專利名稱：航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置的制作方法
技術領域：
本發明屬于航空發動機試驗技術領域，涉及一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置。
二背景技術：
航空發動機輪盤定心襯套試驗項目是發動機可靠性關鍵試驗之一 。定心襯套是航 空發動機的關鍵、重要件之一，它的失效將造成重大安全事故，所以必須通過試驗給出預定 安全壽命。由于該試驗是國內首次開展的試驗項目，沒有試驗技術資料可以參考。雖然國 外做過該類試驗，但涉及核心技術，均對外保密，所以，我國無法得到該試驗的方法及試驗 裝置的參考資料。正如國內專家所說的那樣一該試驗技術要求高，難度大，國內從未做過。 因此，要成功進行該試驗，試驗裝置的設計是關鍵環節，試驗裝置的設計合理將是決定試驗 結果準確的重要保證。通過對該項試驗裝置的研究將為航空發動機壽命評估及發動機的安 全使用做出貢獻。
三
發明內容為克服現有技術中存在的尚無可以從事航空發動機輪盤定心襯套試驗的裝置的
不足，本發明提出了一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置。 本發明包括加載測量系統和試驗臺。 加載測量系統包括球形連接器、Y形連接器、載荷傳感器、加載桿、液壓作動筒、載 荷控制器、間隙調節桿。球形連接器通過底座與天梁固定。用銷子穿入球形連接器的萬向 軸承孔和U形夾頭夾板中部的銷孔中，將球形連接器與Y形連接器連接。將Y形連接器的 連接桿旋入載荷傳感器一端的內螺紋孔中。加載桿的兩端的螺紋桿分別旋入載荷傳感器和 液壓作動筒的內螺紋孔中。間隙調節桿的右旋螺紋端旋入液壓作動筒中，左旋螺紋端旋入 上連接法蘭中，并通過左旋鎖緊螺母緊固。載荷控制器的輸入端與載荷傳感器通過導線連 接；載荷控制器的輸出端與液壓作動筒通過導線連接。 試驗臺包括溫度傳感器、加熱控制器、上轉接段、下轉接段、試驗臺底座和加熱爐。 下轉接段通過螺栓固定在試驗臺底座上；定心襯套后端裝入下轉接段的內孔中，并使定心 襯套后端安裝邊的上表面與轉接段臺階孔的內表面密切配合。上轉接段一端的臺階裝入定 心襯套的內孔中，并使該臺階的上表面與定心襯套內的調整墊圈的下表面相配合；上轉接 段另一端的螺紋桿裝入下轉接法蘭的螺紋孔中，并通過右旋鎖緊螺母緊固。下轉接法蘭和 上轉接法蘭通過連接螺栓連接。 將加熱爐包圍在定心襯套外部，并通過加熱爐殼體上的加熱爐安裝邊將加熱爐固 連成整體；通過加熱爐調節腿調整加熱爐的高度，使定心襯套置于的爐腔內中心位置。溫度 傳感器與加熱控制器輸入端通過補償導線連接；加熱控制器的輸出端通過導線與加熱爐連接。 間隙調節桿與液壓作動筒連接端為右旋螺紋，與上連接法蘭連接端為左旋螺紋。[0009] Y形連接器的一端為U形夾頭，U形夾頭對稱的夾板中部有同心并且貫通夾板的銷 孔；Y形連接器的連接桿一端為外螺紋桿。 加熱爐為兩半對開式圓筒形；加熱爐的內徑大于襯套外徑200mm ;在加熱爐分為 兩半的爐體相互配合的爐體外表面均有一對加熱爐安裝邊，當加熱爐的爐體合成為一個圓 形整體時，通過加熱爐安裝邊將兩半爐體固定連接。在加熱爐爐體兩端端頭有不同徑的孔， 其中一端的孔穿過上轉接段的螺紋桿；加熱爐爐體與上轉接段的螺紋桿之間間隙配合，并 填充石棉；另一端的孔徑同試驗臺底座的外徑；并且加熱爐爐體與試驗臺底座之間間隙配 合，并填充石棉。