(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210909532.1 (22)申请日 2022.07.29 (71)申请人 中国航发沈阳发动机 研究所 地址 110015 辽宁省沈阳市沈河区万 莲路1 号 (72)发明人 沈锡钢　魏洪吉　柳翰羽　刘韬　 李东宁　杨雷　 (74)专利代理 机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11526 专利代理师 刘传准 (51)Int.Cl. G01N 3/08(2006.01) G01N 3/02(2006.01) G01M 15/14(2006.01) (54)发明名称 一种航空发动机主安装节强度试验装置及 加载方法 (57)摘要 本申请属于航空发动机试验 领域， 特别涉及 一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载 方法， 主安装节组件试验件， 固定安装在固定底 座上， 主安装节组件试验件的中间具有安装梁， 两端分别具有第一拉杆与第二拉杆， 第一拉杆连 接F1加载单元， 第二拉杆连接 F2加载单元； F1加载 单元与F2加载单元又分别连接有承载立柱； 安装 梁， 具有第一端与第二端， 所述第一端通过销轴 与主安装节组件 试验件中间具有的安装孔连接， 第二端具有球头， 球头上套接有球头加载耳座， 球头加载耳座分别连接FYZ加载单元与FX加载单 元， 充分考核了各零件间的相互作用， 节省了单 独计算各零件试验载荷的工作量。 权利要求书1页 说明书5页 附图4页 CN 115372134 A 2022.11.22 CN 115372134 A 1.一种航空发动机主安装节强度试验 装置， 其特 征在于， 包括 主安装节组件试验件(12)安装梁， 固定安装在固定底座(11)上， 主安装节组件试验件 (12)的中间具有安装梁(2)， 两端分别具有第一拉杆与第二拉杆， 第一拉杆连接F1加载单元 (51)未见图中编号， 第二拉杆连接F2加载单元(52)未见图中编号； F1加载单元(51)与F2加载 单元(52)又分别连接有承载立柱； 安装梁(2)一端具有球头(21)， 球头(21)上套接有球头加载耳座(23)， 球头加载耳座 (23)分别连接FYZ加载单元(7)与FX加载单元(4)； 其中， FYZ加载单元(7)的固定端与架设在FYZ承载立柱(8)上方的FYZ承载横梁(9)连接， FYZ加载单元(7)的轴线垂直于安装 梁(2)的轴线； FX加载单元(4)的活动端与球头加载耳座(23)固定连接， FX加载单元(4)的固定端连接 承载立柱； FX加载单元(4)的轴线与安装 梁(2)的轴线同轴。 2.如权利要 求1所述的航空发动机主 安装节强度试验装置， 其特征在于， FX加载单元(4) 的活动端通过加载转接头(24)与球头加载耳座(23)固定连接， 加载转接头(24)为筒状， 其 端面具有周向分布的多个轴向通孔， 球头加载耳座(23 )端面具有内螺纹孔， 加载转接头 (24)通过螺栓穿过所述轴向通孔与内螺纹孔螺纹连接； 加载转接头(24)具有与安装梁(2) 的轴线同轴的转接 螺纹孔， FX加载单元(4)的活动端通过外 螺纹与所述 转接螺纹孔连接 。 3.如权利要求1所述的航空发动机主安装节强度试验装置， 其特征在于， F1加载单元 (51)与F2加载单元(52)均具有伺服作动筒、 力传感器以及位移传感器， 位移传感器与力传 感器均连接控制器。 4.如权利要求3所述的航空发动机主安装节强度试验装置， 其特征在于， FYZ承载横梁 (9)具有通槽， FYZ加载单元(7)安装在所述通槽中， FYZ加载单元(7)具有沿所述通槽滑动的 自由度。 5.