齿轮试验夹具装置及降低齿轮试验节圆模态频率的方法与流程

1.本发明属于航空发动机技术领域，特别涉及一种齿轮试验夹具装置及降低齿轮试验节圆模态频率的方法。


背景技术：

2.现有的航空发动机附件传动直齿轮的高周疲劳试验夹具都是直接通过压块压持直齿轮的轴颈，并安装于振动台上进行高周疲劳试验。试验时，直齿轮在其节圆模态频率激励下产生大位移振幅的振动，让直齿轮最危险截面处产生大应力而疲劳破坏。
3.现有的技术是要通过压持直齿轮轴颈上下端面，安装于振动台上进行高周疲劳试验，但由于航空发动机附件传动直齿轮的尺寸较小，其节圆模态频率较高，一方面，现有的大部分振动台工作频率范围不能满足要求，造成试验无法进行；另一方面，即使某型振动台的工作频率范围可满足试验要求，但要让直齿轮在高频率下产生大振幅振动位移也相当困难，往往在振动台最大推力下，直齿轮的振动位移响应依然无法使直齿轮产生疲劳破坏，导致无法得到直齿轮的高周疲劳试验结果。
4.直齿轮是航空发动机附件传动的关键件，经常会承受交变载荷。直齿轮的振动疲劳试验用于确定直齿轮在不同交变载荷下的疲劳寿命，或者确定直齿轮在规定寿命下的疲劳极限，也可用来进行故障分析和改进设计检验。航空发动机附件传动直齿轮的尺寸较小，其节圆模态频率较高，通过在振动台上对直齿轮进行高应力水平的高周疲劳试验时，经常出现振动台的工作频率范围满足不了直齿轮试验频率的要求，即便振动台工作频率范围可满足直齿轮试验频率的要求，在较高的试验频率下，振动台在最大推力下直齿轮依然无法获得产生疲劳破坏的振动位移响应。


