飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，該方法通過采用伺服油缸對機匣的不同位置分別提供X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側(cè)向力及Z軸側(cè)向力，從而合成機匣的受力情況；該裝置通過伺服油缸、環(huán)形外管、環(huán)形內(nèi)管、環(huán)形活塞、拉桿、內(nèi)壓板及外壓板的設置，從而可靠驗證了該方法。這種飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，實現(xiàn)了有效模擬機匣的受力情況，同時模擬加載的載荷范圍較大，滿足了高強度試驗的需求。
【專利說明】飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，屬于飛機發(fā)動機【技術領域】。
【背景技術】
[0002]隨著我國航空技術的不斷發(fā)展，我國的航空事業(yè)取得了巨大的進步，然而涉及到發(fā)動機技術方面，卻一直是一項軟肋，受到國外的技術封鎖。發(fā)動機的機匣是飛機發(fā)動機的重要基礎件之一，其性能的好壞對發(fā)動機的運行質(zhì)量有著致命的影響，因此對飛機發(fā)動機機匣的性能測試就顯得尤為重要。
[0003]由于飛機發(fā)動機的機匣通常為薄壁環(huán)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?，F(xiàn)有技術中對于機匣的強度試驗通常采用內(nèi)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(nèi)外腔體內(nèi)注入液壓油壓迫機匣，通過獲取內(nèi)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(fā)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。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的在于克服上述現(xiàn)有技術的問題，提供一種飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，其可實現(xiàn)有效模擬機匣的受力情況，同時模擬加載的載荷范圍較大，可滿足高強度試驗的需求。
[0005]本發(fā)明的目的是通過以下技術方案來實現(xiàn):
飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法，該機匣具有內(nèi)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(nèi)腔體具有凸伸出所述外腔體的內(nèi)腔上凸緣及內(nèi)腔下凸緣，所述中間凸緣具有對稱的第一加載凸臺及第二加載凸臺，以機匣的中心軸為X軸、所述第一加載凸臺及所述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，固定所述機匣，所述外腔上凸緣分別施加X軸向力、與所述外腔上凸緣相切的對稱扭矩力、沿所述外腔上凸緣徑向施加的Y軸側(cè)向力；所述內(nèi)腔上凸緣分別施加X軸向力、與所述內(nèi)腔上凸緣相切的對稱扭矩力、沿所述內(nèi)腔上凸緣的徑向施加的Y軸側(cè)向力及Z軸側(cè)向力；所述第一加載凸臺分別施加沿所述中心凸緣徑向的Y軸側(cè)向力及與所述中心凸緣相切的Z軸側(cè)向力；所述第二加載凸臺分別施加沿所述中心凸緣徑向的Y軸側(cè)向力及與所述中心凸緣相切的Z軸側(cè)向力；所述第一加載臺處的Z軸側(cè)向力與所述第二加載臺處的Z軸側(cè)向力同向，所有的X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側(cè)向力及Z軸側(cè)向力分別由伺服油缸提供。
[0006]進一步地，所述內(nèi)腔上凸緣施加的X軸向力包括對稱的X軸向分力。
[0007]飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，該機匣具有內(nèi)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(nèi)腔體具有凸伸出所述外腔體的內(nèi)腔上凸緣及內(nèi)腔下凸緣，所述中間凸緣具有對稱的第一加載凸臺及第二加載凸臺，以機匣的中心軸為X軸、所述第一加載凸臺及所述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，所述外腔下凸緣及所述內(nèi)腔下凸緣密封固定設置在底座上，所述外腔上凸緣固定連接有環(huán)形外管，所述外腔上凸緣與所述環(huán)形外管的連接處沿Y軸方向分別對稱設有加載連接臺；所述底座的中間位置固定鉸接一貫穿所述內(nèi)腔體的拉桿，所述內(nèi)腔上凸緣固定連接有環(huán)形內(nèi)管，所述環(huán)形內(nèi)管的邊緣向上凸伸有抵持部，所述抵接部的上方固定連接有內(nèi)壓板；所述內(nèi)壓板與所述拉桿之間具有間隙，所述拉桿上端套設有環(huán)形活塞，所述環(huán)形活塞與所述環(huán)形外管的內(nèi)壁密封連接；所述內(nèi)壓板沿Y軸方向及Z軸方向分別對稱凸伸有連接部，所述連接部貫穿并延伸出所述環(huán)形外管；所述內(nèi)壓板上對稱固設有安裝凸臺，所述環(huán)形外管上方固定連接有外壓板，所述外壓板對應所述安裝凸臺的位置設有開口 ；所述外壓板的上方中間位置沿X軸方向固定鉸接伺服油缸，兩個連接加載臺沿Z軸方向分別反向固定鉸接伺服油缸，其中一個連接加載臺沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸；所述安裝凸臺沿X軸方向固定鉸接伺服油缸，位于Y軸方向的兩個連接部沿Z軸方向反向固定鉸接伺服油缸，其中一個位于Y軸方向的連接部沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸，其中一個位于Z軸方向的連接部沿Z軸方向固定鉸接伺服油缸；所述第一加載凸臺分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸；所述第二加載凸臺分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸，所述第一加載凸臺及所述第二加載凸臺沿所述Z軸方向設置的伺服油缸同向。
