一种验证航空发动机异型喷管强度的试验方法及工装与流程

1.本发明涉及航空发动机机匣压力试验技术领域，尤其涉及一种验证航空发动机异型喷管强度的试验方法及工装。


背景技术：

2.异型喷管承压能力较差，为验证异型喷管结构设计是否满足强度使用要求，需开展异型喷管强度试验来确定设计的合理性。
3.常规的打压试验方法是在典型机匣两端固定连接转接段，与典型机匣形成封闭腔体，通过注入一定压力的水或油进行打压。
4.异型喷管与典型机匣不同，它只在进口有安装边结构可与转接段固定连接，而在出口处无安装边结构，不能采用常规打压试验方法。


技术实现要素：

5.本发明的主要目的是提出一种验证航空发动机异型喷管强度的试验方法及工装，旨在解决上述技术问题。
6.为实现上述目的，一方面，本发明提供一种验证航空发动机异型喷管强度的试验工装，包括转接段和挡板；所述转接段的一端用于与异形喷管的进气端连接，另一端用于连接试验器气源管道；所述挡板套接在异形喷管出口的内流道面上；挡板的外周型面与异形喷管出口的内流道面之间存在套接间隙；所述挡板安装在支架上。
7.优选的，所述套接间隙为3mm～8mm。
8.优选的，所述挡板与异形喷管出口之间的套接区域轴向长度1mm～2mm。
9.优选的，所述转接段包括转接机匣和模拟机匣；转接机匣与模拟机匣之间采用法兰边结构并通过螺栓连接；所述模拟机匣与异形喷管的安装边连接。
10.优选的，在转接机匣的前端设置有前安装边，所述前安装边用于与试验器气源管道接口连接。
11.优选的，在所述转接段内部设置有压力感应装置用于测量机匣内壁上的静压大小。
12.优选的，在所述挡板的背面设置有加强筋和连接板；所述支架包括方形板、竖梁以及底板；所述底板设置竖梁的下端，方形板设置在竖梁的上端；所述底板用于与底面固定连接，所述方形板与连接板相连接。
13.优选的，所述挡板的材质为不锈钢，厚度不小于20mm。
14.优选的，所述加强筋为十字型结构，对横向和纵向均起到加强的作用。
15.另一方面，本发明还提供一种验证航空发动机异型喷管强度的试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
16.步骤s1：制备挡板，挡板的外周型面与异形喷管出口的内流道面之间间隙为3mm～8mm；
17.步骤s2：将转接机匣连接在试验器气源管道接口上，再将模拟机匣安装在转接机匣上，以及将异形喷管安装在模拟机匣上；
18.步骤s3：将挡板安装在支架上，调整支架的位置，使得挡板套接在异形喷管出口的内流道面上，且使得挡板的外周型面与异形喷管出口的内流道面之间的套接间隙均匀，之后将支架固定在地面上；
19.步骤s4：试验器进行通气加压，通过在转接机匣或模拟机匣内部设置的压力感应装置测量静压大小，利用试验器调节管道内流量大小可控制异形喷管壁面静压大小，从而实现异型喷管气动打压强度试验。
20.由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果如下：
21.(1)本发明通过将异型喷管的进口通过转接段与试验器气源管道固定连接，喷管出口内流道面设置挡板，挡板与内流道面出口为套接且存在套接间隙，试验器一定温度和流量的气流从转接段进口流入，从套接间隙流出，因流道截面积的急剧减小造成流道的堵塞，导致机匣内壁面空气静压上升。通过在转接段上布置压力感应装置测量转接段内壁上的静压大小，利用试验器调节管道内流量大小可控制壁面静压大小，从而实现异型机匣打压强度试验。
22.(2)与现有技术相比，本发明适用范围广，既适用于单安装边结构喷管的打压试验，也可替代传统密封腔液体打压试验。该试验工装结构简单，加工方便，装配容易，成本低、实用性强。
附图说明
23.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
24.图1为本发明所提供的验证航空发动机异型喷管强度的试验工装的结构示意图；
25.图2为本发明所提供的试验工装中转接机匣的结构示意图；
26.图3为本发明所提供的试验工装中模拟机匣的结构示意图；
27.图4为本发明所提供的试验工装中挡板的结构示意图；
28.图5为试验气体流路示意图；
29.附图标号说明：1-异形喷管；2-转接段；21-转接机匣；211-前安装边；22-模拟机匣；3-挡板；301-加强筋；302-连接板；4-支架；401-方形板；402-竖梁；403-底板。
