[發(fā)明專利]航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)系統(tǒng)及方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201610112328.1
• 申請日: 2016-02-29
• 公開（公告）號: CN105527092B
• 公開（公告）日: 2018-03-30
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 劉忠華;葉新農(nóng);閻慶安;賀孝濤;張瑞玲;郭文濤;童安妥;楊鑫
• 申請（專利權(quán)）人: 西安航空動(dòng)力股份有限公司
• 主分類號: G01M13/00
• 分類號: G01M13/00
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責(zé)任公司61200
• 代理人: 徐文權(quán)

【技術(shù)領(lǐng)域】

本發(fā)明屬于航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)領(lǐng)域，涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)系統(tǒng)及方法。

【背景技術(shù)】

隨著現(xiàn)代航空業(yè)的不斷發(fā)展，需對航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件整體進(jìn)行靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)，考核主要承力部件整體在工作狀態(tài)、多載荷共同作用下的屈服強(qiáng)度和極限強(qiáng)度是否滿足設(shè)計(jì)要求，了解其破壞模式。承力部件是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要部件之一，是支承轉(zhuǎn)子和固定靜子的重要部件。發(fā)動(dòng)機(jī)的推力也通過承力部件傳到飛機(jī)上。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)承力部件的結(jié)構(gòu)和載荷比較復(fù)雜，給承力部件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、強(qiáng)度計(jì)算帶來一定的困難，常常需要通過試驗(yàn)來加以驗(yàn)證，必須經(jīng)過試驗(yàn)考核驗(yàn)證，由于受實(shí)驗(yàn)條件和發(fā)動(dòng)機(jī)的研制需要，現(xiàn)有試驗(yàn)不能滿足對發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件的同軸度、剛度、變形量、屈服強(qiáng)度和極限載荷等試驗(yàn)要求，此項(xiàng)試驗(yàn)是國內(nèi)首次開展的試驗(yàn)項(xiàng)目，國內(nèi)外也沒有可以借鑒的方法和技術(shù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于針對上述現(xiàn)有技術(shù)中的不足，提出一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核的試驗(yàn)系統(tǒng)及方法，整體考核了發(fā)動(dòng)機(jī)整體變形情況，以及轉(zhuǎn)子支承的同心度，以驗(yàn)證航空發(fā)動(dòng)機(jī)承力部件是否滿足設(shè)計(jì)要求，了解其破壞模式。

本發(fā)明采用以下技術(shù)方案：

航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)方法，包括以下步驟：

步驟1：根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)主要承力部件的結(jié)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)，按照發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件的整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)要求，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件的工作狀態(tài)，根據(jù)主要承力部件所承受的載荷，確定試驗(yàn)方案，即確定整體固定方法、加載方法；

步驟2：根據(jù)步驟1確定的試驗(yàn)方案和發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)組件的結(jié)構(gòu)以及工作受載情況確定轉(zhuǎn)接段；

步驟3：根據(jù)試驗(yàn)方案和轉(zhuǎn)接段結(jié)構(gòu)，按照載荷等效平移、合成、分解原理，對原始載荷進(jìn)行轉(zhuǎn)換計(jì)算，得到發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)組件加載用的試驗(yàn)載荷；

步驟4：根據(jù)步驟3確定的試驗(yàn)載荷，在不改變試驗(yàn)件受力狀態(tài)下，將試驗(yàn)組件與轉(zhuǎn)接段連接，按照航空發(fā)動(dòng)機(jī)連接吊裝方式將所述試驗(yàn)組件水平安裝在試驗(yàn)框架上，再通過加載組件與試驗(yàn)框架連接；

步驟5：將測量機(jī)構(gòu)固定在試驗(yàn)框架上，測量儀表安裝在測量機(jī)構(gòu)上，測量儀表的感受部位接觸到試驗(yàn)組件要求測量處；

步驟6：通過轉(zhuǎn)接段和加載組件對試驗(yàn)組件進(jìn)行加載，載荷分步施加，每次保載時(shí)間3～5分鐘，到100％載荷記錄測量數(shù)據(jù)，或者直接保載100％載荷并記錄測量數(shù)據(jù)；

步驟7：試驗(yàn)完成后，單調(diào)勻速完成卸載，關(guān)閉試驗(yàn)器，分解主要承力部件試驗(yàn)組件，進(jìn)行測試數(shù)據(jù)整理、分析，根據(jù)分析結(jié)果，給出試驗(yàn)結(jié)論，試驗(yàn)結(jié)束。

優(yōu)選的，步驟1所述的主要承力部件所承受載荷包括包括X、Y、Z方向的力和繞X、Y、Z軸的力矩。

在原相鄰機(jī)匣是圓柱薄殼件或錐度不大的錐形殼體的情況下，轉(zhuǎn)接段模擬相鄰機(jī)匣的軸向長度其中，R表示轉(zhuǎn)接件聯(lián)接處的平均半徑，h表示壁厚。

步驟6中對于屈服強(qiáng)度考核試驗(yàn)，重復(fù)所述載荷分布施加過程3～5次；對于極限載荷試驗(yàn)，當(dāng)試驗(yàn)加載到極限載荷時(shí)，保載并紀(jì)錄測量數(shù)據(jù)，卸載組件。

本發(fā)明還公開一種用于實(shí)現(xiàn)所述用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要承力部件整體靜強(qiáng)度考核試驗(yàn)方法的試驗(yàn)系統(tǒng)，包括多個(gè)加載組件以及測量機(jī)構(gòu)，試驗(yàn)組件左右兩端分別設(shè)置有前轉(zhuǎn)接段和后轉(zhuǎn)接段，前轉(zhuǎn)接段和后轉(zhuǎn)接段分別通過加載組件連接在試驗(yàn)框架上，試驗(yàn)組件的下端通過主安裝節(jié)支承連接到固定底座，試驗(yàn)組件上端通過輔助安裝節(jié)支承與輔助安裝節(jié)固定板連接。

進(jìn)一步地，試驗(yàn)組件從左到右依次為燃燒室機(jī)匣、壓氣機(jī)機(jī)匣、附件機(jī)匣，燃燒室機(jī)匣通過輔助安裝節(jié)支承與輔助安裝節(jié)固定板連接，附件機(jī)匣通過主安裝節(jié)支承連接到固定底座。

進(jìn)一步地，前轉(zhuǎn)接段左側(cè)與附件機(jī)匣連接，前轉(zhuǎn)接段右側(cè)通過并排設(shè)置的第一加載組件和第二加載組件分別與右試驗(yàn)框架相連，前轉(zhuǎn)接段下側(cè)通過第三加載組件連接到固定底座。進(jìn)一步地，后轉(zhuǎn)接段右側(cè)與所述燃燒室機(jī)匣連接，后轉(zhuǎn)接段左側(cè)通過并排設(shè)置的第六加載組件和第七加載組件分別與左試驗(yàn)框架相連，后轉(zhuǎn)接段下側(cè)通過第五加載組件連接到固定底座。

進(jìn)一步地，每個(gè)加載組件由多個(gè)加載單元組成，加載單元的數(shù)量與主要承力部件的加載點(diǎn)數(shù)量相同。