涡轮发动机机匣刚度试验辅助加载装置的制作方法

本发明涉及涡轮发动机试验装置，具体涉及一种用于实现涡轮发动机机匣刚度试验的辅助加载装置。

背景技术：

航空发动机静子机匣是发动机的骨架，随着航空发动机高转速、高推重比的发展，机匣多设计为薄壁圆筒结构，刚性较弱，机匣的刚度对转子的支承刚度及临界转速有很大的影响，机匣刚度亦会影响整机振动测点的布置等，而且随着有限元技术的发展，部件及整机的有限元分析已广泛应用于工程实际，但是有必要基于刚度特性测试数据对有限元模型进行模型校核和标定，因此有必要进行机匣的刚度试验，获得机匣的刚度特性。

航空发动机机匣的刚度测试包括拉压刚度、弯曲刚度和扭转刚度测试，航空发动机机匣多为薄壁圆筒结构，在进行刚度试验时需要辅助加载装置实现加载。

目前刚度试验的辅助加载装置公开的比较少，而且不适用于航空发动机机匣结构。因此有必要设计适用于航空发动机机匣刚度试验的辅助加载装置，用于进行刚度试验。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种涡轮发动机机匣刚度试验辅助加载装置，其可进行拉压、弯曲、扭转刚度试验的加载。

在根据本发明的涡轮发动机机匣刚度试验辅助加载装置中，加载盘具有与被测机匣共轴线设置的加载中心；上转接段上端连接所述加载盘，且下端用于与被测机匣的上端连接；下转接段上端用于连接被测机匣的下端；接地盘用于固定在基础之上，并与下转接段的下端连接；多个竖直作动筒在竖直方向上设置，其一端分别连接在所述加载盘的垂直加载点上，所述垂直加载点以所述加载中心为中心对称分布；多个水平作动筒在水平方向上设置，其一端分别连接在加载盘上的水平加载点上，所述水平加载点布置在所述加载盘的直径方向上，且一个水平加载点位于所述加载中心，其余水平加载点以所述加载中心为中心对称分布；支架梁用于安装所述水平作动筒。

在一个实施方式中，在所述加载盘相互垂直的两个直径方向上以所述加载中心为中心分别布置有所述垂直加载点，用于与所述竖直作动筒连接。

在一个实施方式中，所述支架梁安装在导轨上，可水平移动调整位置。

在一个实施方式中，所述竖直作动筒包括带螺纹的转接头，所述转接头穿过所述垂直加载点处的孔由螺母固定。

在一个实施方式中，所述水平作动筒包括带螺纹的转接头，所述水平加载点处设置有加载耳片，所述转接头与所述加载耳片连接。

在一个实施方式中，所述竖直作动筒或所述水平作动筒包括底座、与底座连接的筒体、连接在筒体上端的力传感器、从力传感器上向上延伸的作动筒延伸段、连接在作动筒延伸段上的带螺纹的转接头。

在一个实施方式中，在进行弯曲刚度试验加载时，为了保证施加给机匣的拉伸载荷和压缩载荷相等，进行拉伸载荷的竖直作动筒的力需要加上加载盘和竖直作动筒的重力，进行压缩载荷的竖直作动筒的力需要减去加载盘和竖直作动筒的重力。

前述方案的有益效果：

1、提出了适用于航空发动机机匣结构的刚度试验的辅助加载装置。

2、可分别进行航空发动机机匣结构拉压、弯曲、扭转刚度试验辅助加载。

3、将弯矩及扭矩加载转化力加载。

4、为了保证轴向拉压刚度及弯曲刚度载荷加载的正确性，竖直作动筒沿加载盘均匀对称分布。

5、为了保证扭转刚度和侧向(垂向)刚度测试时的加载载荷作用点在加载盘的圆心，三个加载耳片的加载作用面处于加载盘的直径上，扭转刚度测试的两个作动筒对称分布，侧向(垂向)刚度测试的加载作动筒处于加载盘的圆心位置处。这样只需要作动筒一侧设计有试验支架梁，且两个作动筒的平行度容易保持一致。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是涡轮发动机机匣刚度试验辅助加载装置的立体图；

图2是涡轮发动机机匣刚度试验辅助加载装置的主视图；

图3是加载盘的立体图；

图4是加载盘的俯视图；

图5是作动筒的主视图；

图6是加载盘上加载点的编号示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

需要注意的是，附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。

如图1、图2所示，涡轮发动机机匣刚度试验辅助加载装置包括与被测机匣1上端连接的上转接段2、与被测机匣1的下端连接的下转接段3、固定于基础上的接地盘4(优选带辐射状t型槽花盘)、1#作动筒5、2#作动筒6、3#作动筒7、4#作动筒8、5#作动筒9、6#作动筒10、7#作动筒11、加载盘12、试验支架梁13、支架梁移动导轨14。其中1#作动筒5、2#作动筒6、3#作动筒7、4#作动筒8为竖直作动筒，在竖直方向上布置。5#作动筒9、6#作动筒10、7#作动筒11为水平作动筒，在水平方向上布置。被测机匣1通过下转接段3固定在接地盘上4，通过上转接段与加载盘12连接。加载盘12、上转接段2、被测机匣1、下转接段3、接地盘4之间通过螺栓等连接。试验支架梁13可在导轨14上移动，5#—7#作动筒9、10、11可在试验支架梁13上移动。