具体实施方式
30.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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。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。
31.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该
特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
32.如图1所示，一种验证航空发动机异型喷管强度的试验工装，包括转接段2和挡板3；所述转接段2的一端用于与异形喷管1的进气端连接，另一端用于连接试验器气源管道；所述挡板3套接在异形喷管1出口的内流道面上；挡板3的外周型面与异形喷管1出口的内流道面之间存在套接间隙；所述挡板3安装在支架4上。在所述转接段2内部设置有压力感应装置。
33.结合图1及图5所示，所述套接间隙为3mm～8mm。所述挡板3与异形喷管1出口之间的套接区域轴向长度1mm～2mm。
34.如图1所示，所述转接段2包括转接机匣21和模拟机匣22；转接机匣21与模拟机匣22之间采用法兰边结构并通过螺栓连接；所述模拟机匣22与异形喷管1的安装边连接。在转接机匣21的前端设置有前安装边211，所述前安装边211用于与试验器气源管道接口连接。
35.如图1所示，在所述挡板3的背面设置有加强筋301和连接板302；所述支架4包括方形板401、竖梁402以及底板403；所述底板403设置竖梁403的下端，方形板401设置在竖梁403的上端；所述底板403用于与底面固定连接，所述方形板401与连接板302相连接。
36.转接机匣21的作用是连接模拟机匣22和试验器的气源管道，强度和刚度明显要高于模拟机匣22，转接机匣21材料选择为不锈钢，前安装边211的厚度40mm，转接机匣21壳体厚度15mm，与模拟机匣22相连接的法兰边厚度为10mm，流道和安装尺寸需与试验器管道接口、模拟机匣22的接口协调一致。转接机匣21可采用铸造、机加、焊接等传统加工方式，也可采用新型激光增材制造。
37.挡板3的作用是堵塞气流，承受了较大气体压力。挡板3的材料选择为不锈钢，厚度不低于20mm，背面采用十字型加强筋301用于提高挡板3横向和纵向强度，加强筋301的厚度为30mm，高度为50mm。后端连接板302为正方形板状结构，作用是与支架4的方形板401进行固定连接，连接板302边长200mm，厚度25mm，挡板3、加强筋301以及连接板302可采用铸造、机加、焊接等传统加工方式制造。
38.支架4的作用是固定和支撑挡板3，支架4的材料选择为不锈钢。上端方形板401用于与挡板3的连接板302固定连接，方形板401边长为200mm，厚度为25mm。底板403圆盘直径300mm，厚度40mm，固定于地面或某地面固定设备，可视连接接口调整圆盘结构。竖梁402为矩形梁结构，宽度100mm，厚度50mm。支架4可采用铸造、机加、焊接等传统加工方式制造。
39.另一方面，一种验证航空发动机异型喷管强度的试验方法，采用上述试验工装进行强度试验，包括以下步骤：
40.步骤s1：制备挡板3，挡板3的外周型面与异形喷管1出口的内流道面之间间隙为3mm～8mm；
41.步骤s2：将转接机匣21连接在试验器气源管道接口上，再将模拟机匣22安装在转接机匣21上，以及将异形喷管1安装在模拟机匣22上；
42.步骤s3：将挡板3安装在支架4上，调整支架4的位置，使得挡板3套接在异形喷管1出口的内流道面上，且使得挡板3的外周型面与异形喷管1出口的内流道面之间的套接间隙均匀，之后将支架4固定在地面上；
43.步骤s4：试验器进行通气加压，通过在转接机匣21或模拟机匣22内部设置的压力感应装置测量静压大小，利用试验器调节管道内流量大小可控制异形喷管1壁面静压大小，
从而实现异型喷管1气动打压强度试验。
44.以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所做的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。