[實用新型]飛機發動機機匣強度試驗模擬加載多余力消除裝置

有效

• 申請號: 201320672217.8
• 申請日: 2013-10-29
• 公開（公告）號: CN203534813U
• 公開（公告）日: 2014-04-09
• 發明（設計）人: 朱曉兵;支曉陽
• 申請（專利權）人: 無錫市海航電液伺服系統有限公司
• 主分類號: G01M13/00
• 分類號: G01M13/00
• 代理公司: 無錫盛陽專利商標事務所(普通合伙) 32227
• 代理人: 顧吉云

技術領域

本實用新型涉及飛機發動機機匣強度試驗模擬加載多余力消除裝置，屬于飛機發動機技術領域。

背景技術

隨著我國航空技術的不斷發展，我國的航空事業取得了巨大的進步，然而涉及到發動機技術方面，卻一直是一項軟肋，受到國外的技術封鎖。發動機的機匣是飛機發動機的重要基礎件之一，其性能的好壞對發動機的運行質量有著致命的影響，因此對飛機發動機機匣的性能測試就顯得尤為重要。

由于飛機發動機的機匣通常為薄壁環形件，各個腔體分布在不同的水平面上，要求在不同的壓力下進行試驗，要保證強度試驗的順利進行難度極大。現有技術中對于機匣的強度試驗通常采用內壓加載的方式，即夾具密封夾住機匣的腔體兩端，同時采用大噸位的伺服油缸分別往內外腔體內注入液壓油壓迫機匣，通過獲取內外液壓油的壓差的方式來獲得機匣的強度，這種方式無疑較為落后，只能簡單模擬機匣的受力情況，不僅需要保證不同腔體之間不能發生串壓對機匣造成損害，同時模擬加載的載荷范圍較小，很難滿足高強度試驗的需求。

為此提供了一種飛機發動機機匣強度試驗模擬加載裝置，通過外部多點機械施壓的方式來模擬合成機匣的受力情況，但是機械施壓的方式往往造成機匣的內部產生多余力。

實用新型內容

本實用新型的目的在于克服上述現有技術的問題，提供一種飛機發動機機匣強度試驗模擬加載多余力消除裝置，其可消除試驗過程中機匣內部產生的多余力。

本實用新型的目的是通過以下技術方案來實現：

飛機發動機機匣強度試驗模擬加載多余力消除裝置，該機匣具有內腔體及外腔體，所述外腔體具有外腔上凸緣、外腔下凸緣及中間凸緣，所述內腔體具有凸伸出所述外腔體的內腔上凸緣及內腔下凸緣，包括底座、環形活塞及環形外管，所述外腔下凸緣及所述內腔下凸緣密封固定設置在所述底座上，所述外腔上凸緣固定連接所述環形外管；所述底座的中間位置固定鉸接一貫穿所述內腔體的拉桿，所述拉桿上端套設有環形活塞，所述環形活塞與所述環形外管的內壁密封連接。

本實用新型所述的飛機發動機機匣強度試驗模擬加載多余力消除裝置，該機匣具有內腔體及外腔體，所述外腔體具有外腔上凸緣、外腔下凸緣及中間凸緣，所述內腔體具有凸伸出所述外腔體的內腔上凸緣及內腔下凸緣，包括底座、環形活塞及環形外管，所述外腔下凸緣及所述內腔下凸緣密封固定設置在所述底座上，所述外腔上凸緣固定連接所述環形外管；所述底座的中間位置固定鉸接一貫穿所述內腔體的拉桿，所述拉桿上端套設有環形活塞，所述環形活塞與所述環形外管的內壁密封連接。通過底座與拉桿連接，拉桿與環形活塞連接，環形活塞與環形外管連接，環形外管與機匣連接，機匣又與底座密封固定，從而形成了內力閉環，消除了試驗過程中機匣內部產生的多余力。

附圖說明

圖1為飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置與安裝架連接時的立體結構示意圖；

圖2為圖1中去除安裝架后的立體結構示意圖；

圖3為圖2去除伺服油缸后的剖視圖。

具體實施方式

下面根據附圖和實施例對本實用新型作進一步詳細說明。

如圖1至圖3所示，飛機發動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法，該機匣10具有內腔體1及外腔體2，外腔體2具有外腔上凸緣21、外腔下凸緣22及中間凸緣23，內腔體1具有凸伸出外腔體2的內腔上凸緣11及內腔下凸緣12，中間凸緣23具有對稱的第一加載凸臺231及第二加載凸臺232，以機匣的中心軸為X軸、第一加載凸臺及第二加載凸臺的連線方向為Y軸、以與Y軸在同一水平面上的水平垂線為Z軸，固定機匣10，外腔上凸緣21分別施加X軸向力F1、與外腔上凸緣21相切的對稱扭矩力F2及F3、沿外腔上凸緣21徑向施加的Y軸側向力F4；內腔上凸緣11分別施加X軸向力F5、與內腔上凸緣11相切的對稱扭矩力F6及F7、沿內腔上凸緣11的徑向施加的Y軸側向力F8及Z軸側向力F9；第一加載凸臺231分別施加沿中心凸緣23徑向的Y軸側向力F10及與中心凸緣23相切的Z軸側向力F11；第二加載凸臺232分別施加沿中心凸緣23徑向的Y軸側向力F12及與中心凸緣23相切的Z軸側向力F13；第一加載臺231處的Z軸側向力F11與第二加載臺處232的Z軸側向力F13同向，所有的X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側向力及Z軸側向力分別由伺服油缸提供。內腔上凸緣11施加的X軸向力F5包括對稱的X軸向分力F5a及F5b。