技术实现要素：

5.针对上述问题，本发明提出一种用于航空发动机直齿轮高周疲劳试验夹具装置，通过设置试验件直齿轮的配重结构，从而对试验件直齿轮进行配重，降低直齿轮的节圆模态频率。
6.本发明提出一种齿轮试验夹具装置，所述夹具装置包括台面转接段、压紧件和试验件齿轮，其中所述压紧件将所述试验件齿轮压紧固定在所述台面转接段上，所述台面转接段固定在振动台上；其特征在于，所述试验件齿轮上通过可拆卸的方式固定设有配重块。
7.进一步地，所述配重块包括上配重块和下配重块，其中，所述上配重块和所述下配重块通过夹持的方式分别固定在所述试验件齿轮的上侧与下侧。
8.进一步地，所述上配重块沿圆周均匀分布有多个上配重块通孔；所述下配重块沿圆周均匀分布有多个下配重块通孔；所述上配重块通孔与所述下配重块通孔数量相同，且一一对应。
9.进一步地，由多个配重螺栓穿过所述上配重块通孔与所述下配重块通孔，并通过多个配重螺母进行压紧，由此，所述上配重块和所述下配重块将试验件齿轮夹持。
10.进一步地，所述台面转接段由底座和安装轴组成，底座上设有多个螺栓孔，多个螺栓穿过多个螺栓孔将所述台面转接段固定在所述振动台上，所述压紧件将所述试验件齿轮压紧固定在所述台面转接段的安装轴上。
11.进一步地，所述上配重块具有圆盘形结构，包括位于外侧的厚壁部和位于内侧的薄壁部；所述上配重块通孔沿圆周均匀分布在薄壁部；所述上配重块具体为中心对称结构，上配重块的重心与轴心重合。
12.进一步地，所述下配重块具有圆盘形结构，包括位于外侧的厚壁部和位于内侧的薄壁部。所述下配重块通孔沿圆周均匀分布在薄壁部；所述下配重块具体为中心对称结构，下配重块的重心与轴心重合。
13.进一步地，所述台面转接段的安装轴为阶梯圆柱形结构，具体包括下部的大径段和上部的小径段，大径段和小径段连接处形成轴肩结构，该轴肩结构能够抵接所述试验件齿轮；小径段包括下部的光杆段和上部的螺纹段；所述台面转接段的安装轴具体为中心对称结构，安装轴的重心与轴心重合。
14.进一步地，多个螺栓孔分两组设置，第一组所述螺栓孔沿圆周均匀分布在所述底座的第一圆周上；第二组所述螺栓孔沿圆周均匀分布在所述底座的第二圆周上，第一圆周的直径大于第二圆周的直径。
15.本发明还提出一种降低齿轮试验节圆模态频率的方法，采用如上述任一项所述的齿轮试验夹具装置进行试验，其特征在于，通过对齿轮进行配重，降低齿轮的节圆模态频率。
16.相比于现有技术，本发明的优点在于：
17.本发明的齿轮试验夹具装置，通过配重块，降低直齿轮节圆模态频率。一方面，将直齿轮节圆模态频率降低到了振动台工作频率范围内，可使振动台的工作频率满足试验频率要求；另一方面，试验时可提高直齿轮的振动位移响应，在振动台相对较小的输出下，试验件直齿轮即可获得较大的振动位移响应并产生疲劳破坏，在振动台较小的推力下能够获得直齿轮的高周疲劳试验结果。进一步地，降低了对振动台频率和推力的要求，无需更换更昂贵的振动台，也降低了试验成本。
18.本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
19.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
20.图1示出了本发明实施例中夹具装置主体结构的示意图；
21.图2示出了本发明实施例中台面转接段的示意图；
22.图3示出了本发明实施例中上配重块的示意图；
23.图4示出了本发明实施例中下配重块的示意图；
24.图5示出了本发明实施例中局部装配的示意图。
25.图中，1、台面转接段；2、压紧螺母；3、试验件直齿轮；4、配重螺栓；5、配重螺母；6、上配重块；7、下配重块；8、第一螺栓孔；9、第二螺栓孔；10、第三螺栓孔；11、第四螺栓孔；12、第五螺栓孔；13、第六螺栓孔；14、第七螺栓孔；15、第八螺栓孔；16、第九螺栓孔；17、第十螺栓孔；18、第十一螺栓孔；19、第十二螺栓孔；20、第一上配重块通孔；21、第二上配重块通孔；22、第三上配重块通孔；23、第四上配重块通孔；24、第五上配重块通孔；25、第六上配重块通孔；26、第七上配重块通孔；27、第八上配重块通孔；28、第一下配重块通孔；29、第二下配重块通孔；30、第三下配重块通孔；31、第四下配重块通孔；32、第五下配重块通孔；33、第六下配重块通孔；34、第七下配重块通孔；35、第八下配重块通孔。
具体实施方式
26.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
27.本发明的夹具装置结构如图1所示，夹具装置包括台面转接段1、压紧螺母2、试验件直齿轮3、配重螺栓4、配重螺母5、上配重块6以及下配重块7。
