飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載多余力消除裝置制造方法
【專利摘要】本實(shí)用新型涉及飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載多余力消除裝置，該機(jī)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，包括底座、環(huán)形活塞及環(huán)形外管，所述外腔下凸緣及所述內(nèi)腔下凸緣密封固定設(shè)置在所述底座上，所述外腔上凸緣固定連接所述環(huán)形外管；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，所述拉桿上端套設(shè)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。通過(guò)底座與拉桿連接，拉桿與環(huán)形活塞連接，環(huán)形活塞與環(huán)形外管連接，環(huán)形外管與機(jī)匣連接，機(jī)匣又與底座密封固定，從而形成了內(nèi)力閉環(huán)，消除了試驗(yàn)過(guò)程中機(jī)匣內(nèi)部產(chǎn)生的多余力。
【專利說(shuō)明】飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載多余力消除裝置
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載多余力消除裝置，屬于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)【技術(shù)領(lǐng)域】。
【背景技術(shù)】
[0002]隨著我國(guó)航空技術(shù)的不斷發(fā)展，我國(guó)的航空事業(yè)取得了巨大的進(jìn)步，然而涉及到發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方面，卻一直是一項(xiàng)軟肋，受到國(guó)外的技術(shù)封鎖。發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)匣是飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的重要基礎(chǔ)件之一，其性能的好壞對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行質(zhì)量有著致命的影響，因此對(duì)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣的性能測(cè)試就顯得尤為重要。
[0003]由于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)匣通常為薄壁環(huán)形件，各個(gè)腔體分布在不同的水平面上，要求在不同的壓力下進(jìn)行試驗(yàn)，要保證強(qiáng)度試驗(yàn)的順利進(jìn)行難度極大。現(xiàn)有技術(shù)中對(duì)于機(jī)匣的強(qiáng)度試驗(yàn)通常采用內(nèi)壓加載的方式，即夾具密封夾住機(jī)匣的腔體兩端，同時(shí)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(jī)匣，通過(guò)獲取內(nèi)外液壓油的壓差的方式來(lái)獲得機(jī)匣的強(qiáng)度，這種方式無(wú)疑較為落后，只能簡(jiǎn)單模擬機(jī)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(duì)機(jī)匣造成損害，同時(shí)模擬加載的載荷范圍較小，很難滿足高強(qiáng)度試驗(yàn)的需求。
[0004]為此提供了一種飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載裝置，通過(guò)外部多點(diǎn)機(jī)械施壓的方式來(lái)模擬合成機(jī)匣的受力情況，但是機(jī)械施壓的方式往往造成機(jī)匣的內(nèi)部產(chǎn)生多余力。
實(shí)用新型內(nèi)容
[0005]本實(shí)用新型的目的在于克服上述現(xiàn)有技術(shù)的問(wèn)題，提供一種飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載多余力消除裝置，其可消除試驗(yàn)過(guò)程中機(jī)匣內(nèi)部產(chǎn)生的多余力。
[0006]本實(shí)用新型的目的是通過(guò)以下技術(shù)方案來(lái)實(shí)現(xiàn):
[0007]飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載多余力消除裝置，該機(jī)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，包括底座、環(huán)形活塞及環(huán)形外管，所述外腔下凸緣及所述內(nèi)腔下凸緣密封固定設(shè)置在所述底座上，所述外腔上凸緣固定連接所述環(huán)形外管；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，所述拉桿上端套設(shè)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。
[0008]本實(shí)用新型所述的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載多余力消除裝置，該機(jī)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，包括底座、環(huán)形活塞及環(huán)形外管，所述外腔下凸緣及所述內(nèi)腔下凸緣密封固定設(shè)置在所述底座上，所述外腔上凸緣固定連接所述環(huán)形外管；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，所述拉桿上端套設(shè)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。通過(guò)底座與拉桿連接，拉桿與環(huán)形活塞連接，環(huán)形活塞與環(huán)形外管連接，環(huán)形外管與機(jī)匣連接，機(jī)匣又與底座密封固定，從而形成了內(nèi)力閉環(huán)，消除了試驗(yàn)過(guò)程中機(jī)匣內(nèi)部產(chǎn)生的多余力。
【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0009]圖1為飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)的模擬加載平衡裝置與安裝架連接時(shí)的立體結(jié)構(gòu)示意圖；