[0008]進一步地，所述環(huán)形活塞上設有與所述抵接部相配合貫穿孔，所述抵接部貫穿所述貫穿孔并與所述內(nèi)壓板連接。
[0009]進一步地，所述伺服油缸與安裝架固定鉸接。
[0010]本發(fā)明所述的飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，該方法通過采用伺服油缸對機匣的不同位置分別提供X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側(cè)向力及Z軸側(cè)向力，從而合成機匣的受力情況；該裝置通過伺服油缸、環(huán)形外管、環(huán)形內(nèi)管、環(huán)形活塞、拉桿、內(nèi)壓板及外壓板的設置，從而可靠驗證了該方法。這種飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法及裝置，實現(xiàn)了有效模擬機匣的受力情況，同時模擬加載的載荷范圍較大，滿足了高強度試驗的需求。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0011]圖1為本發(fā)明所述飛機發(fā)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(jié)構(gòu)示意圖；
圖2為圖1中去除安裝架后的立體結(jié)構(gòu)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】
[0012]下面根據(jù)附圖和實施例對本發(fā)明作進一步詳細說明。
[0013]如圖1至圖3所示，本發(fā)明實施例所述的飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法，該機匣10具有內(nèi)腔體I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(nèi)腔體I具有凸伸出外腔體2的內(nèi)腔上凸緣11及內(nèi)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，固定所述機匣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(cè)向力F4 ;內(nèi)腔上凸緣11分別施加X軸向力F5、與內(nèi)腔上凸緣11相切的對稱扭矩力F6及F7、沿內(nèi)腔上凸緣11的徑向施加的Y軸側(cè)向力F8及Z軸側(cè)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(cè)向力FlO及與中心凸緣23相切的Z軸側(cè)向力Fll ;第二加載凸臺232分別施加沿中心凸緣23徑向的Y軸偵_力F12及與中心凸緣23相切的Z軸側(cè)向力F13 ;第一加載臺231處的Z軸側(cè)向力Fll與第二加載臺處232的Z軸側(cè)向力F13同向，所有的X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側(cè)向力及Z軸側(cè)向力分別由伺服油缸提供。內(nèi)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。
[0014]如圖1至圖3所示，飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，該機匣10具有內(nèi)腔體I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(nèi)腔體I具有凸伸出外腔體2的內(nèi)腔上凸緣11及內(nèi)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10的中心軸為X軸、第一加載凸臺231及第二加載凸臺232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，外腔下凸緣21及內(nèi)腔下凸緣12密封固定設置在底座3上，外腔上凸緣21固定連接有環(huán)形外管4，外腔上凸緣21與環(huán)形外管4的連接處沿Y軸方向分別對稱設有加載連接臺41a、41b ;底座3的中間位置固定鉸接一貫穿內(nèi)腔體I的拉桿5，內(nèi)腔上凸緣11固定連接有環(huán)形內(nèi)管6，環(huán)形內(nèi)管6的邊緣向上凸伸有抵持部61，抵接部61的上方固定連接有內(nèi)壓板7 ;內(nèi)壓板7與拉桿5之間具有間隙，拉桿5上端套設有環(huán)形活塞8，環(huán)形活塞8與環(huán)形外管4的內(nèi)壁密封連接；內(nèi)壓板7沿Y軸方向及Z軸方向分別對稱凸伸有連接部71a、71b、71c、71d，連接部71a、71b、71c、71d貫穿并延伸出環(huán)形外管4 ;內(nèi)壓板7上對稱固設有安裝凸臺72,環(huán)形外管4上方固定連接有外壓板9，外壓板9對應安裝凸臺72的位置設有開口 ；外壓板9的上方中間位置沿X軸方向固定鉸接伺服油缸SI，用以提供F1，兩個連接加載臺41a、41b沿Z軸方向分別反向固定鉸接伺服油缸S2、S3，用以提供F2、F3，其中一個連接加載臺31a沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸S4，用以提供F4 ;安裝凸臺72沿X軸方向固定鉸接伺服油缸S5a、S5b，用以提供F5a、F5b，位于Y軸方向的兩個連接部71a、71b沿Z軸方向反向固定鉸接伺服油缸S6、S7，用以提供F6、F7，其中一個位于Y軸方向的連接部71a沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸S8，用以提供F8，其中一個位于Z軸方向的連接部71c沿Z軸方向固定鉸接伺服油缸S9，用以提供F9;第一加載凸臺231分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸S10、S11，用以提供F10、Fll ;第二加載凸臺232分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸S12、S13，用以提供F10、F11，第一加載凸臺231及第二加載凸臺232沿Z軸方向設置的伺服油缸Sll及S13同向。
