CN105352732A - 一种航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空发动机轴类部件结构强度试验领域，特别是涉及一种航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器。航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，包括：支撑框架；风扇轴夹具；风扇轴的顶端与支撑框架的顶梁固定连接；弯矩盘顶部与风扇轴的底端固定连接；多个弯矩加载油缸顶部分别铰接在弯矩盘的外环面上，底部分别与支撑框架的底座铰接；扭矩盘的外环面上具有两个对称的扭矩加载油缸；轴向力加载油缸铰接设置在扭矩盘的轴向底部与底座之间；力传感器。本发明针对风扇轴四种载荷输入特点，采用立式层叠结构，能够实现旋转弯矩、主扭矩和/或振动扭矩、轴向力的加载，使得试验器集成度高，适应性更强。

Description

一种航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器

技术领域

本发明涉及航空发动机轴类部件结构强度试验领域，特别是涉及一种航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器。

背景技术

发动机工作时主轴承受的载荷比较复杂，对主轴疲劳寿命影响较大，应该加以考虑的工作载荷有扭矩、轴向力、振动扭矩和弯矩。发动机风扇轴是主轴的组成部分，通过对风扇轴的边界约束条件和所受载荷情况的分析，四种载荷作用于风扇轮盘上，进而传递到风扇轴上。

其中，旋转弯矩的加载现主要有旋转偏心配重盘和旋转液压作动筒两种方式。第一种加载方式中，电机皮带轮的张紧力会对载荷施加造成偏心力影响，载荷及其频率大小受到限制(配重块离心力偶即载荷；载荷频率即电机转速)，在高达3000RPM(50Hz时)的转速下，不平衡的高速配重盘在加载精确性和安全性上不可保证。而第二加载方式中，需要设计专门的液压与电气接口旋转装置，后续维保成本高、工作量大，另外液压部件在高速旋转中的工作状态是否稳定尚需验证，附加在作动筒上的高速离心力也要进行相应计算和处理。二者均通过电机拖动进行弯矩载荷的旋转，强电磁辐射的环境对***测量精度也会产生影响。另外，对试验对象施加弯矩载荷后，会引起试验件发生一定的变形，这对同样作用到试件上的扭矩和轴向力构成相互影响，也需要一套解耦装置。

振动扭矩的加载要么通过振动台(液压或电磁)，要么采用一对对称作动筒实现。振动台虽然能够提供频率不低于50Hz的振动载荷，但振动台一般不提供开放的控制开发接口，难于实现无缝集成及与其他载荷的时序同步；而振动扭矩与主扭矩采用不同的作动筒来实施，且共同作用于同一个扭矩力臂上，会引起与主扭矩的耦合，有必要设计对主扭矩的跟随装置用于解耦。

综上所述，现有试验器至少存在如下不足：

1)、针对扭矩、轴向力、振动扭矩和弯矩，需要采用不同的试验器进行加载，加载操作复杂，成本较高；2)、现有试验器或者由于所针对试验对象的差异，设备载荷类型、加载能力及加载执行机构(如作动筒两腔压力差模拟载荷)不完全适用于风扇轴试验；3)、由于设计缺陷，在旋转弯矩载荷加载中引入了额外的附加力(如偏心力、离心力)，主扭矩与振动扭矩间的耦合造成控制***复杂，四种载荷间弯矩与扭矩(含轴向力)解耦不完全从而无法保证各个载荷的准确加载；4)、由于自动化程度较低，不同载荷之间无法按照严格的载荷谱时序逻辑进行复合，维护成本和校核时间开销巨大，设备运行效率低下。

发明内容

本发明的目的是提供了一种航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，以解决上述至少一个技术问题。

