[发明专利]飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置

说明书

本发明涉及飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，该方法通过采用伺服油缸对机匣的不同位置分别提供X轴向力、对称扭矩力、Y轴侧向力及Z轴侧向力，从而合成机匣的受力情况；该装置通过伺服油缸、环形外管、环形内管、环形活塞、拉杆、内压板及外压板的设置，从而可靠验证了该方法。这种飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，实现了有效模拟机匣的受力情况，同时模拟加载的载荷范围较大，满足了高强度试验的需求。

技术领域

本发明涉及一种飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，属于飞机发动机技术领域。

背景技术

随着我国航空技术的不断发展，我国的航空事业取得了巨大的进步，然而涉及到发动机技术方面，却一直是一项软肋，受到国外的技术封锁。发动机的机匣是飞机发动机的重要基础件之一，其性能的好坏对发动机的运行质量有着致命的影响，因此对飞机发动机机匣的性能测试就显得尤为重要。

由于飞机发动机的机匣通常为薄壁环形件，各个腔体分布在不同的水平面上，要求在不同的压力下进行试验，要保证强度试验的顺利进行难度极大。现有技术中对于机匣的强度试验通常采用内压加载的方式，即夹具密封夹住机匣的腔体两端，同时采用大吨位的伺服油缸分别往内外腔体内注入液压油压迫机匣，通过获取内外液压油的压差的方式来获得机匣的强度，这种方式无疑较为落后，只能简单模拟机匣的受力情况，不仅需要保证不同腔体之间不能发生串压对机匣造成损害，同时模拟加载的载荷范围较小，很难满足高强度试验的需求。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的问题，提供一种飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置，其可实现有效模拟机匣的受力情况，同时模拟加载的载荷范围较大，可满足高强度试验的需求。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现：

飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法，该机匣具有内腔体及外腔体，所述外腔体具有外腔上凸缘、外腔下凸缘及中间凸缘，所述内腔体具有凸伸出所述外腔体的内腔上凸缘及内腔下凸缘，所述中间凸缘具有对称的第一加载凸台及第二加载凸台，以机匣的中心轴为X轴、所述第一加载凸台及所述第二加载凸台的连线方向为Y轴、以与Y轴在同一水平面上的水平垂线为Z轴，固定所述机匣，所述外腔上凸缘分别施加X轴向力、与所述外腔上凸缘相切的对称扭矩力、沿所述外腔上凸缘径向施加的Y轴侧向力；所述内腔上凸缘分别施加X轴向力、与所述内腔上凸缘相切的对称扭矩力、沿所述内腔上凸缘的径向施加的Y轴侧向力及Z轴侧向力；所述第一加载凸台分别施加沿所述中心凸缘径向的Y轴侧向力及与所述中心凸缘相切的Z轴侧向力；所述第二加载凸台分别施加沿所述中心凸缘径向的Y轴侧向力及与所述中心凸缘相切的Z轴侧向力；所述第一加载台处的Z轴侧向力与所述第二加载台处的Z轴侧向力同向，所有的X轴向力、对称扭矩力、Y轴侧向力及Z轴侧向力分别由伺服油缸提供。

进一步地，所述内腔上凸缘施加的X轴向力包括对称的X轴向分力。