航空发动机风扇轴试验装置的制作方法

1.本发明涉及航空发动机强度试验技术领域，尤其涉及一种航空发动机风扇轴试验装置。


背景技术：

2.航空发动机的风扇轴是航空发动机最重要的传力部件之一，按照结构失效安全性等级及民用航空发动机适航规章的要求，航空发动机主制造商均将其作为限寿件进行设计、制造、验证和维护，其安全性直接影响到整个发动机甚至是飞机的安全飞行。
3.风扇叶片脱落(fan blade out，简称fbo)情况是航空发动机最重要的适航考核试验之一，其特点是载荷大，时间历程短，允许发动机结构发生塑性变形，甚至破坏，但发动机不能掉落。作为承受航空发动机fbo载荷(fbo载荷是指发动机风扇叶片因鸟撞、冰雹或者疲劳等原因发生断裂而脱落所引起的瞬态冲击载荷)的主要承受结构，测试风扇轴承受fbo载荷的能力的强度试验是很有必要开展的验证试验。通常在试验中，直接施加瞬态冲击载荷是验证风扇轴在fbo载荷情况下结构性能最有效的手段。但是，目前在相关技术中，通常会将风扇轴安装在压气机部件上进行试验，部件试验通常会耗费大量的人力、物力和财力，很少对风扇轴单独进行性能试验。
4.需要说明的是，公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在增加对本发明的总体背景的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。


