专利名称：航空发动机轮盘定心衬套试验装置的制作方法
技术领域：
本发明属于航空发动机试验技术领域，涉及一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置。
二背景技术：
航空发动机轮盘定心衬套试验项目是发动机可靠性关键试验之一 。定心衬套是航 空发动机的关键、重要件之一，它的失效将造成重大安全事故，所以必须通过试验给出预定 安全寿命。由于该试验是国内首次开展的试验项目，没有试验技术资料可以参考。虽然国 外做过该类试验，但涉及核心技术，均对外保密，所以，我国无法得到该试验的方法及试验 装置的参考资料。正如国内专家所说的那样一该试验技术要求高，难度大，国内从未做过。 因此，要成功进行该试验，试验装置的设计是关键环节，试验装置的设计合理将是决定试验 结果准确的重要保证。通过对该项试验装置的研究将为航空发动机寿命评估及发动机的安 全使用做出贡献。
三
发明内容为克服现有技术中存在的尚无可以从事航空发动机轮盘定心衬套试验的装置的
不足，本发明提出了一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置。 本发明包括加载测量系统和试验台。 加载测量系统包括球形连接器、Y形连接器、载荷传感器、加载杆、液压作动筒、载 荷控制器、间隙调节杆。球形连接器通过底座与天梁固定。用销子穿入球形连接器的万向 轴承孔和U形夹头夹板中部的销孔中，将球形连接器与Y形连接器连接。将Y形连接器的 连接杆旋入载荷传感器一端的内螺纹孔中。加载杆的两端的螺纹杆分别旋入载荷传感器和 液压作动筒的内螺纹孔中。间隙调节杆的右旋螺纹端旋入液压作动筒中，左旋螺纹端旋入 上连接法兰中，并通过左旋锁紧螺母紧固。载荷控制器的输入端与载荷传感器通过导线连 接；载荷控制器的输出端与液压作动筒通过导线连接。 试验台包括温度传感器、加热控制器、上转接段、下转接段、试验台底座和加热炉。 下转接段通过螺栓固定在试验台底座上；定心衬套后端装入下转接段的内孔中，并使定心 衬套后端安装边的上表面与转接段台阶孔的内表面密切配合。上转接段一端的台阶装入定 心衬套的内孔中，并使该台阶的上表面与定心衬套内的调整垫圈的下表面相配合；上转接 段另一端的螺纹杆装入下转接法兰的螺纹孔中，并通过右旋锁紧螺母紧固。下转接法兰和 上转接法兰通过连接螺栓连接。 将加热炉包围在定心衬套外部，并通过加热炉壳体上的加热炉安装边将加热炉固 连成整体；通过加热炉调节腿调整加热炉的高度，使定心衬套置于的炉腔内中心位置。温度 传感器与加热控制器输入端通过补偿导线连接；加热控制器的输出端通过导线与加热炉连接。 间隙调节杆与液压作动筒连接端为右旋螺纹，与上连接法兰连接端为左旋螺纹。[0009] Y形连接器的一端为U形夹头，U形夹头对称的夹板中部有同心并且贯通夹板的销 孔；Y形连接器的连接杆一端为外螺纹杆。 加热炉为两半对开式圆筒形；加热炉的内径大于衬套外径200mm ;在加热炉分为 两半的炉体相互配合的炉体外表面均有一对加热炉安装边，当加热炉的炉体合成为一个圆 形整体时，通过加热炉安装边将两半炉体固定连接。在加热炉炉体两端端头有不同径的孔， 其中一端的孔穿过上转接段的螺纹杆；加热炉炉体与上转接段的螺纹杆之间间隙配合，并 填充石棉；另一端的孔径同试验台底座的外径；并且加热炉炉体与试验台底座之间间隙配 合，并填充石棉。加热炉带有四个加热炉调节腿，用于调节加热炉高度。加热炉内壁装有电 加热器，其外壁为保温层。 上转接段的长度为加热炉端面的保温层的壁厚+200mm。上转接段一端为与下转接 法兰的内螺纹孔配合的外螺纹。另一端为外径逐层增大的二级台阶；其中，第一级台阶的外 径小于调整垫圈的内径，并且第一级台阶的外圆周表面与调整垫圈的内表面间隙配合；第 二级台阶的外径同定心衬套前端内孔的直径相同，并且第二级台阶的外圆周表面与定心衬 套的内表面相配合。 下转接段为有台阶内孔的圆环。下转接段台阶内孔的直径同定心衬套后端外径， 并且该台阶的内表面的径向深度大于定心衬套后端安装边的宽度。在下转接段的外圆端面 上分布有连接孔。 试验台底座内孔的直径大于定心衬套后端安装边的外径。试验台底座一端的法兰 边上均匀分布有安装孔。 下转接法兰的内孔为螺纹孔，其内径同上转接段螺纹端的外径。