专利名称：航空发动机机匣静力试验方法及其试验组合件的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空发动机领域，特别地涉及一种航空发动机机匣静力试验方法， 以及实施上述方法的试验组合件。
背景技术：
机匣承力件是构成发动机承力系统的主要构件，这方面的设计分析的准确性直 接影响航空发动机的耐久性和可靠性。为验证机匣是否满足发动机使用要求，需对机匣进行静力试验测试。但是，对 国内科研院所的调查了解及查阅国内相关文献，发现机匣类承力零件的试验均是采用单 一机匣进行试验。此种试验方式一方面要求载荷计算正确，试验边界条件准确，另一方 面试验时无法模拟零件之间的相互影响，而且，试验测试耗时长、费用高，一个零件的 试验要花费三个月左右的时间，且单个零件试验要求载荷计算正确，试验时无法模拟零 件之间的相互影响，试验结果可能与实际使用情况差异较大。因此，有必要提供一种更加合理的试验方法，使得航空发动机机匣的静力试验 能够更加真实地模拟航空发动机运行中的受力情况，并且能够有效地缩短试验周期。
发明内容
本发明旨在提供一种航空发动机机匣静力试验方法，能够解决测试结果与真实 情况差距大、测试时间长的技术问题。为此，本发明提供了一种航空发动机机匣静力试验方法，其包括以下步骤根 据航空发动机的实际装配要求，组合多个待测机匣为试验组合件；固定试验组合件；对 试验组合件施加模拟载荷；以及按照预设测试项目进行测试。进一步地，固定试验组合件可以包括通过主安装节与辅助安装节将试验组合 件安装在刚性的基座或地基上。进一步地，通过主安装节与辅助安装节将试验组合件安装在刚性的基座或地基 上可以包括主安装节固支在刚性的基座或地基上，辅助安装节通过模拟拉杆固定在基 座或地基上。进一步地，对试验组合件施加模拟载荷可以包括在前轴承、中轴承的内圈上 安装刚性芯轴，芯轴的一端接触中轴承内圈并轴向支靠，另一端刚性支承，在芯轴上的 可加载位置施加模拟发动机转子的载荷；在后轴承内圈上安装刚性的套筒，套筒的一端 接触后轴承的内圈，另一端刚性支承，在套筒上的可加载位置施加所述模拟发动机转子 的载荷。进一步地，对试验组合件施加模拟载荷还可以包括对试验组合件中有温度和 压力要求的零件施加压力和温度载荷。进一步地，对试验组合件施加模拟载荷还可以包括在试验组合件的前安装 边、后安装边上施加模拟发动机部件传递过来的力和力矩载荷。
进一步地，按照预设测试项目进行测试可以包括测量后轴承座相对前轴承 座、中轴承座的同轴度。进一步地，测量后轴承座相对前轴承座、中轴承座的同轴度包括采用同轴度 测量杆与芯轴同心定位，在同轴度测量杆上安装千分表，利用千分表测量后轴承座相对 前轴承座、中轴承座的同轴度。进一步地，按照预设测试项目进行测试可以包括测量压气机机匣的变形。进一步地，测量压气机机匣的变形可以包括在基座或基地上安装测量表架， 通过测量表架测量压气机机匣的变形。进一步地，按照预设测试项目进行测试可以包括测量试验组合件的各待测件 的应力。进一步地，测量试验组合件的各待测件应力可以包括在附件传动机匣与压 气机机匣的连接处及燃烧室机匣的后端安装封气隔板，在压气机机匣中部安装隔热板； 从燃烧室机匣后端通入具有预设压力和预设温度的气体，从燃烧室机匣前端引出所述气 体；确定试验组合件中的各待测件的可测量位置；在可测量位置粘贴应变片，并利用应 变片测量各待测件的应力。进一步地，确定试验组合件中的各待测件的测量位置可以包括计算得出理论 上应力大于预定值的位置；确定在理论上应力大于预定值的位置是否适于粘贴应变片； 在适合粘贴应变片的位置粘贴应变片测量该位置的应力。进一步地，具有预设压力和预设温度的气体的压力值和温度值可以根据航空发 动机实际运行时的实际压力值和温度值在所述试验组合件的不同位置形成温度梯度和压 力梯度。根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机机匣静力试验组合件，其包 括顺次连接在一起的附件传动机匣、压气机机匣、以及燃烧室机匣。进一步地，附件传动机匣的后端可以设置有前轴承座，前轴承座内可以设置有 前轴承；燃烧室机匣的前端可以设置有中轴承座，中轴承座内可以设置有中轴承；燃烧 室机匣的后端可以设置有后轴承座，后轴承座内可以设置有后轴承。进一步地，附件传动机匣上可以设置有主安装节；压气机机匣的后安装边上可 以设置有辅助安装节。进一步地，燃烧室机匣的后端具有进气口，压气机机匣与燃烧室机匣之间具有 联通的气道并在压气机机匣上具有排气口。本发明具有以下技术效果本发明将航空发动机的各个试验组合件合在一起进行测试，考虑了多个机匣之 间的相互影响，更加真实地模拟了航空发动机运行时各个机匣之间的载荷传递，试验结 论更加真实可靠，而且能够有效地使试验周期缩短近三分之二，降低了科研成本。