本发明的技术方案是：

一种航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，包括：

支撑框架，具有水平的底座、顶梁以及用于支撑所述顶梁的竖直立柱；

风扇轴夹具，固定设置在所述支撑框架的立柱上，且发动机的风扇轴沿竖直方向转动设置在所述风扇轴夹具内部；

第一固定部，位于所述风扇轴夹具竖直上方，用于将所述风扇轴的顶端与所述支撑框架的顶梁固定连接；

第二固定部，位于所述风扇轴夹具竖直下方，顶部与所述风扇轴的底端固定连接；

弯矩盘，轴向顶部与所述第二固定部的底部固定连接；

多个弯矩加载油缸，每个所述弯矩加载油缸的轴线垂直于水平面，多个所述弯矩加载油缸的顶部端点位于同一水平面内，且多个所述弯矩加载油缸沿同一圆周方向均匀分布，另外，多个所述弯矩加载油缸的顶部分别铰接在所述弯矩盘的外环面上，底部分别与所述支撑框架的底座铰接，通过多个弯矩加载油缸实现弯矩加载；

第三固定部，位于所述弯矩盘竖直下方，顶部与所述弯矩盘的轴向底部固定连接；

扭矩盘，位于所述第三固定部竖直下方，轴向顶部与所述第三固定部的底部固定连接，所述扭矩盘的外环面上具有两个沿径向凸出且对称的支臂；

两个扭矩加载油缸，每个所述扭矩加载油缸的轴线均与水平面平行，其中一个所述扭矩加载油缸的一端与所述扭矩盘上一个支臂的端部固定连接，另一端与所述支撑框架的一根立柱铰接；另一个所述扭矩加载油缸的一端与所述扭矩盘上另一个支臂的端部固定连接，另一端与所述支撑框架的另一根立柱铰接；两个所述扭矩加载油缸以所述扭矩盘的中心点为原点对称分布，通过扭矩加载油缸实现主扭矩和/或振动扭矩的加载；

轴向力加载油缸，一端与所述扭矩盘的轴向底部铰接，另一端与所述支撑框架的底座铰接，通过轴向力加载油缸实现轴向力的加载；

力传感器，分别设置在每个所述弯矩加载油缸、所述扭矩加载油缸以及所述轴向力加载油缸上。

优选的，所述风扇轴夹具内部由上至下同轴设置有两个轴承座，所述风扇轴通过两个轴承转动设置在两个所述轴承座上，以模拟所述风扇轴真实安装时候的边界约束。

优选的，所述第一固定部为套齿法兰，所述套齿法兰顶部与所述支撑框架的顶梁通过螺栓固定连接，底部与所述风扇轴顶端固定连接。

优选的，所述第二固定部为双向法兰转接盘，顶部与所述风扇轴的底端通过螺栓固定连接，底部与所述弯矩盘的轴向顶部通过螺栓固定连接。

优选的，所述弯矩盘的外圆周上均匀设置有八个双耳，每个双耳与一个所述弯矩加载油缸的顶部铰接。

优选的，所述弯矩加载油缸的活塞杆一端与所述力传感器一端通过法兰连接，所述力传感器的另一端球型铰接到所述弯矩盘的双耳上。

优选的，所述第三固定部为十字万向节。

优选的，所述扭矩加载油缸的活塞杆一端与所述力传感器一端球型铰接，所述力传感器另一端与所述扭矩盘的支臂通过法兰连接。

优选的，所述轴向力加载油缸上的所述力传感器设置在所述轴向力加载油缸的活塞杆上。

优选的，所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器还包括：

液压伺服协调加载控制器，用于对所述弯矩加载油缸、所述扭矩加载油缸以及所述轴向力加载油缸进行控制。

本发明的优点在于：

本发明的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，针对风扇轴四种载荷输入特点，采用立式层叠结构，能够通过弯矩加载油缸实现旋转弯矩的加载，通过扭矩加载油缸实现主扭矩和/或振动扭矩的加载，还能再通过轴向力加载油缸实现轴向力的加载，使得试验器集成度高，适应性更强。

附图说明

图1是本发明航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器的结构示意图；

图2是本发明航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器中风扇轴夹具部分的结构示意图；

图3是本发明航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器中着重突出弯矩加载油缸部分的结构示意图；