上转接法兰的内 孔为左旋的螺纹孔，其内径同间隙调节杆的外径。在下转接法兰和上转接法兰的法兰边上 分布有连接孔，并且下转接法兰和上转接法兰上的连接孔位置相互对应。 由于本发明采取的技术方案仅对试验定心衬套及局部试验装置加热，所以，加热 速度快；温度传感器沿圆周间隔120。分布固定在定心衬套上，温度控制可靠。由于采用球 形连接器和间隙调整杆，使得拉伸载荷施加准确，不会附加弯矩载荷和预加拉伸载荷。所采 用的球形连接器，保证了试验装置在试验时不对试验定心衬套附加弯矩载荷。通过该航空 发动机轮盘定心衬套试验装置能够较真实地模拟航空发动机轮盘定心衬套的工作状态，完 成对航空发动机轮盘定心衬套的试验考核，给出航空发动机轮盘定心衬套预定安全寿命。 该项试验装置的研制成功填补了国内在航空发动机轮盘定心衬套试验方面的空白。本发明 具有结构紧凑，安装方便，操作简单，易于调整的特点。
四
附图1为本发明的结构示意图； 附图2为球形连接器结构示意图； 附图3为加热炉结构示意图； 附图4为定心衬套装配局部示意图。附图中 1.球形连接器 2. U形连接器 3.载荷传感器 5.液压作动筒 6.间隙调节杆7.左旋锁紧螺母 9.右旋锁紧螺母10.上转接段 11.调整垫圈
4.加载杆
8.下转接法兰
12.定心衬套[0023] 13.下转接段14.试验底座 15.加热炉 16.加热控制器 17.连接螺栓18.上转接法兰19.载荷控制器 20.温度传感器 21.电加热器22.保温层23.加热炉调节腿24.加热炉安装边
五具体实施方式本实施例是用于航空发动机轮盘定心衬套的试验装置，包括加载测量系统和试验 台° 加载测量系统包括球形连接器1、Y形连接器2、载荷传感器3、加载杆4、液压作动 筒5、载荷控制器19、间隙调节杆6。其中，加载杆4为圆柱形杆件，加载杆4的两端为螺纹 杆。Y形连接器2的一端为U形夹头；U形夹头对称的夹板中部有同心并且贯通夹板的销 孔；U形夹头的两个夹板之间的宽度大于球形连接器1的厚度；Y形连接器2的另一端为圆 柱形连接杆，该连接杆的一端与U形夹头底板中部连接，另一端为外螺纹杆。间隙调节杆6 为圆柱形杆件，该间隙调节杆6的两端分别为外螺纹，并且与液压作动筒5连接端为右旋螺 纹，与上连接法兰18连接端为左旋螺纹。如图2所示，球形连接器1为万向球形连接器；在 球形连接器1的一端有方形底座，并且球形连接器1通过底座与天梁固定。载荷传感器3 采用拉压式柱形传感器。 装配时，将球形连接器1通过底座与天梁固定。用销子穿入球形连接器1的万向 轴承孔和U形夹头夹板中部销孔内，将球形连接器1与Y形连接器2连接。Y形连接器2的 连接杆旋入载荷传感器3 —端内螺纹孔中。加载杆4的两端分别旋入载荷传感器3和液压 作动筒5的内螺纹孔中。间隙调节杆6的右旋螺纹旋入液压作动筒5中，左旋螺纹旋入上 连接法兰18中，并通过左旋锁紧螺母7紧固。载荷控制器19的输入端与载荷传感器3通 过导线连接；载荷控制器19的输出端与液压作动筒5通过导线连接。 试验台包括温度传感器20、加热控制器16、上转接段10、下转接段13、试验台底座 14和加热炉15。 温度传感器20采用K型铠装热电偶。加热炉15为两半对开式圆筒形；加热炉15 的内径大于衬套外径200mm ;在加热炉15分为两半的炉体相互配合的炉体外表面均有一对 加热炉安装边24，当加热炉15的炉体合成为一个圆形整体时，通过热炉安装边24将两半 炉体固定连接。在加热炉炉体两端端头有不同径的孔，其中一端的孔径大于上转接段10的 螺纹杆外径；加热炉炉体与上转接段10的螺纹杆之间间隙配合，并填充石棉；另一端的孔 径同试验台底座14的外径；并且加热炉炉体与试验台底座14之间间隙配合，并填充石棉。 加热炉带有四个加热炉调节腿23，用于调节加热炉高度。加热炉内壁装有电加热器21，其 外壁为保温层22。 上转接段10为圆柱形，其长度为加热炉15端面的保温层22的壁厚+200mm。上转 接段10 —端为与下转接法兰8的内螺纹孔配合的外螺纹。另一端为外径逐层增大的二级 台阶；其中，第一级台阶的外径小于调整垫圈11的内径，并且第一级台阶的外圆周表面与 调整垫圈ll的内表面相间隙；第二级台阶的外径同定心衬套12前端内孔的直径相同，并且 第二级台阶的外圆周表面与定心衬套12的内表面相配合。 下转接段13为有台阶内孔的圆环。