[发明专利]一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置

说明书

一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置，包括振动台以及与之相连的振动台控制系统，振动台上固定有一体式夹具本体，一体式夹具本体采用多面体棱柱型，每个棱面及端面上均开设有能够固定试验受感部的结合孔，试验受感部能够沿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；与试验受感部正对设置有激光位移传感器，振动台上设有振动传感器。本发明满足三个方向上的载荷试验需求，能同时进行多个试验受感部的试验，提高了试验效率，也保证了多个试验受感部试验状态的一致性。本发明的试验受感部在结合孔上采用悬臂安装，这与在发动机机匣中的装夹方式相同，因此能真实反映出试验受感部的承受载荷，准确地得到受感部的疲劳强度。

技术领域

本发明属于航空发动机测试领域，具体涉及一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置。

背景技术

航空发动机受感部是测量发动机不同截面位置温度、压力等参数的重要构件，一台发动机从科研阶段到批量生产，需要大量的温度、压力等测试受感部。由于大多数受感部直接由发动机机匣插入发动机内部，并且在悬臂状态下工作，受感部的可靠性显得尤为重要，特别是安装在发动机主流道中的受感部，其可靠性直接影响发动机整机试车的安全性。

由于受感部的设计和制作成本都很高，为降低受感部的使用成本，必须通过振动疲劳试验使受感部具有合理的使用寿命。以往受感部疲劳试验工装都只适合单支试验，一个工装一次只能对一件试验件进行疲劳试验，试验效率低，周期长，试验件装夹及载荷加载一致性差。

发明内容

本发明的目的在于针对上述现有技术中的问题，提供一种航空发动机受感部振动疲劳试验装置，该装置安装方便，能够快速并且高精度的完成受感部疲劳试验，节省试验成本。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

包括振动台以及与之相连的振动台控制系统，振动台上固定有一体式夹具本体，一体式夹具本体采用多面体棱柱型，每个棱面及端面上均开设有能够固定试验受感部的结合孔，试验受感部能够沿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；与试验受感部正对设置有激光位移传感器，振动台上设有振动传感器。

所述的试验受感部能够沿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端面上开设有能够将试验受感部沿Z向固定的结合孔。

所述的试验受感部通过安装螺钉连接一体式夹具本体，一体式夹具本体的每个棱面对应试验受感部沿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。

一体式夹具本体底部整体加工有连接法兰，连接法兰与振动台固定连接。

所述的连接法兰外周开设有螺栓安装孔槽，通过连接螺栓将振动台与之固定。

所述的振动台控制系统控制振动台按设定的加速度量值进行共振扫描，确定共振点。

所述的振动台控制系统控制振动台按试验受感部的振动疲劳试验载荷谱，给试验受感部加载振动载荷，按振动疲劳试验载荷谱的载荷与时间完成疲劳试验。

所述的试验受感部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紧固。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：采用多面体棱柱型的一体式夹具本体，每个棱面均能够将试验受感部沿X向或Y向安装试验，端面能够将试验受感部沿Z向安装试验，满足三个方向上的载荷试验需求，根据受感部疲劳试验大纲要求，当完成一个方向的疲劳试验后，更换试验受感部的安装方向，能够按相应的载荷谱完成其它两个方向的疲劳试验，并且通过一体式夹具本体同时进行多个试验受感部的试验，使得试验周期有效缩短，提高了试验效率，也保证了多个试验受感部试验状态的一致性。本发明的试验受感部在结合孔上采用悬臂安装，这与在发动机机匣中的装夹方式相同，因此能够真实反映出试验受感部的承受载荷，继而也能够准确地得到试验受感部的疲劳强度，高精度的完成试验。