[0015]環(huán)形活塞8上設有與抵接部61相配合貫穿孔，抵接部61貫穿貫穿孔并與內(nèi)壓板7連接。伺服油缸與安裝架20固定鉸接。
[0016]環(huán)形活塞8通過拉桿5與底座3連接，環(huán)形活塞8與環(huán)形外管4連接，環(huán)形外管4與機匣10連接，機匣10又與底座3密封固定，從而形成了內(nèi)力閉環(huán)，避免了多余力的產(chǎn)生。[0017]以上所述僅為說明本發(fā)明的實施方式，并不用于限制本發(fā)明，對于本領域的技術人員來說，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。
【權利要求】
1.飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法，該機匣具有內(nèi)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(nèi)腔體具有凸伸出所述外腔體的內(nèi)腔上凸緣及內(nèi)腔下凸緣，所述中間凸緣具有對稱的第一加載凸臺及第二加載凸臺，以機匣的中心軸為X軸、所述第一加載凸臺及所述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，其特征在于，固定所述機匣， 所述外腔上凸緣分別施加X軸向力、與所述外腔上凸緣相切的對稱扭矩力、沿所述外腔上凸緣徑向施加的Y軸側(cè)向力； 所述內(nèi)腔上凸緣分別施加X軸向力、與所述內(nèi)腔上凸緣相切的對稱扭矩力、沿所述內(nèi)腔上凸緣的徑向施加的Y軸側(cè)向力及Z軸側(cè)向力； 所述第一加載凸臺分別施加沿所述中心凸緣徑向的Y軸側(cè)向力及與所述中心凸緣相切的Z軸側(cè)向力； 所述第二加載凸臺分別施加沿所述中心凸緣徑向的Y軸側(cè)向力及與所述中心凸緣相切的Z軸側(cè)向力； 所述第一加載臺處的Z軸側(cè)向力與所述第二加載臺處的Z軸側(cè)向力同向，所有的X軸向力、對稱扭矩力、Y軸側(cè)向力及Z軸側(cè)向力分別由伺服油缸提供。
2.如權利要求1所述的飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡方法，其特征在于，所述內(nèi)腔上凸緣施加的X軸向力包括對稱的X軸向分力。
3.飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，該機匣具有內(nèi)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(nèi)腔體具有凸伸出所述外腔體的內(nèi)腔上凸緣及內(nèi)腔下凸緣，所述·中間凸緣具有對稱的第一加載凸臺及第二加載凸臺，以機匣的中心軸為X軸、所述第一加載凸臺及所述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，其特征在于，所述外腔下凸緣及所述內(nèi)腔下凸緣密封固定設置在底座上， 所述外腔上凸緣固定連接有環(huán)形外管，所述外腔上凸緣與所述環(huán)形外管的連接處沿Y軸方向分別對稱設有加載連接臺；所述底座的中間位置固定鉸接一貫穿所述內(nèi)腔體的拉桿，所述內(nèi)腔上凸緣固定連接有環(huán)形內(nèi)管，所述環(huán)形內(nèi)管的邊緣向上凸伸有抵持部，所述抵接部的上方固定連接有內(nèi)壓板；所述內(nèi)壓板與所述拉桿之間具有間隙，所述拉桿上端套設有環(huán)形活塞，所述環(huán)形活塞與所述環(huán)形外管的內(nèi)壁密封連接； 所述內(nèi)壓板沿Y軸方向及Z軸方向分別對稱凸伸有連接部，所述連接部貫穿并延伸出所述環(huán)形外管；所述內(nèi)壓板上對稱固設有安裝凸臺，所述環(huán)形外管上方固定連接有外壓板，所述外壓板對應所述安裝凸臺的位置設有開口； 所述外壓板的上方中間位置沿X軸方向固定鉸接伺服油缸，兩個連接加載臺沿Z軸方向分別反向固定鉸接伺服油缸，其中一個連接加載臺沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸； 所述安裝凸臺沿X軸方向固定鉸接伺服油缸，位于Y軸方向的兩個連接部沿Z軸方向反向固定鉸接伺服油缸，其中一個位于Y軸方向的連接部沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸，其中一個位于Z軸方向的連接部沿Z軸方向固定鉸接伺服油缸； 所述第一加載凸臺分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸；所述第二加載凸臺分別沿Y軸方向及Z軸方向固定鉸接伺服油缸，所述第一加載凸臺及所述第二加載凸臺沿所述Z軸方向設置的伺服油缸同向。
4.如權利要求3所述的飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，其特征在于，所述環(huán)形活塞上設有與所述抵接部相配合貫穿孔，所述抵接部貫穿所述貫穿孔并與所述內(nèi)壓板連接。
5.如權利要求4所述的飛機發(fā)動機機匣強度試驗的模擬加載平衡裝置，其特征在于，所述伺服油 缸與安裝架固定鉸接。
【文檔編號】G01M13/00GK103592111SQ201310520444
【公開日】2014年2月19日 申請日期:2013年10月29日 優(yōu)先權日:2013年10月29日
【發(fā)明者】朱曉兵, 支曉陽 申請人:無錫市海航電液伺服系統(tǒng)有限公司