加熱爐帶有四個加熱爐調節腿，用于調節加熱爐高度。加熱爐內壁裝有電 加熱器，其外壁為保溫層。 上轉接段的長度為加熱爐端面的保溫層的壁厚+200mm。上轉接段一端為與下轉接 法蘭的內螺紋孔配合的外螺紋。另一端為外徑逐層增大的二級臺階；其中，第一級臺階的外 徑小于調整墊圈的內徑，并且第一級臺階的外圓周表面與調整墊圈的內表面間隙配合；第 二級臺階的外徑同定心襯套前端內孔的直徑相同，并且第二級臺階的外圓周表面與定心襯 套的內表面相配合。 下轉接段為有臺階內孔的圓環。下轉接段臺階內孔的直徑同定心襯套后端外徑， 并且該臺階的內表面的徑向深度大于定心襯套后端安裝邊的寬度。在下轉接段的外圓端面 上分布有連接孔。 試驗臺底座內孔的直徑大于定心襯套后端安裝邊的外徑。試驗臺底座一端的法蘭 邊上均勻分布有安裝孔。 下轉接法蘭的內孔為螺紋孔，其內徑同上轉接段螺紋端的外徑。上轉接法蘭的內 孔為左旋的螺紋孔，其內徑同間隙調節桿的外徑。在下轉接法蘭和上轉接法蘭的法蘭邊上 分布有連接孔，并且下轉接法蘭和上轉接法蘭上的連接孔位置相互對應。 由于本發明采取的技術方案僅對試驗定心襯套及局部試驗裝置加熱，所以，加熱 速度快；溫度傳感器沿圓周間隔120。分布固定在定心襯套上，溫度控制可靠。由于采用球 形連接器和間隙調整桿，使得拉伸載荷施加準確，不會附加彎矩載荷和預加拉伸載荷。所采 用的球形連接器，保證了試驗裝置在試驗時不對試驗定心襯套附加彎矩載荷。通過該航空 發動機輪盤定心襯套試驗裝置能夠較真實地模擬航空發動機輪盤定心襯套的工作狀態，完 成對航空發動機輪盤定心襯套的試驗考核，給出航空發動機輪盤定心襯套預定安全壽命。 該項試驗裝置的研制成功填補了國內在航空發動機輪盤定心襯套試驗方面的空白。本發明 具有結構緊湊，安裝方便，操作簡單，易于調整的特點。
四
附圖1為本發明的結構示意圖； 附圖2為球形連接器結構示意圖； 附圖3為加熱爐結構示意圖； 附圖4為定心襯套裝配局部示意圖。附圖中 1.球形連接器 2. U形連接器 3.載荷傳感器 5.液壓作動筒 6.間隙調節桿7.左旋鎖緊螺母 9.右旋鎖緊螺母10.上轉接段 11.調整墊圈
4.加載桿
8.下轉接法蘭
12.定心襯套[0023] 13.下轉接段14.試驗底座 15.加熱爐 16.加熱控制器 17.連接螺栓18.上轉接法蘭19.載荷控制器 20.溫度傳感器 21.電加熱器22.保溫層23.加熱爐調節腿24.加熱爐安裝邊
五具體實施方式本實施例是用于航空發動機輪盤定心襯套的試驗裝置，包括加載測量系統和試驗 臺° 加載測量系統包括球形連接器1、Y形連接器2、載荷傳感器3、加載桿4、液壓作動 筒5、載荷控制器19、間隙調節桿6。其中，加載桿4為圓柱形桿件，加載桿4的兩端為螺紋 桿。Y形連接器2的一端為U形夾頭；U形夾頭對稱的夾板中部有同心并且貫通夾板的銷 孔；U形夾頭的兩個夾板之間的寬度大于球形連接器1的厚度；Y形連接器2的另一端為圓 柱形連接桿，該連接桿的一端與U形夾頭底板中部連接，另一端為外螺紋桿。間隙調節桿6 為圓柱形桿件，該間隙調節桿6的兩端分別為外螺紋，并且與液壓作動筒5連接端為右旋螺 紋，與上連接法蘭18連接端為左旋螺紋。如圖2所示，球形連接器1為萬向球形連接器；在 球形連接器1的一端有方形底座，并且球形連接器1通過底座與天梁固定。載荷傳感器3 采用拉壓式柱形傳感器。 裝配時，將球形連接器1通過底座與天梁固定。