技术实现要素：

5.本发明实施例提供一种航空发动机风扇轴试验装置，可以实现对风扇轴的性能进行单独试验，节省人力、物力和财力。
6.根据本发明的一个方面，提供一种航空发动机风扇轴试验装置，包括：
7.支撑体，用于支撑风扇轴；
8.第一加载装置，用于向风扇轴施加第一作用力，第一作用力用于模拟风扇轴在工作状态下受到的fbo载荷；
9.第二加载装置，用于向风扇轴施加第二作用力，第二作用力用于模拟风扇轴在工作状态下受到的轴向力；和
10.柔性连接件，连接于第二加载装置与风扇轴之间。
11.在一些实施例中，柔性连接件包括钢丝绳。
12.在一些实施例中，航空发动机风扇轴试验装置还包括第一连接杆和第二连接杆，第一连接杆与第二加载装置的驱动端连接，第二连接杆与风扇轴连接，柔性连接件连接于第一连接杆和第二连接杆之间。
13.在一些实施例中，第二加载装置的数量为两个，两个第二加载装置分别作用于风扇轴的两端。
14.在一些实施例中，第一加载装置包括电磁作动器。
15.在一些实施例中，第一加载装置包括缠绕于风扇轴外周的线圈和设置在风扇轴两侧的电导体。
16.在一些实施例中，支撑体包括支撑架、第一轴承和第二轴承，第一轴承支撑于支撑架和风扇轴的第一支点之间，第二轴承支撑于支撑架和风扇轴的第二支点之间。
17.在一些实施例中，第一轴承被配置为对风扇轴提供径向约束力，第二轴承被配置为对风扇轴提供径向约束力和轴向约束力。
18.在一些实施例中，支撑体和第一支点之间的第一连接刚度大于风扇轴在工作状态下与第一支点连接的第一连接件和第一支点之间的第二连接刚度，支撑体和第二支点之间的第三连接刚度大于风扇轴在工作状态下与第二支点连接的第二连接件和第二支点之间的第四连接刚度。
19.在一些实施例中，第一连接刚度和第三连接刚度的比值与第二连接刚度和第四连接刚度的比值大小相等。
20.基于上述技术方案，本发明实施例提供的试验装置可以对风扇轴的性能进行单独试验，相比于将风扇轴安装于压气机部件上进行试验的方案来说，可以明显地节省人力、物力和财力；而且，试验装置包括第一加载装置和第二加载装置，通过第一加载装置可以对风扇轴施加fbo载荷，通过第二加载装置可以对风扇轴施加轴向力载荷，从而使试验更加接近风扇轴的真实受力情况，试验后获得的结果也更具有参考价值；另外，第二加载装置和风扇轴之间通过柔性连接件进行连接，在通过第一加载装置对风扇轴施加fbo载荷后，柔性连接件可以对第二加载装置受到的风扇轴试验件瞬间破坏造成的反作用力进行缓冲，减轻第二加载装置受到的伤害，对第二加载装置形成保护。
附图说明
21.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
22.图1为本发明航空发动机风扇轴试验装置一个实施例的结构示意图。
23.图2为本发明航空发动机风扇轴试验装置一个实施例中部分结构的剖视图。
24.图中：
25.1、支撑体；2、风扇轴；3、第一加载装置；31、线圈；32、电导体；4、第二加载装置；5、防护板；6、柔性连接件；7、第一连接杆；8、第二连接杆；9、第三连接杆；10、风扇盘；11、第一轴承；12、第二轴承；13、第三轴承；14、套筒；15、第四轴承。
具体实施方式
26.下面将结合本发明实施例中的附图，对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。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
27.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“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。
28.发明人经过研究发现，由于将风扇轴安装于压气机部件上进行试验存在耗费大量人力、物力和财力的问题，因此可以考虑对风扇轴单独进行试验。而在实际工作中，除了fbo载荷之外，风扇轴还会受到同等量级轴向力的作用，因此，如果选择单独对风扇轴进行试验测试，还需要考虑其所受到的轴向力的问题。
29.fbo载荷具有作用时间短、载荷大的特点，可以等效于大量级的冲击载荷。目前，常用的施加冲击载荷的方法是使用落锤或者振动台激励，但是其无法在有限空间内同时施加fbo载荷和大量级的轴向力。而且，fbo载荷施加后，试验件的瞬间破坏可能会对轴向力加载装置施加反作用力，从而导致轴向力加载装置的破坏。
30.基于以上分析，发明人提供了一种航空发动机风扇轴试验装置。
31.如图1和图2所示，在本发明提供的航空发动机风扇轴试验装置的一些实施例中，该试验装置包括支撑体1、第一加载装置3、第二加载装置4和柔性连接件6，支撑体1用于支撑风扇轴2，第一加载装置3用于向风扇轴2施加第一作用力，第一作用力用于模拟风扇轴2在工作状态下受到的fbo载荷，第二加载装置4用于向风扇轴2施加第二作用力，第二作用力用于模拟风扇轴2在工作状态下受到的轴向力，柔性连接件6连接于第二加载装置4与风扇轴2之间。
32.上述实施例提供的试验装置可以对风扇轴2的性能进行单独试验，相比于将风扇轴安装于压气机部件上进行试验的方案来说，可以明显地节省人力、物力和财力.
33.而且，试验装置包括第一加载装置3和第二加载装置4，通过第一加载装置3可以对风扇轴2施加fbo载荷，通过第二加载装置4可以对风扇轴2施加轴向力载荷，从而使试验更加接近风扇轴2的真实受力情况，试验后获得的结果也更具有参考价值。
34.另外，第二加载装置4和风扇轴2之间通过柔性连接件6进行连接，在通过第一加载装置3对风扇轴2施加fbo载荷后，柔性连接件6可以对第二加载装置4受到的风扇轴试验件瞬间破坏造成的反作用力进行缓冲，减轻第二加载装置4受到的伤害，对第二加载装置4形成保护。
35.本发明实施例提供的试验装置在轴向力施加的同时能够施加fbo载荷，并且在试验件突然破坏后能够保护第二加载装置的安全，是一种比较安全的试验装置。
36.在一些实施例中，柔性连接件6包括钢丝绳。在其他实施例中，柔性连接件6也可以采用强度足够的尼龙绳或者弹性连接件等。