[0010]圖2為圖1中去除安裝架后的立體結(jié)構(gòu)示意圖；
[0011]圖3為圖2去除伺服油缸后的剖視圖。
【具體實(shí)施方式】
[0012]下面根據(jù)附圖和實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。
[0013]如圖1至圖3所示，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)的模擬加載平衡方法，該機(jī)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(duì)稱的第一加載凸臺(tái)231及第二加載凸臺(tái)232，以機(jī)匣的中心軸為X軸、第一加載凸臺(tái)及第二加載凸臺(tái)的連線方向?yàn)閅軸、以與Y軸在同一水平面上的水平垂線為Z軸，固定機(jī)匣10，外腔上凸緣21分別施加X(jué)軸向力F1、與外腔上凸緣21相切的對(duì)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(jué)軸向力F5、與內(nèi)腔上凸緣11相切的對(duì)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(tái)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(tái)232分別施加沿中心凸緣23徑向的Y軸側(cè)向力F12及與中心凸緣23相切的Z軸側(cè)向力F13 ;第一加載臺(tái)231處的Z軸側(cè)向力Fll與第二加載臺(tái)處232的Z軸側(cè)向力F13同向，所有的X軸向力、對(duì)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(duì)稱的X軸向分力F5a及F5b。
[0014]如圖1至圖3所示，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)的模擬加載平衡裝置，該機(jī)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(duì)稱的第一加載凸臺(tái)231及第二加載凸臺(tái)232，以機(jī)匣10的中心軸為X軸、第一加載凸臺(tái)231及第二加載凸臺(tái)232的連線方向?yàn)閅軸、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(shè)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(duì)稱設(shè)有加載連接臺(tái)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(shè)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(duì)稱凸伸有連接部71a、71b、71c、71d，連接部71a、71b、71c、7Id貫穿并延伸出環(huán)形外管4 ;內(nèi)壓板7上對(duì)稱固設(shè)有安裝凸臺(tái)72,環(huán)形外管4上方固定連接有外壓板9，外壓板9對(duì)應(yīng)安裝凸臺(tái)72的位置設(shè)有開(kāi)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(gè)連接加載臺(tái)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(gè)連接加載臺(tái)31a沿Y軸方向固定鉸接伺服油缸S4，用以提供F4 ;安裝凸臺(tái)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(gè)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(gè)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(gè)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(tái)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(tái)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(tái)231及第二加載凸臺(tái)232沿Z軸方向設(shè)置的伺服油缸Sll及S13同向。
[0015]環(huán)形活塞8上設(shè)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]該飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載多余力消除裝置包括底座、拉桿、環(huán)形活塞及環(huán)形外管，環(huán)形活塞8通過(guò)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(jī)匣10連接，機(jī)匣10又與底座3密封固定，從而形成了內(nèi)力閉環(huán)，消除了產(chǎn)生多余力。
[0017]以上所述僅為說(shuō)明本實(shí)用新型的實(shí)施方式，并不用于限制本實(shí)用新型，對(duì)于本領(lǐng)域的技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，凡在本實(shí)用新型的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本實(shí)用新型的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)M加載多余力消除裝置，該機(jī)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，其特征在于，包括底座、環(huán)形活塞及環(huán)形外管，所述外腔下凸緣及所述內(nèi)腔下凸緣密封固定設(shè)置在所述底座上，所述外腔上凸緣固定連接所述環(huán)形外管；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，所述拉桿上端套設(shè)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。
【文檔編號(hào)】G01M13/00GK203534813SQ201320672217
【公開(kāi)日】2014年4月9日 申請(qǐng)日期:2013年10月29日 優(yōu)先權(quán)日:2013年10月29日
【發(fā)明者】朱曉兵, 支曉陽(yáng) 申請(qǐng)人:無(wú)錫市海航電液伺服系統(tǒng)有限公司