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性 实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中图1是本发明优选实施例的安装示意图2是本发明优选实施例的总体流程示意图。
具体实施例方式除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优 点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明，但是本发明可以由权利要求限定 和覆盖的多种不同方式实施。图1是本发明提供的航空发动机试验组合件的优选实施例安装结构示意图，如 图1所示。本发明所提供的试验组合件主要包括顺次连接在一起的附件传动机匣XI、压 气机机匣x2、以及燃烧室机匣x3。其中，附件传动机匣Xl的后端设置有前轴承座1，该 前轴承座1内设置有前轴承zl ；燃烧室机匣x3的前端设置有中轴承座2，该中轴承座2 内设置有中轴承z2 ；燃烧室机匣x3的后端设置有后轴承座3，该后轴承座3内设置有后 轴承z3，三个轴承可以同轴设置，但各自的尺寸可以不同。另外，在附件传动机匣Xl上 设置有主安装节jl;在压气机机匣x2的后安装边上设置有辅助安装节j2。在燃烧室机匣 x3的后端还设置有进气口 x32，在压气机机匣x2与燃烧室机匣x3之间具有联通的气道， 并在压气机机匣x2上具有排气口 x31。需要说明的是，本实施例中所提供的航空发动机机匣静力试验组合件的结构并 不能代表所有的型号的航空发动机机匣的结构，其中的一些零件的安装位置可能与其他 型号的发送机的机匣上的零件的安装位置有所不同，但以本发明所提供的静力试验方法 的核心思想是将各个独立的待测组件组合在一起，再利用待测组件上固有的一些零件进 行定位、加载荷等进行试验，该方法的实施并不局限于本发明所提供的航空发动机机匣 试验组合件。如图2所示，以上述航空发动机机匣试验组合件为基础，本发明提供了一种航 空发动机机匣静力试验方法，在该方法中，首先将航空发动机的多个待测试机匣组装为 上述试验组合件，使试验更加符合真实工作情况；再将试验组合件固定在基座或地基 上；对试验组合件施加模拟载荷，这些模拟载荷应该根据不同的应用场合进行添加，适 应不同的工作情况；最后，按照预设测试项目进行测试。优选地，可以采用连接螺栓把多个待测机匣组装为试验组合件，然后对该试验 组合件进行固定，在固定时，可以通过设置在附件传动机匣Xl上的主安装节jl与设置在 压气机机匣x2上的辅助安装节j2将试验组合件安装在刚性的基座或地基上，其中，主安 装节jl固支在刚性的基座或基地上，辅助安装节j2通过模拟拉杆固定在基座或地基上， 可以将该模拟拉杆的一端连接在辅助安装节j2上，另一端连接在试验基座或基地上，具 体地说，可以将主安装节jl的部分自由度固定，预留少数几个自由度进行测试，例如， 通常主安装节jl上有六个自由度，可以将其中固定五个自由度固定，只留下一个旋转自 由度用来测试。该模拟拉杆为飞机上实际的拉杆的模拟物，其空间安装位置与实际拉杆 在发动机上的安装位置相同。优选地，对试验组合件施加模拟载荷可以采用下列方法在前轴承zl、中轴承 z2的内圈上安装一根刚性芯轴A，芯轴A—端接触在中轴承z2的内圈并轴向支靠，另一 端刚性支承，在芯轴A上的可加载位置施加模拟发动机转子传递过来的模拟载荷，该模 拟载荷可以包括轴向载荷和径向载荷；在后轴承z3内圈上安装一刚性套筒B，套筒B —端接触在后轴承z3的内圈，另一端刚性支承，在套筒B上的可加载位置上同样需要施加 模拟发动机转子传递过来的模拟载荷，该模拟载荷在后轴承z3上一般仅需要施加径向载 荷。其中，芯轴A上的可加载位置和套筒B上的可加载位置均可以根据理论力学计算得 出，只要保证加在各个轴承的内圈的载荷为发动机转子载荷，不能有其它的附加载荷即可。此外，在向试验组合件施加载荷的时，还包括对试验组合件中有温度和压力 要求的零件施加压力和温度载荷，以及在试验组合件的前安装边bl、后安装边b2上施加 模拟发动机其余部件传递过来的力和力矩载荷。其中，压力和温度载荷主要是施加于压 气机机匣x2和燃烧室机匣x3上；发动机其余部件主要是指发动机的涡轮部件、减速部 件、螺旋桨、进排气装置等。添加的这些载荷可以根据具体的飞机类型、航空发动机的 类型或者实际运行情况的不同而有所调整，原则就是尽量模拟试验组合件在实际工作时 的载荷情况。由于本发明是对多个机匣的组合进行测试，需要调整各个机匣之间的同轴度， 保证待测试验组合件的稳定，提高测试精度，可以通过测量燃烧室后端的后轴承座3相 对应设置在附近传动机匣后端的前轴承座1和设置在燃烧室前端的中轴承座2的同轴度来 实现。