用銷子穿入球形連接器1的萬向 軸承孔和U形夾頭夾板中部銷孔內，將球形連接器1與Y形連接器2連接。Y形連接器2的 連接桿旋入載荷傳感器3 —端內螺紋孔中。加載桿4的兩端分別旋入載荷傳感器3和液壓 作動筒5的內螺紋孔中。間隙調節桿6的右旋螺紋旋入液壓作動筒5中，左旋螺紋旋入上 連接法蘭18中，并通過左旋鎖緊螺母7緊固。載荷控制器19的輸入端與載荷傳感器3通 過導線連接；載荷控制器19的輸出端與液壓作動筒5通過導線連接。 試驗臺包括溫度傳感器20、加熱控制器16、上轉接段10、下轉接段13、試驗臺底座 14和加熱爐15。 溫度傳感器20采用K型鎧裝熱電偶。加熱爐15為兩半對開式圓筒形；加熱爐15 的內徑大于襯套外徑200mm ;在加熱爐15分為兩半的爐體相互配合的爐體外表面均有一對 加熱爐安裝邊24，當加熱爐15的爐體合成為一個圓形整體時，通過熱爐安裝邊24將兩半 爐體固定連接。在加熱爐爐體兩端端頭有不同徑的孔，其中一端的孔徑大于上轉接段10的 螺紋桿外徑；加熱爐爐體與上轉接段10的螺紋桿之間間隙配合，并填充石棉；另一端的孔 徑同試驗臺底座14的外徑；并且加熱爐爐體與試驗臺底座14之間間隙配合，并填充石棉。 加熱爐帶有四個加熱爐調節腿23，用于調節加熱爐高度。加熱爐內壁裝有電加熱器21，其 外壁為保溫層22。 上轉接段10為圓柱形，其長度為加熱爐15端面的保溫層22的壁厚+200mm。上轉 接段10 —端為與下轉接法蘭8的內螺紋孔配合的外螺紋。另一端為外徑逐層增大的二級 臺階；其中，第一級臺階的外徑小于調整墊圈11的內徑，并且第一級臺階的外圓周表面與 調整墊圈ll的內表面相間隙；第二級臺階的外徑同定心襯套12前端內孔的直徑相同，并且 第二級臺階的外圓周表面與定心襯套12的內表面相配合。 下轉接段13為有臺階內孔的圓環。下轉接段13臺階內孔的直徑同定心襯套12 后端外徑，并且該臺階的內表面的徑向深度大于定心襯套12后端安裝邊的寬度。在下轉接段13的外圓端面上分布有連接孔。 試驗臺底座14為一端有法蘭邊的圓筒。試驗臺底座14內孔的直徑大于同定心襯 套12后端安裝邊的外徑。試驗臺底座14一端的法蘭邊上均勻分布有安裝孔。溫度傳感器 20與加熱控制器16輸入端通過補償導線連接；加熱控制器16的輸出端通過導線與加熱爐 15連接。 下轉接法蘭8和上轉接法蘭18均為一端有法蘭邊的中空回轉體。下轉接法蘭8 的內孔為螺紋孔，其內徑同上轉接段10螺紋端的外徑。上轉接法蘭18的內孔為左旋的螺 紋孔，其內徑同間隙調節桿6的外徑。在下轉接法蘭8和上轉接法蘭18的法蘭邊上分布有 連接孔，并且下轉接法蘭8和上轉接法蘭18上的連接孔位置相互對應。 裝配時，將下轉接段13通過螺栓固定在試驗臺底座14上；將定心襯套12后端裝 入下轉接段13的內孔中，并使定心襯套12后端安裝邊的上表面與轉接段13臺階孔的內表 面密切配合；將上轉接段10—端的第二級臺階裝入定心襯套12的內孔中，并使第二級臺階 的上表面與定心襯套內的調整墊圈11的下表面相配合。將上轉接段10另一端的螺紋桿裝 入下轉接法蘭8的螺紋孔中，并通過右旋鎖緊螺母9緊固。將下轉接法蘭8和上轉接法蘭 18通過連接螺栓17連接。 將加熱爐15包圍在定心襯套12外部，并通過加熱爐15殼體上的加熱爐安裝邊24
將加熱爐固連成整體；通過加熱爐調節腿23調整加熱爐的高度，使定心襯套12置于的爐腔
內中心位置。將聯接好的試驗組件與控制設備聯接調試完成，即可進行試驗。 由于本發明采取的技術方案僅對試驗定心襯套及局部試驗裝置加熱，所以，加熱
