[发明专利]一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置在审
| 申请号： | 201810099010.3 | 申请日： | 2018-01-31 |
| 公开（公告）号： | CN108387355A | 公开（公告）日： | 2018-08-10 |
| 发明（设计）人： | 田慧清;刘忠华;范毅;陈喆;苗向;李季;马英;何绍东 | 申请（专利权）人： | 中国航发动力股份有限公司 |
| 主分类号： | G01M7/06 | 分类号： | G01M7/06;G01M7/02 |
| 代理公司： | 西安通大专利代理有限责任公司 61200 | 代理人： | 徐文权 |
| 地址： | 710021*** | 国省代码： | 陕西;61 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 试验 结合孔 航空发动机 振动疲劳试验 发动机机匣 一体式夹具 装夹 激光位移传感器 多面体棱柱 振动传感器 振动台控制 试验效率 试验状态 悬臂安装 载荷试验 正对设置 振动台 棱面 疲劳 保证 | ||
1.一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：包括振动台(5)以及与之相连的振动台控制系统(9)，振动台(5)上固定有一体式夹具本体(1)，一体式夹具本体(1)采用多面体棱柱型，每个棱面及端面上均开设有能够固定试验受感部(4)的结合孔，试验受感部(4)能够沿X向、Y向或Z向采用与在发动机机匣中相同的装夹方式安装在结合孔上；与试验受感部(4)正对设置有激光位移传感器(6)，振动台(5)上设有振动传感器(7)。
2.根据权利要求1所述的航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的试验受感部(4)能够沿X向或Y向固定在每个棱面上的结合孔中，与每个棱面对应的一体式夹具本体(1)端面上开设有能够将试验受感部(4)沿Z向固定的结合孔。
3.根据权利要求2所述的航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的试验受感部(4)通过安装螺钉(3)连接一体式夹具本体(1)，一体式夹具本体(1)的每个棱面对应试验受感部(4)沿X向或Y向固定，在结合孔外周呈十字交叉开设两对螺钉孔。
4.根据权利要求1所述的航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：一体式夹具本体(1)底部整体加工有连接法兰(2)，连接法兰(2)与振动台(5)固定连接。
5.根据权利要求4所述的航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的连接法兰(2)外周开设有螺栓安装孔槽，通过连接螺栓(8)将振动台(5)与之固定。
6.根据权利要求1所述的航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的振动台控制系统(9)控制振动台(5)按设定的加速度量值进行共振扫描，确定共振点。
7.根据权利要求1所述的航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的振动台控制系统(9)控制振动台(5)按试验受感部(4)的振动疲劳试验载荷谱，给试验受感部(4)加载振动载荷，按振动疲劳试验载荷谱的载荷与时间完成疲劳试验。
8.根据权利要求1所述的航空发动机受感部振动疲劳试验装置，其特征在于：所述的试验受感部(4)按照在发动机机匣上的安装方式和力矩与一体式夹具本体(1)紧固。
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