图4是本发明航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器中着重突出扭矩加载油缸部分的结构示意图；

图5是本发明航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器中着重突出轴向力加载油缸部分的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图1至图5对本发明航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器做进一步详细说明。

本发明提供了一种航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，包括支撑框架1以及设置在支撑框架1上的风扇轴夹具2、弯矩盘4、扭矩盘5、油缸、力传感器等部件，用于对发动机的风扇轴3进行旋转弯矩、主扭矩、振动扭矩以及轴向力载荷加载。

支撑框架1可以采用多种适合的形状结构，具有水平的底座11、顶梁12以及用于支撑顶梁12的竖直立柱13。本实施例中，优选支撑框架1包括一个水平底座11和一个由多根顶梁12构成的水平顶盖，水平顶盖通过至少四根立柱13水平固定设置在水平底座11顶部，水平顶盖与水平底座11之间形成一个开放的容纳空间，以便后续各部件进行安装；立柱13的长度可以根据不同长度风扇轴3试验需要进行选择，并且，顶盖与立柱13之间通过螺栓连接，也可以在二者之间通过增减钢垫来改变顶盖高度；进一步，为了加强支撑框架1的结构强度和稳定性，还可以在立柱13与底座11之间架设斜的支持梁。

风扇轴夹具2位于上述支撑框架1构成的容纳空间中，固定设置在支撑框架1的立柱13上，且发动机的风扇轴3沿竖直方向转动设置在风扇轴夹具2内部。风扇轴夹具2可以为多种适合的形状，本实施例中，优选风扇轴夹具2内部由上至下同轴设置有两个轴承座23，由上至下分别是第一轴承座和第二轴承座，风扇轴3通过两个轴承24转动设置在两个轴承座23上，以模拟风扇轴3真实安装时候的边界约束，也即是风扇轴夹具2与风扇轴3的安装结构完全模仿真实风扇轴3安装时的结构(包括所选用的结构件装配、强度以及刚度)制成而成，可以使得后续载荷加载试验的结构更准确。进一步，风扇轴夹具2的外部通过螺栓与四根立柱13固定连接。

进一步，设置在风扇轴夹具2内部的风扇轴3顶端(伸出风扇轴夹具2第一轴承座23上表面的部分)，还通过位于其竖直上方的第一固定部21与支撑框架1的顶梁12固定连接。第一固定部21可以为多种适合的连接结构，本实施例中，第一固定部21为套齿法兰，套齿法兰顶部与支撑框架1的顶梁12通过螺栓固定连接，底部与风扇轴3顶端固定连接；并且，在套齿法兰底部设置有外齿，与风扇轴3顶端的内齿相匹配，从而实现与风扇轴3固定连接(类似于花键配合)。

弯矩盘4的轴向顶部通过第二固定部22与风扇轴底部固定连接；同样，第二固定部22可以为多种适合的连接结构，本实施例中，第二固定部22为双向法兰转接盘，顶部与风扇轴3的底端通过螺栓固定连接，底部与弯矩盘4的轴向顶部通过螺栓固定连接。

进一步，在弯矩盘4外环面上设置有多个弯矩加载油缸41；具体地，每个弯矩加载油缸41的轴线垂直于水平面，多个弯矩加载油缸41的顶部端点位于同一水平面内，且多个弯矩加载油缸41沿同一圆周方向均匀分布；另外，多个弯矩加载油缸41的顶部分别铰接在弯矩盘4的外环面上，底部分别与支撑框架1的底座11铰接。需要说明的是，当支撑框架1的立柱13过高，弯矩加载油缸41长度不够时，也可以在弯矩加载油缸41底部与底座11之间设置一些支撑块进行支撑。