速度快；溫度傳感器沿圓周間隔120。分布固定在定心襯套上，溫度控制可靠。由于采用球
形連接器和間隙調整桿，使得拉伸載荷施加準確，不會附加彎矩載荷和預加拉伸載荷。所采
用的球形連接器，保證了試驗裝置在試驗時不對試驗定心襯套附加彎矩載荷。通過該航空
發動機輪盤定心襯套試驗裝置能夠較真實地模擬航空發動機輪盤定心襯套的工作狀態，完
成對航空發動機輪盤定心襯套的試驗考核，給出航空發動機輪盤定心襯套預定安全壽命。
該項試驗裝置的研制成功填補了國內在航空發動機輪盤定心襯套試驗方面的空白。本發明
具有結構緊湊、安裝方便、操作簡單和易于調整的特點。
權利要求一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置包括加載測量系統和試驗臺，其中a.加載測量系統包括球形連接器(1)、連接器(2)、載荷傳感器(3)、加載桿(4)、液壓作動筒(5)、載荷控制器(19)、間隙調節桿(6)；球形連接器(1)的底座與天梁固定；通過銷子將球形連接器(1)與Y形連接器(2)連接；將Y形連接器(2)的連接桿旋入載荷傳感器(3)一端的內螺紋孔中；加載桿(4)的兩端的螺紋桿分別旋入載荷傳感器(3)和液壓作動筒(5)的內螺紋孔中；間隙調節桿(6)與液壓作動筒(5)連接端為右旋螺紋，與上連接法蘭(18)連接端為左旋螺紋，并且間隙調節桿(6)的右旋螺紋旋入液壓作動筒(5)中，左旋螺紋旋入上連接法蘭(18)中，并通過左旋鎖緊螺母(7)緊固；載荷控制器(19)的輸入端與載荷傳感器(3)通過導線連接；載荷控制器(19)的輸出端與液壓作動筒(5)通過導線連接；b.試驗臺包括溫度傳感器、加熱控制器(16)、上轉接段(10)、下轉接段(13)、試驗臺底座(14)和加熱爐(15)；下轉接段(13)固定在試驗臺底座(14)上；定心襯套(12)后端裝入下轉接段(13)的內孔中，并使定心襯套(12)后端安裝邊的上表面與轉接段(13)臺階孔的內表面配合；上轉接段(10)一端裝入定心襯套(12)的內孔中，并使上轉接段(10)端頭處臺階的上表面與定心襯套內的調整墊圈(11)的下表面相配合；上轉接段(10)另一端的螺紋桿裝入下轉接法蘭(8)的螺紋孔中，并通過右旋鎖緊螺母(9)緊固；c.下轉接法蘭(8)和上轉接法蘭(18)通過連接螺栓(17)連接；d.定心襯套(12)置于加熱爐(15)爐腔內的中心位置；e.溫度傳感器(20)與加熱控制器(16)的輸入端通過補償導線連接；加熱控制器(16)的輸出端通過導線與加熱爐(15)連接。
2. 如權利要求1所述一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的Y形 連接器(2)的一端為U形夾頭，U形夾頭對稱的夾板中部有同心并且貫通夾板的銷孔；Y形 連接器(2)的連接桿一端為外螺紋桿。
3. 如權利要求1所述一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的加 熱爐(15)為兩半對開式圓筒形；加熱爐(15)的內徑大于襯套外徑200mm;在加熱爐(15) 分為兩半的爐體相互配合的爐體外表面均有一對加熱爐安裝邊(24);在加熱爐爐體兩端 端頭有不同徑的孔，其中一端的孔徑大于上轉接段(10)的螺紋桿外徑，另一端的孔徑同試驗臺底座(14)的外徑；加熱爐爐體與上轉接段(10)和試驗臺底座(14)之間間隙配合；通過調節加熱爐調節腿(23)使定心襯套置于加熱爐爐腔中心位置。