如权利要求1所述的航空发动机主安装节强度试验装置， 其特征在于， 球头(21)通过 球头止动板(22)安装在所述第二端， 球头止动板(22)通过螺钉固定在第二端的端面， 球头 止动板(22)具有直径大于球头(21)中心孔内径的凸缘， 所述凸缘限制球头(21)的轴向位 移。 6.如权利要求1所述的航空发动机主安装节强度试验装置， 其特征在于， F1加载单元 (51)与F2加载单元(52)的加载杆均连接有直线轴承组件(6)， 所述直线轴承组件(6)用于所 述加载杆的导向与限位。 7.一种航空发动机主安装节强度试验加载方法， 采用权利要求3所述的航空发动机主 安装节强度试验装 置， 所述加载方法用于控制F1加载单元(51)与F2加载单元(52)， 其特征在 于， 所述控制器通过力参数控制F1加载单元(51)输出载荷， 位移传感器与力传感器分别反 馈F1加载单元(51)的加载方向位移L1与载荷F1， 同时所述控制 器控制F2加载单元(52)输出 的载荷大小被 配置成使得位移L1与F2加载单元(52)反馈的位移L2始终相等。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115372134 A 2一种航空发动机主安装节强度试验装 置及加载 方法 技术领域 [0001]本申请属于航空发动机试验领域， 特别涉及一种航空发动机主安装节强度试验装 置及加载 方法。 背景技术 [0002]主安装节作为发动机 的重要承力部件， 承受发动机 的推力并将其传递到飞机上。 CS‑E规定“发动机安装系统失效， 导致发动机意外脱开属于危险性发动机影响 ”， 所以必须 对其进行强度考核。 某大涵道比航空发动机为国内首次研制， 对该发动机主安装节的强度 考核也为国内首次。 [0003]本发明应用前国内尚无此型主安装节的专用强度试验设备， 而是采用以下两种试 验方式， 一种是将组件各部分分开考核， 如图1所示为一种考核拉杆与横梁的试验方法， 安 装梁和球头等零件再单独考核； 另一种方式为模拟发动机安装状态的试验方法， 将主、 辅安 装节与中介机匣、 涡轮后机匣等组件组装后固定， 通过在机匣和轴等部件上施加载荷传递 到安装节上实现考核目的。 [0004]现有的试验方法有以下缺 点： [0005]1.各零件单独进行试验考核， 不能充分考核各零件间的相互作用， 且需单独计算 各零件的试验载荷， 计算工作量成倍增加。 另外， 图1 中加载方法， 当两侧载荷 存在微小偏差 时， 只有通过调整垫片实现左右 位移平衡， 而在试验前难以估计放置垫片的合适数量， 在试 验进行过程中又存在安全风险， 应 禁止人员靠 近操作。 [0006]2.模拟发动机安装状态的安装节试验方法， 由于多部件组装固定后传力路径更加 复杂， 且地面试验难以模拟实际飞行状态， 对于多种考核工况下的复杂载荷 难以施加， 传递 到安装节上更是难以保证准确， 因此此方法对叶片飞失等极端载荷考核较为适用， 对作为 关键部件的安装节， 此考核方式载荷准确性过低。 发明内容 [0007]为了解决上述问题， 本申请一种航 空发动机主安装节强度试验装置， 其包括： 主安 装节组件 试验件， 固定安装在固定底 座上， 主安装节组件试验件的中间具有安装梁， 两端分 别具有第一拉杆与第二拉杆， 第一拉杆连接F1加载单元， 第二拉杆连接F2加载单元； F1加载 单元与F2加载单元又分别连接有承载立柱； [0008]安装梁， 具有第一端与第二端， 所述第一端通过销轴与主安装节组件试验件中间 具有的安装孔连接， 第二端 具有球头， 球头上套接有球头加载耳座， 球头加载耳座分别连接 FYZ加载单元与FX加载单元； [0009]其中， FYZ加载单元的固定端与架设在FYZ承载立柱上方的FYZ承载横梁连接， FYZ加载 单元的轴线垂直于安装 梁的轴线； [0010]FX加载单元的活动端与球头加载耳座固定连接， FX加载单元的固定端连接承载立 柱； FX加载单元的轴线与安装 梁的轴线同轴。说　明　书 1/5 页 3 CN 115372134 A 3