优选地，可以采用同轴度测量杆测量上述各轴承座之间的同轴度，可以通过轴 承将测量杆同轴定位在与芯轴A上，具体地说，可以通过两个过渡配合的轴承将测量杆 同心定位在芯轴A的后端，再在测量杆上安装千分表，利用千分表测量后轴承座3相对前 轴承座1、中轴承座2的同轴度。由于在实际运行中，压气机机匣x2的变形较大，通常需要对其进行测试，可以 通过分别测量压气机机匣x2的各级机匣的变形来测量压气机机匣的变形。优选地，可以在基座或基地上安装测量表架，通过测量表架测量压气机机匣的 各级的变形。该测量表架可以选择现有产品，也可以根据进行试验的航空发动机的型号 对某一型号的测量表架的尺寸进行相应的改进。应力测量也是对试验组合件进行静力试验的重要步骤，在本发明中，测量试验 组合件的各待测件的应力可以包括拆除同轴度测量杆和测量表架；在附件传动机匣Xl 与压气机机匣χ2的连接处、燃烧室机匣χ3的后端安装封气隔板10，在压气机机匣χ2中 部安装隔热板(图中未示出)；从燃烧室机匣x3的后端的进气口 χ32通入具有预设压力 和预设温度的气体，从压气机机匣上的排气口 χ31引出所述气体；确定试验组合件中的 各待测件的可测量位置，并在可测量位置粘贴应变片，测量各待测件的应力。为了实现更好的隔热效果，隔热板可以为三道石棉隔热板。优选地，确定试验组合件中各待测件的可测量位置可以首先利用理论力学的基 本原理，通过有限元法计算各待测件的强度，得出理论上应力大于某个预定值的位置； 然后确定在这些理论上应力大于该预定值的位置是否适于粘贴应变片，最后，在适合粘 贴应变片的位置粘贴应变片测量该位置的应力。优选地，具有预设压力和预设温度的气体的压力值和温度值可以根据航空发动 机实际运行时的实际压力值和温度值在所述试验组合件的不同位置形成温度梯度和压力 梯度，施加具有梯度的温度和压力的目的就是尽量的模拟试验组合件在实际工作时的温度和压力，尽量符合航空发动机实际运行时的工况，使测量结果与实际情况更加符合。 其中，压力梯度的形成过程是高压气从燃烧室机匣后端面进，从压气机机匣后端出， 同时在压气机机匣中的不同位置放置隔热板，减小高压气往压气机机匣前端流动，从而 形成压力梯度；温度梯度的形成过程是高温气从燃烧室机匣后端面进，从压气机机匣 后端出，同时在压气机机匣中的不同位置放置隔热板，减小高温气往压气机机匣前端流 动，从而形成温度梯度。 以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的 技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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
1.一种航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，包括根据航空发动机的实际装配要求，组合多个待测机匣为试验组合件；固定所述试验组合件；对所述试验组合件施加模拟载荷；以及按照预设测试项目进行测试。
2.根据权利要求1所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述固定所述 试验组合件包括通过主安装节(jl)与辅助安装节(j2)将所述试验组合件安装在刚性的 基座或地基上。
3.根据权利要求2所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述通过主 安装节(jl)与辅助安装节(j2)将试验组合件安装在刚性的基座或地基上包括主安装节 (jl)固支在刚性的基座或地基上，辅助安装节(j2)通过模拟拉杆固定在所述基座或地基 上。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于， 对所述试验组合件施加模拟载荷包括在前轴承(zl)、中轴承(z2)的内圈上安装刚性芯轴(A)，芯轴(A)的一端接触所述 中轴承(z2)内圈并轴向支靠，另一端刚性支承，在芯轴(A)上的可加载位置加模拟发动 机转子的载荷；在后轴承(z3)内圈上安装刚性的套筒(B)，所述套筒(B)的一端接触后轴承(z3)的 内圈，另一端刚性支承，在所述套筒(B)上的可加载位置施加所述模拟发动机转子的载 荷。
5.根据权利要求4所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，对所述试验 组合件施加模拟载荷包括对试验组合件中有温度和压力要求的零件施加压力和温度载 荷。