4. 如權利要求1所述一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的上 轉接段(10)的長度為加熱爐(15)端面保溫層的壁厚+200mm;上轉接段(10) —端有外螺 紋，另一端為二級外臺階；其中，第一級臺階的外徑小于調整墊圈(11)的內徑，并且第一 級臺階的外圓周表面與調整墊圈(11)的內表面間隙配合；第二級臺階的外徑同定心襯套 (12)前端內孔的直徑相同，并且第二級臺階的外圓周表面與定心襯套(12)的內表面相配合。
5. 如權利要求1所述一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的下 轉接段(13)為有臺階內孔的圓環；下轉接段(13)臺階內孔的直徑同定心襯套(12)后端外 徑，并且該臺階的內表面的徑向深度大于定心襯套(12)后端安裝邊的寬度。
6. 如權利要求1所述一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的試驗臺底座(14)內孔的直徑大于同定心襯套(12)后端安裝邊的外徑。
7. 如權利要求1所述一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的下 轉接法蘭(8)的內孔為螺紋孔，其內徑同上轉接段(10)螺紋端的外徑；上轉接法蘭(18)的 內孔為左旋的螺紋孔，其內徑同間隙調節桿(6)的外徑；在下轉接法蘭(8)和上轉接法蘭 (18)的法蘭邊上分布有連接孔，并且下轉接法蘭(8)和上轉接法蘭(18)上的連接孔位置相 互對應。
8. 如權利要求3所述一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的加 熱爐(15)的爐體與上轉接段(10)之間、加熱爐(15)的爐體與試驗臺底座(14)之間均填 充石棉。
9. 如權利要求5所述一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的下 轉接段(13)的外圓端面上分布有連接孔。
10. 如權利要求4所述一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，其特征在于，所述的上 轉接段(10) —端的二級外臺階的外徑逐層增大。
專利摘要一種航空發動機輪盤定心襯套試驗裝置，加載桿(4)兩端分別與載荷傳感器(3)和液壓作動筒(5)連接。間隙調節桿(6)兩端分別與液壓作動筒和上連接法蘭(18)連接。載荷控制器(19)的輸入端和輸出端分別與載荷傳感器和液壓作動筒連接。定心襯套(12)后端與下轉接段(13)內表面配合；上轉接段(10)一端與調整墊圈(11)下表面配合，另一端與下轉接法蘭連接。定心襯套(12)置于加熱爐(15)內。溫度傳感器(20)與加熱控制器(16)輸入端連接，加熱控制器(16)的輸出端與加熱爐(15)連接。本實用新型加熱快，溫控可靠，拉伸載荷施加準確，對定心襯套無附加彎矩載荷，填補了國內在該領域的空白，具有結構緊湊和使用方便的特點。
文檔編號G01M15/00GK201535715SQ20092003425
公開日2010年7月28日 申請日期2009年8月18日 優先權日2009年8月18日
發明者張瑞玲, 楊鑫, 王學義, 童安妥 申請人:西安航空動力股份有限公司