一种扭矩加载器的制作方法

本发明涉及高速旋转齿轮强度试验领域，特别涉及航空航天高速旋转齿轮的强度试验装置。

背景技术：

目前，国内研究人员对航空航天高速旋转齿轮强度试验的研究基本依赖于国外技术；国内研究人员对航空航天高速旋转齿轮强度试验装置的研究暂时还未取得具有明显效果的成果。航空航天高速旋转齿轮强度试验装置的关键技术在于设置于被试验齿轮箱与陪试齿轮箱之间的扭矩加载器，扭矩加载器的功能是在被试验齿轮箱与陪试齿轮箱组成的封闭系统中进行扭矩加载。

申请号为201310475500.6的发明专利公布了一种能够对封闭轴系进行扭矩加载的加载器，但其只能应用于当轴系静止时对轴系进行扭矩加载，不能满足航空航天高速旋转齿轮在高速旋转的状态下进行扭矩加载。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服上述不足之处，填补国内对航空航天高速旋转齿轮强度试验装置研究成果的空白，从而提供一种能够满足航空航天高速旋转齿轮在高速旋转的状态下进行扭矩加载的扭矩加载器。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案，扭矩加载器，包括转子系统、上壳体、底座、供油管，上壳体与底座通过螺栓连接，转子系统设置于上壳体与底座内部，供油管设置于上壳体与底座外侧，所述转子系统包括输入轴、输出轴、连接装置、轴附件，输入轴与输出轴通过连接装置连接，输入轴中间位置设置有注油腔，所述输入轴左端面设置有扭矩加载齿，相邻扭矩加载齿之间设置有注油孔，所述输出轴右端面设置有内齿加载齿，相邻内齿加载齿之间形成的腔体为扭矩加载油腔，扭矩加载齿与内齿加载齿相互配合连接，液压油从注油孔进入扭矩加载油腔，扭矩加载油腔内的液压油推动扭矩加载齿与内齿加载齿相对转动，从而使得输入轴与输出轴产生相对转角、实现扭矩加载。

优选地，所述连接装置包括中间环、侧板和螺钉，侧板与输入轴配合连接，中间环设置于输出轴与侧板之间，输出轴、中间环、侧板通过螺钉固接。

进一步优选地，所述轴附件包括前轴承、前轴承座、前喷油嘴组件，中间轴承、中间轴承座、中间喷油嘴组件，后轴承、后轴承座、后喷油嘴组件，密封元件；所述前轴承选用球轴承，中间轴承选用棒轴承，后轴承选用球轴承；所述前轴承与输出轴配合安装，实现输出轴的支撑定位；所述中间轴承、后轴承分别与输入轴配合安装，实现输入轴的支撑定位；所述前喷油嘴组件、中间喷油嘴组件、后喷油嘴组件分别为前轴承座、中间轴承、后轴承提供润滑油；所述密封元件包括挡油盘、挡油套；所述挡油盘分别与前轴承、后轴承配合安装，实现阻挡液压油从外部流出的功能；所述挡油套与润滑油注油嘴配合安装便于阻止润滑油泄漏。

进一步优选地，所述前轴承选用球轴承；所述中间轴承选用棒轴承；所述后轴承选用球轴承。

进一步优选地，还包括中间开设有进油孔的定距套，定距套设置于中间轴承与后轴承之间，定距套与输入轴配合安装。

进一步优选地，还包括进油环，进油环设置与定距套外侧，进油环的油孔与定距套进油孔同心设置，所述供油管出油端与进油环连接，液压油通过进油环进入注油腔，注油腔内部的液压油通过进油孔进入扭矩加载油腔。

优选地，所述上壳体与底座内部设置有进油腔和泄油腔，进油腔与泄油腔内部设置有抽油孔，抽油孔实现将泄漏到进油腔和泄油腔内部的液压油抽出。

进一步优选地，还包括注油嘴，注油嘴设置于上壳体与底座连接位置，所述注油嘴与供油管进油口连接。

进一步优选地，还包括润滑油注油嘴，润滑油注油嘴分别与前轴承座、后轴承座配合安装，所述润滑油注油嘴通过管道分别与前喷油嘴组件、中间喷油嘴组件、后喷油嘴组件连接。

进一步优选地，所述密封元件包括挡油盘、挡油套；所述挡油盘分别与前轴承、后轴承配合安装，实现阻挡液压油从外部流出的功能；所述挡油套与润滑油注油嘴配合安装便于阻止润滑油泄漏。

进一步优选地，所述输入轴左端面开有泄荷槽，用以均压并将滴出油液排入到泄油腔。

进一步优选地，所述扭矩加载齿上设有径向间隙片，其消除了工作中的泄露间隙。

本发明的有益效果如下：

1、本发明通过设计一种应用于航空航天高速旋转齿轮强度试验装置的扭矩加载器，填补了国内对航空航天高速旋转齿轮强度试验装置研究成果的空白；本发明所公布的扭矩加载器能够在齿轮系高速旋转的状态下进行扭矩加载。

2、本发明通过将供油管路设置于上壳体与底座外侧，方便对扭矩加载器的装拆维护。

附图说明

图1为输入轴与输出轴连接部分结构剖视图；

图2为本发明装置的内部结构剖视图；

图3为本发明装置外部结构后视图；

图4为航空航天高速旋转齿轮强度试验装置模块图；

其中：1-输入轴左端面，2-输出轴右端面，3-输出轴，4-挡油盘，5-前轴承，6-前轴承座，7-中间环，8-侧板，9-泄油腔，10-螺钉，11-中间轴承座，12-进油腔，13-中间油喷嘴组件，14-注油腔，15-后喷嘴油组件，16-定距套，17-润滑油注油孔，18-输入轴，19-进油孔，20-后轴承，21-后轴承座，22-进油环，23-中间轴承，24-泄荷槽，25-挡油套，26-前喷油嘴组件，27-螺母，28-供油管，29-上壳体，30-注油嘴，31-底座，32-O形圈，33-抽油孔；

101-扭矩加载齿，102-注油孔，103-径向间隙片，201-扭矩加载油腔，202-内齿加载齿。

具体实施方式

下面结合图1、图2、图3对本发明的具体实施方式做详细的介绍：

扭矩加载器，包括转子系统、上壳体29、底座31、供油管28，上壳体29与底座31通过螺栓连接，转子系统设置于上壳体29与底座31内部，供油管28设置于上壳体29与底座31外侧，所述转子系统包括输入轴18、输出轴3、连接装置、轴附件，输入轴18与输出轴3通过连接装置连接，输入轴18中间位置设置有注油腔14，所述输入轴左端面1设置有扭矩加载齿101、相邻扭矩加载齿101之间设置有注油孔102，所述输出轴右端面2设置有内齿加载齿202、相邻内齿加载齿202之间形成的腔体为扭矩加载油腔201，扭矩加载齿101与内齿加载齿202相互配合连接，液压油从注油孔102进入扭矩加载油腔201，扭矩加载油腔201内的液压油推动扭矩加载齿101与内齿加载齿202相对转动，从而使得输入轴18与输出轴3产生相对转角、实现扭矩加载。

在工作时液压油通过注油嘴30进入供油管28，供油管28的出油口与进油环22连接，液压油通过进油环22进入注油腔14，注油腔14内的液压油从注油孔102进入扭矩加载油腔201，扭矩加载油腔201内的液压油推动扭矩加载齿101与内齿加载齿202相对转动，从而使得输入轴18与输出轴3产生相对转角、实现扭矩加载。

如图4所示为本发明在航空航天高速旋转齿轮强度试验装置中的应用。

上面结合附图对本发明的实施方式做了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。