如图5所示，各作动筒具有实质上相同的结构，其包括底座27、筒体28、力传感器29、作动筒延伸段30、带螺纹的转接头31。作动筒顶部转接头带有螺纹，方便与其它结构连接。底座27可直接支撑在基础上或者与支架梁13连接。筒体28与底座27配合，由液压驱动。作动筒延伸段30自力传感器29向上延伸，力传感器29可设置成筒体28的一部分，用于检测作动筒输出的力。作动筒延伸段30的上端连接转接头31。

1#—4#作动筒5、6、7、9通过其延伸段30与加载盘12连接，5#—7#作动筒9、10、11通过其延伸段与加载盘12连接。

如图1所示，坐标原点为加载盘12的中心，x轴为机匣垂直向外为正方向，y轴为机匣侧向向右为正方向，z轴为机匣轴向向上为正。

如图3、图4、图6所述，在加载盘12上设置有：1#作动筒与加载盘连接螺栓孔15、2#作动筒与加载盘连接螺栓孔16、3#作动筒与加载盘连接螺栓孔17、4#作动筒与加载盘连接螺栓孔18、5#作动筒加载耳片19、6作动筒加载耳片20、7#作动筒加载耳片21、5#作动筒与加载耳片连接螺栓孔22、6#作动筒与加载耳片连接螺栓孔23、7#作动筒与加载耳片连接螺栓孔24、加载盘吊装孔25、转接段与加载盘连接螺栓孔26。加载盘12上还设置有吊装孔25，方便吊装。为了保证轴向拉压刚度及弯曲刚度载荷加载的正确性，1#—4#作动筒5、6、7、8沿加载盘12均匀对称分布，比如1#、3#作动筒5、7处于y轴且对称分布，2#、4#作动筒6、8处于y轴且对称分布。为了保证扭转刚度和侧向(垂向)刚度测试时的加载载荷作用点在加载盘12的圆心，三个加载耳片20、21、19的加载作用面处于加载盘12的直径上，且5#与7#作动筒9、11处于y轴且对称分布，6#作动筒10处于加载盘12的圆心位置。这样只需要作动筒一侧设计有试验支架梁，且两个作动筒的平行度容易保持一致。

下面结合附图对机匣刚度试验加载的是实现过程进行简要说明：

机匣z向(轴向)拉压刚度加载过程为：1#、2#、3#、4#作动筒同时进行z向(轴向)拉伸或压缩，施加z向的拉伸或压缩载荷，四个作动筒施加的载荷大小相同。

机匣x向(垂向)拉压刚度加载过程为：6#作动筒进行x向(垂向)拉伸或压缩，施加x向的拉伸或压缩载荷。如若进行y向(侧向)刚度测试，可以转动机匣或者加载盘90°进行加载和测试。

1#作动筒5、2#作动筒6、3#作动筒7、4#作动筒8、5#作动筒9、6#作动筒10、7#作动筒11

机匣x向(垂向)弯曲刚度加载过程为：对称的两个作动筒1#和3#沿轴向分别进行拉伸和压缩，比如1#作动筒施加拉伸载荷，3#作动筒施加压缩载荷，或者调换均可。为了保证施加给机匣的拉伸载荷和压缩载荷相等，进行拉伸载荷的作动筒的力需要加上加载盘和作动筒的重力，进行压缩载荷的作动筒的力需要减去加载盘和作动筒的重力。

机匣y向(侧向)弯曲刚度加载过程为：对称的两个作动筒2#和4#沿轴向分别进行拉伸和压缩，比如2#作动筒施加拉伸载荷，4#作动筒施加压缩载荷，或者调换均可，载荷大小相等。为了保证施加给机匣的拉伸载荷和压缩载荷相等，进行拉伸载荷的作动筒的力需要加上加载盘和作动筒的重力，进行压缩载荷的作动筒的力需要减去加载盘和作动筒的重力。

机匣z向(轴向)扭转刚度加载过程为：对称的两个作动筒5#和7#沿x向(侧向)分别进行拉伸和压缩，比如5#作动筒施加拉伸载荷，7#作动筒施加压缩载荷，或者调换均可，两个作动筒施加的载荷大小相同。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。