28.台面转接段1上有12个螺栓孔，即第一螺栓孔8、第二螺栓孔9、第三螺栓孔10、第四螺栓孔11、第五螺栓孔12、第六螺栓孔13、第七螺栓孔14、第八螺栓孔15、第九螺栓孔16、第十螺栓孔17、第十一螺栓孔18、第十二螺栓孔19。
29.本发明的台面转接段结构如图2所示，台面转接段1由底座和安装轴组成，底座上设有12个螺栓孔，可以用螺栓通过12个螺栓孔将台面转接段1固定在振动台上；试验件直齿轮3通过压紧螺母2固定在台面转接段1的安装轴上。台面转接段1的底座为圆台形结构，具体为中心对称结构，底座的重心与轴心重合。台面转接段1的安装轴为阶梯圆柱形结构，具体包括下部的大径段和上部的小径段，大径段和小径段连接处形成轴肩结构。小径段包括下部的光杆段和上部的螺纹段。台面转接段1的安装轴具体为中心对称结构，安装轴的重心与轴心重合。
30.其中第一螺栓孔8、第二螺栓孔9、第四螺栓孔11、第六螺栓孔13、第七螺栓孔14、第九螺栓孔16、第十一螺栓孔18、第十二螺栓孔19沿圆周均匀分布在底座的第一圆周上；
31.第三螺栓孔10、第五螺栓孔12、第八螺栓孔15、第十螺栓孔17沿圆周均匀分布在底座的第二圆周上。第一圆周的直径大于第二圆周的直径。
32.本发明上配重块结构如图3所示，上配重块6上有8个通孔，即第一上配重块通孔20、第二上配重块通孔21、第三上配重块通孔22、第四上配重块通孔23、第五上配重块通孔24、第六上配重块通孔25、第七上配重块通孔26、第八上配重块通孔27。上配重块6具有圆盘形结构，包括位于外侧的厚壁部和位于内侧的薄壁部。8个上配重块通孔沿圆周均匀分布在薄壁部。上配重块6具体为中心对称结构，上配重块6的重心与轴心重合。
33.本发明的下配重块结构如图4所示，下配重块7上有8个螺纹孔，即第一下配重块通孔28、第二下配重块通孔29、第三下配重块通孔30、第四下配重块通孔31、第五下配重块通孔32、第六下配重块通孔33、第七下配重块通孔34、第八下配重块通孔35。下配重块7具有圆
盘形结构，包括位于外侧的厚壁部和位于内侧的薄壁部。8个下配重块通孔沿圆周均匀分布在薄壁部。下配重块7具体为中心对称结构，下配重块7的重心与轴心重合。
34.进一步地，所述上配重块通孔与下配重块通孔数量相同，且一一对应。
35.本发明的局部装配结构如图5所示，试验件直齿轮3的齿轮边与上配重块6及下配重块7进行配合，上配重块6、试验件直齿轮3及下配重块7由8个配重螺栓4穿过上配重块6上有8个上配重块通孔及下配重块7上的8个下配重块通孔并通过8个配重螺母5进行压紧。
36.除此之外，通过改变配重螺栓4和配重螺母5的数量可以灵活掌握配重块的总重量。
37.基于上述的用于航空发动机直齿轮高周疲劳试验夹具装置，本发明还提出一种降低齿轮试验节圆模态频率的方法，采用如上述齿轮试验夹具装置进行试验，其特征在于，通过对齿轮进行配重，降低齿轮的节圆模态频率。
38.航空发动机直齿轮高周疲劳试验的试验原理是通过压持直齿轮轴颈并固定在振动台上进行高周疲劳试验，试验频率为直齿轮节圆模态频率，直齿轮在振动台的激励下大振幅振动，让直齿轮最危险截面处产生大应力疲劳裂断而获得直齿轮高周疲劳试验结果。然而，由于航空发动机直齿轮尺寸较小，其节圆模态频率较高，振动台的工作频率范围往往满足不了试验频率的要求，即使振动台工作频率满足试验频率的要求，振动台在最大推力下也满足不了直齿轮发生疲劳破坏的要求，且振动台长时间在最大推力下工作很容易产生损伤甚至发生破坏。本发明设计的航空发动机直齿轮高周疲劳试验夹具装置，通过对直齿轮进行配重，降低直齿轮的节圆模态频率，可满足在振动台工作频率范围内的直齿轮高周疲劳试验要求。
39.采用本发明的夹具装置试验时，在试验件直齿轮3的节圆模态频率下进行，因配重块结构降低了试验件直齿轮3节圆模态频率，使振动台工作频率范围满足试验的要求，另外，在振动台相对较小的输出下，试验件直齿轮3即可获得较大的振动位移响应并产生疲劳破坏。
40.本发明在某型航空发动机z8直齿轮的高周疲劳试验上得以应用。该型号z8直齿轮节圆频率超出某型振动台的工作频率范围(0-3500hz)，通过本发明试验夹具装置，不仅将直齿轮节圆模态频率降低到了振动台工作频率范围内，而且试验时提高了试验件直齿轮3的振动位移响应，在振动台最大推力的60％下获得了直齿轮的高周疲劳试验结果。试验表明本发明的航空发动机直齿轮高周疲劳试验夹具装置，可用于在研各型号航空发动机直齿轮高周疲劳试验。
41.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
42.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相
连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
43.尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。