37.在一些实施例中，试验装置还包括第一连接杆7和第二连接杆8，第一连接杆7与第二加载装置4的驱动端连接，第二连接杆8与风扇轴2连接，柔性连接件6连接于第一连接杆7和第二连接杆8之间。
38.通过设置第一连接杆7和第二连接杆8，便于与第二加载装置4和风扇轴2的连接。
39.在一些实施例中，第二加载装置4的数量为两个，两个第二加载装置4分别作用于风扇轴2的两端。
40.通过设置两个第二加载装置4，可以对风扇轴2的两端分别施加轴向力，从而更加真实地模拟风扇轴2在实际工作中两端均会受到轴向力的情况，使试验条件更加贴近真实
工作情况，提高试验结果的准确性。
41.在一些实施例中，第一加载装置3包括电磁作动器。
42.电磁作动器能够满足fbo载荷作用时间短和载荷大的要求，而且相比于落锤来说，其可控性更好，施加瞬间载荷的能力也有很大优势；相比于振动台激励来说，电磁作动器不会产生太大的振动，可以减少对施力部件以及周围环境的影响。
43.在一些实施例中，第一加载装置3包括缠绕于风扇轴2外周的线圈31和设置在风扇轴2两侧的电导体32。当电导体32接通直流电后产生磁场，然后在励磁线圈31中接通电流，励磁线圈31与电导体32配合产生电磁力，该电磁力作用于风扇轴2，可以模拟fbo载荷。
44.在一些实施例中，支撑体1包括支撑架、第一轴承11和第二轴承12，第一轴承11支撑于支撑架和风扇轴2的第一支点之间，第二轴承12支撑于支撑架和风扇轴2的第二支点之间。
45.通过设置第一轴承11和第二轴承12，可以模拟风扇轴2在安装于压气机部件上时其所受到的来自于机匣的支撑。
46.在一些实施例中，第一轴承11被配置为对风扇轴2提供径向约束力，第二轴承12被配置为对风扇轴2提供径向约束力和轴向约束力。这样设置可以使风扇轴2受到的支撑更加接近于其安装于压气机部件上时的支撑情况。
47.在一些实施例中，支撑体1和第一支点之间的第一连接刚度大于风扇轴2在工作状态下与第一支点连接的第一连接件和第一支点之间的第二连接刚度，支撑体1和第二支点之间的第三连接刚度大于风扇轴2在工作状态下与第二支点连接的第二连接件和第二支点之间的第四连接刚度。
48.通常来说，为了更加接近真实情况，应将第一连接刚度设置为与第二连接刚度大小相等，将第三连接刚度设置为与第四连接刚度大小相等。但是，由于fbo载荷较大，风扇轴2在受到fb载荷后，第一支点和第二支点处的变形可能会很大，甚至会先于风扇轴2而破坏。如果第一支点和第二支点处的连接先于风扇轴2而破坏，则会影响对风扇轴2所能承受的载荷的测试，因此将第一连接刚度设置为于第二连接刚度，将第三连接刚度设置为大于第四连接刚度，可以避免第一支点和第二支点处的连接先于风扇轴2而破坏，有效保证对风扇轴2所能承受的载荷所进行的测试能够顺利进行，提高试验可靠性。
49.在一些实施例中，第一连接刚度和第三连接刚度的比值与第二连接刚度和第四连接刚度的比值大小相等。这样设置可以使风扇轴2所受到的应力分布与实际工作时受到的应力分布一致，既能够更加接近真实受力情况，又能够保证第一支点和第二支点具有足够的连接强度，避免在受到fbo载荷时第一支点和第二支点处的连接先于风扇轴2而破坏。
50.下面结合附图1和2对本发明航空发动机风扇轴试验装置一个实施例的结构和工作过程进行说明：
51.如图1所示，试验装置包括用于支撑风扇轴2的支撑体1、第一加载装置3、第二加载装置4和防护板5。
52.如图2所示，第一加载装置3包括线圈31和电导体32。第二加载装置4的数量为两个，其中一个第二加载装置4与第一连接杆7驱动连接，第一连接杆7与第二连接杆8通过柔性连接件6连接，第二连接杆8通过第三轴承13与套筒14连接，套筒14通过螺纹连接在发风扇盘10的前端，风扇轴2的第一端安装在风扇盘10上。另一个第二加载装置4与第三连接杆9
驱动连接，第三连接杆9通过第四轴承15与风扇轴2的第二端连接。两个第二加载装置4分别在风扇轴2的两端对风扇轴2施加方向相反的轴向力。第二加载装置可以采用伺服作动器。第三轴承13和第四轴承15可以采用推力轴承。
53.线圈31缠绕于风扇盘10的外周，两个电导体32相对地设置在风扇盘10的两侧。风扇轴2上设有第一支点和第二支点，第一支点在轴向方向上更靠近风扇轴2的第一端，第二支点在轴向方向上更靠近风扇轴2的第二端。第一支点通过第一轴承11进行支撑，第二支点通过第二轴承12进行支撑，以模拟风扇轴2在安装于压气机部件上时机匣对风扇轴2的支撑。第一轴承11可以采用滚棒轴承，已提供径向约束力；第二轴承12可以采用滚珠轴承，以同时提供径向约束力和轴向约束力。
54.防护板5设有通孔，第二连接杆8穿过防护板5上的通孔。防护板5竖直地设置在第一加载装置3的侧面，可以对第二加载装置4以及操作第二加载装置4的操作人员进行保护，避免第二加载装置4和操作人员受到第一加载装置3的冲击，在第一加载装置3采用电磁作动器时还可以避免磁场辐射对操作人员的伤害。
55.在对风扇轴2进行测试试验时，首先，先将两个第二加载装置4的轴向加载力f2和f3施加至风扇轴2上，保持轴向载荷稳定后，再接通线圈31和电导体32的电流，瞬间施加fbo载荷f1。
56.当施加fbo瞬态冲击载荷的瞬间，虽然风扇轴2存在较大的横向变性，但第二加载装置4通过柔性连接件6与风扇轴2连接，减弱了fbo瞬态冲击载荷对第二加载装置4的约束反力；同时第二加载装置4选用大量程作动器，保证受到反作用力的瞬间第二加载装置4不会因为载荷大幅度超过量程而破坏，从而保护了作动器不被破坏。同时，柔性连接保证风扇轴2在大变形时能够减小三个连接杆横向的约束干涉，保证了试验件受力形式不变，同时不会因为连接杆的横向约束导致破坏形式发生变化。
57.最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：在不脱离本发明原理的前提下，依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换，这些修改和等同替换均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。