[發(fā)明專(zhuān)利]一種用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)零件的多方向力學(xué)性能檢測(cè)裝置

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011218263.1
• 申請(qǐng)日: 2020-11-04
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN112525503A
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-03-19
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 鄧玉蘭;楊國(guó)蘭;游曉君;徐永明;陳朱明
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 中國(guó)航發(fā)貴州黎陽(yáng)航空動(dòng)力有限公司
• 主分類(lèi)號(hào): G01M13/00
• 分類(lèi)號(hào): G01M13/00;G01N3/08;G01N3/02
• 代理公司: 貴州派騰知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 52114
• 代理人: 劉宇宸

一種用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)零件的多方向力學(xué)性能檢測(cè)裝置，包括三個(gè)伺服升降裝置，其中兩個(gè)伺服升降裝置平行安裝于一平面，另一個(gè)伺服升降裝置設(shè)置于另一垂直平面，通過(guò)絲杠帶動(dòng)壓頭的方式施加載荷，本發(fā)明能在一個(gè)零件上同時(shí)平行或相互垂直方向分階次分級(jí)施加不同量級(jí)的兩個(gè)載荷，兩個(gè)垂直方向的施力距離可以根據(jù)試驗(yàn)要求調(diào)整，加載荷的穩(wěn)定性好、精度高，解決自制夾具人工操作時(shí)安全隱患大、勞動(dòng)強(qiáng)度高、載荷精度低的問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了試驗(yàn)機(jī)多方向加荷的功能，同時(shí)開(kāi)創(chuàng)了靜載試驗(yàn)機(jī)能在一個(gè)零件上相互平行方向或相互垂直方向同時(shí)施加不同量級(jí)兩個(gè)載荷的歷史。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于力學(xué)性能檢測(cè)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)零件的多方向力學(xué)性能檢測(cè)裝置。

背景技術(shù)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的一些零件要求在不同位置、不同方向下同步分階次分級(jí)施加不同大小載荷的靜力試驗(yàn)，以檢查其制造質(zhì)量穩(wěn)定性。目前，現(xiàn)有國(guó)產(chǎn)靜拉力試驗(yàn)機(jī)分單軸和多軸加載試驗(yàn)機(jī)，單軸試驗(yàn)機(jī)只能在垂直方向?qū)σ粋€(gè)試樣施加一個(gè)載荷，多軸試驗(yàn)機(jī)雖然能在垂直方向?qū)Χ鄠€(gè)試樣進(jìn)行施力，但每個(gè)試樣上只能施加一個(gè)載荷，且每個(gè)試樣上施加的載荷大小是相同的，同時(shí)不能保證載荷的同步加載。也就是說(shuō)，國(guó)內(nèi)沒(méi)有能夠?qū)δ骋涣慵蛟嚇油瑫r(shí)平行或垂直方向分階次分級(jí)施加不同量級(jí)兩個(gè)載荷的試驗(yàn)設(shè)備。

為完成此項(xiàng)靜力試驗(yàn)，目前是通過(guò)自制夾具控制施力方向，以人工施加砝碼的方式控制載荷大小和載荷施加同步度，而在試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，采用自制夾具進(jìn)行靜力試驗(yàn)存在以下幾個(gè)弊端:

1)在進(jìn)行加載時(shí)砝碼有掛靠夾具導(dǎo)柱現(xiàn)象，實(shí)際載荷不能真實(shí)體現(xiàn)試驗(yàn)要求的載荷值，載荷精度誤差亦無(wú)法滿足試驗(yàn)精度要求；

2)因?yàn)檩d荷的施加通過(guò)人為控制，存在兩個(gè)方向加載不同步的現(xiàn)象。經(jīng)統(tǒng)計(jì)，實(shí)際試驗(yàn)中4人一起加荷，加荷不同步度約為4～6秒，不能滿足試驗(yàn)同時(shí)施加載荷的要求；

3)自制工裝夾具占地面積大，不好擺放；

4)需要施加的砝碼多(約需3噸左右的砝碼)，操作者勞動(dòng)強(qiáng)度大，同時(shí)為保證載荷施加的同步度，完成一次試驗(yàn)均需要4-6位試驗(yàn)人員；

5)試驗(yàn)過(guò)程中，砝碼是通過(guò)人工一塊一塊疊加壘放的，對(duì)砝碼的施加過(guò)程沒(méi)有防護(hù)措施，砝碼隨時(shí)都有傾倒的可能，存在較大的安全隱患。

因此，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的零件試驗(yàn)中，亟需提供一種能同時(shí)在相互平行或相互垂直方向分階次分級(jí)施加不同量級(jí)不同大小的載荷的試驗(yàn)裝置，解決自制夾具進(jìn)行定期靜力試驗(yàn)時(shí)加載同步度誤差大、試驗(yàn)載荷精度無(wú)法保證、試驗(yàn)安全系數(shù)低以及操作者勞動(dòng)強(qiáng)度大等問(wèn)題。

發(fā)明內(nèi)容

為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明提供了一種用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)零件的多方向力學(xué)性能檢測(cè)裝置。

本發(fā)明通過(guò)以下技術(shù)方案得以實(shí)現(xiàn)。

本發(fā)明提供的一種用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)零件的多方向力學(xué)性能檢測(cè)裝置，包括支座、立柱、絲杠、壓頭、底座、第一伺服升降裝置、第二伺服升降裝置、第三伺服升降裝置以及伺服電機(jī)，

所述立柱為四個(gè)，分別立于底座上端面的四個(gè)角上，支座固定于四個(gè)立柱的上端，并與底座的上端面平行；

所述第一伺服升降裝置與第二伺服升降裝置固定于第一伺服升降裝置與第三伺服升降裝置并排安裝于支座上，第二伺服升降裝置安裝于底座的后側(cè)；

所述第一伺服升降裝置、第二伺服升降裝置以及第三伺服升降裝置均包括絲杠、壓頭以及伺服電機(jī)，所述壓頭安裝于絲杠上，伺服電機(jī)的輸出端與絲杠連接，伺服電機(jī)與絲杠同步轉(zhuǎn)動(dòng)，從而帶動(dòng)壓頭進(jìn)行前后進(jìn)動(dòng)；

所述支座在第一伺服升降裝置與第三伺服升降裝置的對(duì)應(yīng)安裝處以及底座在第二伺服升降裝置的對(duì)應(yīng)安裝處均設(shè)置有通孔，第一伺服升降裝置、第二伺服升降裝置以及第三伺服升降裝置對(duì)應(yīng)的絲杠與壓頭分別從支座與底座設(shè)置的通孔中向內(nèi)伸出；