但是机械施压的方式往往造成机匣的内部产生多余力。
实用新型内容
[0005]本实用新型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模拟加载多余力消除装置，其可消除试验过程中机匣内部产生的多余力。
[0006]本实用新型的目的是通过以下技术方案来实现:
[0007]飞机发动机机匣强度试验模拟加载多余力消除装置，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，包括底座、环形活塞及环形外管，所述外腔下凸缘及所述内腔下凸缘密封固定设置在所述底座上，所述外腔上凸缘固定连接所述环形外管；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。
[0008]本实用新型所述的飞机发动机机匣强度试验模拟加载多余力消除装置，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，包括底座、环形活塞及环形外管，所述外腔下凸缘及所述内腔下凸缘密封固定设置在所述底座上，所述外腔上凸缘固定连接所述环形外管；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。通过底座与拉杆连接，拉杆与环形活塞连接，环形活塞与环形外管连接，环形外管与机匣连接，机匣又与底座密封固定，从而形成了内力闭环，消除了试验过程中机匣内部产生的多余力。
【专利附图】
【附图说明】
[0009]图1为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；
[0010]图2为图1中去除安装架后的立体结构示意图；
[0011]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实用新型作进一步详细说明。
[0013]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轴侧向力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、7Id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]该飞机发动机机匣强度试验模拟加载多余力消除装置包括底座、拉杆、环形活塞及环形外管，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，消除了产生多余力。
[0017]以上所述仅为说明本实用新型的实施方式，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
【权利要求】
1.飞机发动机机匣强度试验模拟加载多余力消除装置，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，其特征在于，包括底座、环形活塞及环形外管，所述外腔下凸缘及所述内腔下凸缘密封固定设置在所述底座上，所述外腔上凸缘固定连接所述环形外管；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。
【文档编号】G01M13/00GK203534813SQ201320672217
【公开日】2014年4月9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