下转接段13台阶内孔的直径同定心衬套12 后端外径，并且该台阶的内表面的径向深度大于定心衬套12后端安装边的宽度。在下转接段13的外圆端面上分布有连接孔。 试验台底座14为一端有法兰边的圆筒。试验台底座14内孔的直径大于同定心衬 套12后端安装边的外径。试验台底座14一端的法兰边上均匀分布有安装孔。温度传感器 20与加热控制器16输入端通过补偿导线连接；加热控制器16的输出端通过导线与加热炉 15连接。 下转接法兰8和上转接法兰18均为一端有法兰边的中空回转体。下转接法兰8 的内孔为螺纹孔，其内径同上转接段10螺纹端的外径。上转接法兰18的内孔为左旋的螺 纹孔，其内径同间隙调节杆6的外径。在下转接法兰8和上转接法兰18的法兰边上分布有 连接孔，并且下转接法兰8和上转接法兰18上的连接孔位置相互对应。 装配时，将下转接段13通过螺栓固定在试验台底座14上；将定心衬套12后端装 入下转接段13的内孔中，并使定心衬套12后端安装边的上表面与转接段13台阶孔的内表 面密切配合；将上转接段10—端的第二级台阶装入定心衬套12的内孔中，并使第二级台阶 的上表面与定心衬套内的调整垫圈11的下表面相配合。将上转接段10另一端的螺纹杆装 入下转接法兰8的螺纹孔中，并通过右旋锁紧螺母9紧固。将下转接法兰8和上转接法兰 18通过连接螺栓17连接。 将加热炉15包围在定心衬套12外部，并通过加热炉15壳体上的加热炉安装边24
将加热炉固连成整体；通过加热炉调节腿23调整加热炉的高度，使定心衬套12置于的炉腔
内中心位置。将联接好的试验组件与控制设备联接调试完成，即可进行试验。 由于本发明采取的技术方案仅对试验定心衬套及局部试验装置加热，所以，加热
速度快；温度传感器沿圆周间隔120。分布固定在定心衬套上，温度控制可靠。由于采用球
形连接器和间隙调整杆，使得拉伸载荷施加准确，不会附加弯矩载荷和预加拉伸载荷。所采
用的球形连接器，保证了试验装置在试验时不对试验定心衬套附加弯矩载荷。通过该航空
发动机轮盘定心衬套试验装置能够较真实地模拟航空发动机轮盘定心衬套的工作状态，完
成对航空发动机轮盘定心衬套的试验考核，给出航空发动机轮盘定心衬套预定安全寿命。
该项试验装置的研制成功填补了国内在航空发动机轮盘定心衬套试验方面的空白。本发明
具有结构紧凑、安装方便、操作简单和易于调整的特点。
权利要求一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的航空发动机轮盘定心衬套试验装置包括加载测量系统和试验台，其中a.加载测量系统包括球形连接器(1)、连接器(2)、载荷传感器(3)、加载杆(4)、液压作动筒(5)、载荷控制器(19)、间隙调节杆(6)；球形连接器(1)的底座与天梁固定；通过销子将球形连接器(1)与Y形连接器(2)连接；将Y形连接器(2)的连接杆旋入载荷传感器(3)一端的内螺纹孔中；加载杆(4)的两端的螺纹杆分别旋入载荷传感器(3)和液压作动筒(5)的内螺纹孔中；间隙调节杆(6)与液压作动筒(5)连接端为右旋螺纹，与上连接法兰(18)连接端为左旋螺纹，并且间隙调节杆(6)的右旋螺纹旋入液压作动筒(5)中，左旋螺纹旋入上连接法兰(18)中，并通过左旋锁紧螺母(7)紧固；载荷控制器(19)的输入端与载荷传感器(3)通过导线连接；载荷控制器(19)的输出端与液压作动筒(5)通过导线连接；b.试验台包括温度传感器、加热控制器(16)、上转接段(10)、下转接段(13)、试验台底座(14)和加热炉(15)；下转接段(13)固定在试验台底座(14)上；定心衬套(12)后端装入下转接段(13)的内孔中，并使定心衬套(12)后端安装边的上表面与转接段(13)台阶孔的内表面配合；上转接段(10)一端装入定心衬套(12)的内孔中，并使上转接段(10)端头处台阶的上表面与定心衬套内的调整垫圈(11)的下表面相配合；上转接段(10)另一端的螺纹杆装入下转接法兰(8)的螺纹孔中，并通过右旋锁紧螺母(9)紧固；c.下转接法兰(8)和上转接法兰(18)通过连接螺栓(17)连接；d.定心衬套(12)置于加热炉(15)炉腔内的中心位置；e.温度传感器(20)与加热控制器(16)的输入端通过补偿导线连接；加热控制器(16)的输出端通过导线与加热炉(15)连接。