弯矩加载油缸41的数量可以根据需要设置为多个，及其与弯矩盘4的连接方式也可以根据需要进行适合的选择，本实施例中，是在弯矩盘4的外圆周上均匀设置有八个双耳43，每个间隔45°，每个双耳43与一个弯矩加载油缸41的顶部铰接，通过八个弯矩加载油缸41的联合作用，在弯矩盘4上产生一个旋转力偶场(通常旋转频率不低于50Hz)，从而模拟实现旋转弯矩载荷。另外，每个所述弯矩加载油缸41上还设置有一个力传感器7，具体地，是弯矩加载油缸41的活塞杆一端与一个力传感器7一端通过法兰连接，该力传感器7的另一端球型铰接到弯矩盘4的双耳43上。

扭矩盘5可以为多种适合的形状，本实施例中，在其外环面上还具有两个沿径向凸出且对称的支臂51；扭矩盘5是通过第三固定部42设置在弯矩盘4的轴向底部；具体地，第三固定部42位于弯矩盘竖直下方，优选为十字万向节，十字万向节6起到不限制扭矩(含轴向力)向上传递但限制弯矩向下传递的目的，实现弯矩和扭矩(含轴向力)间的相互解耦；十字万向节的顶部与弯矩盘4的轴向底部固定连接，十字万向节的底部与扭矩盘5轴向顶部固定连接。

扭矩加载油缸52为两个，每个扭矩加载油缸52的轴线均与水平面平行；其中一个扭矩加载油缸52的一端与扭矩盘5上一个支臂51的端部固定连接，另一端与支撑框架1的一根立柱13铰接；另一个扭矩加载油缸52的一端与扭矩盘5上另一个支臂51的端部固定连接，另一端与支撑框架1的另一根立柱13铰接；另外，两个扭矩加载油缸52以扭矩盘5的中心点为原点对称分布并且优选初始状态(未加载时)扭矩加载油缸52的轴线方向垂直于支臂51的轴线。

同样，每个扭矩加载油缸52上还设置有一个力传感器7，具体地，扭矩加载油缸52的活塞杆一端与一个力传感器7一端球型铰接，另外，该力传感器7另一端与扭矩盘5的支臂51通过法兰连接。球铰连接方式能够保证扭转作用下变形(扭转角度)不对扭矩载荷的准确度造成影响；并且，可以消除两个扭矩加载油缸52对轴向力的反作用力及轴向力作用形变导致不确定的重力分力。

另外，在本发明扭矩加载油缸9可以选择为普通的两腔的液压作动筒，通过该液压作动筒实现主扭矩和/或振动扭矩加载；在本实施例中，还可以选择目前已知的三腔作动筒，每个含两套液压伺服阀执行机构，利用油缸大腔实现主扭矩加载，利用两个小腔实现振动扭矩加载，从而实现了主扭矩与振动扭矩间的解耦。

轴向力加载油缸6一端与扭矩盘5的轴向底部铰接，另一端与支撑框架1的底座11铰接，轴向力加载油缸6上的力传感器7设置在轴向力加载油缸6的活塞杆上。

本发明的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，针对风扇轴四种载荷输入特点，采用立式层叠结构，能够通过弯矩加载油缸41实现旋转弯矩的加载，通过扭矩加载油缸52实现主扭矩和/或振动扭矩的加载，还能再通过轴向力加载油缸6实现轴向力的加载，使得试验器集成度高，适应性更强。

进一步，本发明的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器还包括高性能全数字式液压伺服协调加载控制器，用于对弯矩加载油缸41、扭矩加载油缸52以及轴向力加载油缸6根据预设控制顺序进行自动控制，使得试验谱时序逻辑精确，力闭环控制载荷模拟准确，还可以具有完善的载荷保护机制，使得试验效率高。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，包括：