6.根据权利要求4所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，对所述试验组 合件施加模拟载荷包括在所述试验组合件的前安装边(bl)、后安装边(b2)上施加模拟 发动机部件传递来的力和力矩载荷。
7.根据权利要求6所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述按照预设 测试项目进行测试包括测量后轴承座(3)相对前轴承座(1)、中轴承座(2)的同轴度。
8.根据权利要求7所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述测量后轴 承座(3)相对前轴承座(1)、中轴承座(2)的同轴度包括采用同轴度测量杆同心定位于 芯轴(A)上，在所述同轴度测量杆上安装千分表，利用所述千分表测量所述后轴承座(3) 相对所述前轴承座(1)、所述中轴承座(2)的同轴度。
9.根据权利要求4所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述按照预设 测试项目进行测试还包括测量压气机机匣(x2)的变形。
10.根据权利要求9所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述测量压 气机机匣(x2)的变形包括在所述基座或基地上安装测量表架，通过所述测量表架测量 压气机机匣(x2)的变形。
11.根据权利要求4所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述按照预 设测试项目进行测试包括测量所述试验组合件的各待测件的应力。
12.根据权利要求11所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述测量试 验组合件的各待测件应力包括在附件传动机匣(xl)与压气机机匣(x2)的连接处及燃烧室机匣(x3)的后端安装封 气隔板，在压气机机匣(x2)中部安装隔热板；从燃烧室机匣后端通入具有预设压力和预设温度的气体，从所述燃烧室机匣前端引 出所述气体；确定所述试验组合件中的各待测件的可测量位置；在所述可测量位置粘贴应变片，并通过所述应变片测量所述各待测件的应力。
13.根据权利要求12所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述确定所 述试验组合件中的各待测件的可测量位置包括计算得出理论上应力大于预定值的位置；确定在所述理论上应力大于预定值的位置是否适于粘贴应变片；在适合粘贴应变片的位置粘贴应变片测量该位置的应力。
14.根据权利要求13所述的航空发动机机匣静力试验方法，其特征在于，所述具有预 设压力和预设温度的气体的压力值和温度值根据航空发动机实际运行时的实际压力值和 温度值在所述试验组合件的不同位置形成温度梯度和压力梯度。
15.—种航空发动机机匣静力试验组合件，其特征在于，包括顺次连接在一起的附 件传动机匣(xl)、压气机机匣(x2)、以及燃烧室机匣(x3)。
16.根据权利要求15所述的航空发动机机匣静力试验组合件，其特征在于，所述附件传动机匣(xl)的后端设置有前轴承座(1)，所述前轴承座(1)内设置有前轴 承(zl)；所述燃烧室机匣(x3)的前端设置有中轴承座(2)，所述中轴承座(2)内设置有中轴承(z2)；所述燃烧室机匣(x3)的后端设置有后轴承座(3)，所述后轴承座(3)内设置有后轴承 (z3)。
17.根据权利要求16所述的航空发动机机匣静力试验组合件，其特征在于，所述附件传动机匣(xl)上设置有主安装节(jl)；所述压气机机匣(x2)的后安装边上设置有辅助安装节(j2)。
18.根据权利要求17所述的航空发动机机匣静力试验组合件，其特征在于，所述燃烧 室机匣(x3)的后端具有进气口(x31)，所述压气机机匣(x2)与所述燃烧室机匣(x3)之间 具有联通的气道并在所述压气机机匣(x2)上具有排气口(x32)。
全文摘要
本发明提供了一种航空发动机机匣静力试验方法及其试验组合件，该方法包括根据航空发动机的实际装配要求，组合多个待测机匣为试验组合件；固定试验组合件；对试验组合件施加模拟载荷；按照预设测试项目进行测试。本发明所提供的试验方法将航空发动机的各个机匣组合在一起进行测试，考虑了多个机匣之间的相互影响，更加真实地模拟了航空发动机运行时各个机匣之间的载荷传递，试验结论更加真实可靠，而且能够有效地使试验周期缩短近三分之二，降低了科研成本。
文档编号G01M13/00GK102023091SQ201010518140
公开日2011年4月20日 申请日期2010年10月22日 优先权日2010年10月22日
发明者刘恢先, 胡烨鑫 申请人:中国南方航空工业(集团)有限公司