2. 如权利要求1所述一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的Y形 连接器(2)的一端为U形夹头，U形夹头对称的夹板中部有同心并且贯通夹板的销孔；Y形 连接器(2)的连接杆一端为外螺纹杆。
3. 如权利要求1所述一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的加 热炉(15)为两半对开式圆筒形；加热炉(15)的内径大于衬套外径200mm;在加热炉(15) 分为两半的炉体相互配合的炉体外表面均有一对加热炉安装边(24);在加热炉炉体两端 端头有不同径的孔，其中一端的孔径大于上转接段(10)的螺纹杆外径，另一端的孔径同试验台底座(14)的外径；加热炉炉体与上转接段(10)和试验台底座(14)之间间隙配合；通过调节加热炉调节腿(23)使定心衬套置于加热炉炉腔中心位置。
4. 如权利要求1所述一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的上 转接段(10)的长度为加热炉(15)端面保温层的壁厚+200mm;上转接段(10) —端有外螺 纹，另一端为二级外台阶；其中，第一级台阶的外径小于调整垫圈(11)的内径，并且第一 级台阶的外圆周表面与调整垫圈(11)的内表面间隙配合；第二级台阶的外径同定心衬套 (12)前端内孔的直径相同，并且第二级台阶的外圆周表面与定心衬套(12)的内表面相配合。
5. 如权利要求1所述一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的下 转接段(13)为有台阶内孔的圆环；下转接段(13)台阶内孔的直径同定心衬套(12)后端外 径，并且该台阶的内表面的径向深度大于定心衬套(12)后端安装边的宽度。
6. 如权利要求1所述一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的试验台底座(14)内孔的直径大于同定心衬套(12)后端安装边的外径。
7. 如权利要求1所述一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的下 转接法兰(8)的内孔为螺纹孔，其内径同上转接段(10)螺纹端的外径；上转接法兰(18)的 内孔为左旋的螺纹孔，其内径同间隙调节杆(6)的外径；在下转接法兰(8)和上转接法兰 (18)的法兰边上分布有连接孔，并且下转接法兰(8)和上转接法兰(18)上的连接孔位置相 互对应。
8. 如权利要求3所述一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的加 热炉(15)的炉体与上转接段(10)之间、加热炉(15)的炉体与试验台底座(14)之间均填 充石棉。
9. 如权利要求5所述一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的下 转接段(13)的外圆端面上分布有连接孔。
10. 如权利要求4所述一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，其特征在于，所述的上 转接段(10) —端的二级外台阶的外径逐层增大。
专利摘要一种航空发动机轮盘定心衬套试验装置，加载杆(4)两端分别与载荷传感器(3)和液压作动筒(5)连接。间隙调节杆(6)两端分别与液压作动筒和上连接法兰(18)连接。载荷控制器(19)的输入端和输出端分别与载荷传感器和液压作动筒连接。定心衬套(12)后端与下转接段(13)内表面配合；上转接段(10)一端与调整垫圈(11)下表面配合，另一端与下转接法兰连接。定心衬套(12)置于加热炉(15)内。温度传感器(20)与加热控制器(16)输入端连接，加热控制器(16)的输出端与加热炉(15)连接。本实用新型加热快，温控可靠，拉伸载荷施加准确，对定心衬套无附加弯矩载荷，填补了国内在该领域的空白，具有结构紧凑和使用方便的特点。
文档编号G01M15/00GK201535715SQ20092003425
公开日2010年7月28日 申请日期2009年8月18日 优先权日2009年8月18日
发明者张瑞玲, 杨鑫, 王学义, 童安妥 申请人:西安航空动力股份有限公司