支撑框架(1)，具有水平的底座(11)、顶梁(12)以及用于支撑所述顶梁(12)的竖直立柱(13)；

风扇轴夹具(2)，固定设置在所述支撑框架(1)的立柱(13)上，且发动机的风扇轴(3)沿竖直方向转动设置在所述风扇轴夹具(2)内部；

第一固定部(21)，位于所述风扇轴夹具(2)竖直上方，用于将所述风扇轴(3)的顶端与所述支撑框架(1)的顶梁(12)固定连接；

第二固定部(22)，顶部与所述风扇轴(3)的底端固定连接；

弯矩盘(4)，轴向顶部与所述第二固定部(22)的底部固定连接；

多个弯矩加载油缸(41)，每个所述弯矩加载油缸(41)的轴线垂直于水平面，多个所述弯矩加载油缸(41)的顶部端点位于同一水平面内，且多个所述弯矩加载油缸(41)沿同一圆周方向均匀分布，另外，多个所述弯矩加载油缸(41)的顶部分别铰接在所述弯矩盘(4)的外环面上，底部分别与所述支撑框架(1)的底座(11)铰接；

第三固定部(42)，顶部与所述弯矩盘(4)的轴向底部固定连接；

扭矩盘(5)，轴向顶部与所述第三固定部(42)的底部固定连接，所述扭矩盘(5)的外环面上具有两个沿径向凸出且对称的支臂(51)；

两个扭矩加载油缸(52)，每个所述扭矩加载油缸(52)的轴线均与水平面平行，其中一个所述扭矩加载油缸(52)的一端与所述扭矩盘(5)上一个支臂(51)的端部固定连接，另一端与所述支撑框架(1)的一根立柱(13)铰接；另一个所述扭矩加载油缸(52)的一端与所述扭矩盘(5)上另一个支臂(51)的端部固定连接，另一端与所述支撑框架(1)的另一根立柱(13)铰接；两个所述扭矩加载油缸(52)以所述扭矩盘(5)的中心点为原点对称分布；

轴向力加载油缸(6)，一端与所述扭矩盘(5)的轴向底部铰接，另一端与所述支撑框架(1)的底座(11)铰接；

力传感器(7)，分别设置在每个所述弯矩加载油缸(41)、所述扭矩加载油缸(52)以及所述轴向力加载油缸(6)上。

2.根据权利要求1所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，所述风扇轴夹具(2)内部由上至下同轴设置有两个轴承座(23)，所述风扇轴(3)通过两个轴承(24)转动设置在两个所述轴承座(23)上，以模拟所述风扇轴(3)真实安装时候的边界约束。

3.根据权利要求1所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，所述第一固定部(21)为套齿法兰，所述套齿法兰顶部与所述支撑框架(1)的顶梁(12)通过螺栓固定连接，底部与所述风扇轴(3)顶端固定连接。

4.根据权利要求1所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，所述第二固定部(22)为双向法兰转接盘，顶部与所述风扇轴(3)的底端通过螺栓固定连接，底部与所述弯矩盘(4)的轴向顶部通过螺栓固定连接。

5.根据权利要求1所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，所述弯矩盘(4)的外圆周上均匀设置有八个双耳(43)，每个双耳(43)与一个所述弯矩加载油缸(41)的顶部铰接。

6.根据权利要求1或5所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，所述弯矩加载油缸(41)的活塞杆一端与所述力传感器(7)一端通过法兰连接，所述力传感器(7)的另一端球型铰接到所述弯矩盘(4)的双耳(43)上。

7.根据权利要求1所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，所述第三固定部(42)为十字万向节。

8.根据权利要求1所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，所述扭矩加载油缸(52)的活塞杆一端与所述力传感器(7)一端球型铰接，所述力传感器(7)另一端与所述扭矩盘(5)的支臂(51)通过法兰连接。

9.根据权利要求1所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，所述轴向力加载油缸(6)上的所述力传感器(7)设置在所述轴向力加载油缸(6)的活塞杆上。

10.根据权利要求1所述的航空发动机风扇轴的复合静力和疲劳试验器，其特征在于，还包括：

液压伺服协调加载控制器，用于对所述弯矩加载油缸(41)、所述扭矩加载油缸(52)以及所述轴向力加载油缸(6)进行控制。