一种航空发动机惯性、陀螺过载试验装置及模拟方法

技术领域

本发明属于航空发动机地面测试、试验技术领域，具体涉及种航空发动机惯性、陀螺过载试验装置及模拟方法。

背景技术

发动机随飞机机动飞行时，发动机受自身惯性过载、气动载荷和温度载荷共同作用下会发生弹性变形，在特殊恶劣工况下甚至会发生不可恢复的塑性变形。整机变形程度一方面用于评估发动机结构安全，另一方面使用转静子间隙表征用于评估转子安全和发动机效率。但目前无条件进行真实机动飞行条件下的整机变形测量，且没有地面模拟飞行状态下的试验台。使得建立的整机有限元仿真模型无法得到高精度的修正，仿真计算结果也无试验数据佐证。

一个运动物体有六个自由度，分别为三个方向移动和绕三个方向的转动自由度。定义发动机顺航向向前为+X，顺航行向右为+Y，+Z由右手法则确定，为坐标系1。经验计算表明，绕Y轴和Z轴匀速旋转自由度引起的陀螺力矩不可忽略，绕三个方向的角加速度转动引起的载荷较小，可以忽略。因此，空中考虑的过载方向为5个，分别为三个方向惯性过载和绕Y、Z旋转的陀螺过载。因此可以使用离心力模拟发动机惯性力，由于离心力为旋转半径方向，而发动机需要模拟5个方向过载，在离心转臂末端设计多自由度转台，实现三个方向惯性过载和Y、Z两个方向陀螺过载。

发明内容

为了解决上述问题，本发明旨在提供种航空发动机惯性、陀螺过载试验装置及模拟方法，

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种航空发动机惯性、陀螺过载试验装置，包括试验件，试验件被固定在安装架上，安装架铰装在旋转架上并在铰点处安装关节电机，旋转架铰装在转臂上并铰点上安装驱动电机，转臂的另一端设置有配重件，试验件、安装架、旋转架、转臂和配重件在同一条水平线上，在转臂的下方与水平线垂直方向设置有底座，底座中央安装电机，电机用于驱动转臂旋转

定义发动机顺航向向前为+X，顺航行向右为+Y，+Z由右手法则确定，为坐标系1。在安装架上设置有上下两个对称的第一连接点和第二连接点作为安装架的安装铰点，第一连接点和第二连接点轴线穿过试验件和安装架组件的质心，在第一连接点和第二连接点处分别安装一个关节电机。

所述安装架上的第一连接点和第二连接点为对称、同轴心销轴结构。

安装架设置有4处销轴安装点，其中第一安装点和第二安装点连线穿过试验件和安装架组件质心且与坐标系1Y轴重合；第三安装点和第四安装点连线穿过试验件和安装架组件质心且与坐标系1Z轴重合，4处安装点均可与第一连接点和第二连接点配合连接。

旋转架通过第三连接点与转臂连接，第三连接点为销轴和法兰配合构成的结构。

试验件、安装架、第一连接点和第二连接点组成转台一组件，在转台一组件中，规定转臂臂长方向为+X，俯视图下逆时针为+Y，俯视图向上为+Z的圆柱坐标系，为坐标系2，第三连接点约束旋转架除绕X轴旋转自由度以外的五个自由度。

转臂与底座通过第四连接点连接，第四连接点为销轴和法兰配合构成的结构。

旋转架、转臂和第四连接点组成转台二组件，在坐标系2下完成转臂除绕Z轴旋转自由度以外的五个自由度。

底座通过螺栓与地面固定，转臂与第三连接点对应的末端设置有配重件，配重件、转臂、转台一组件、转台二组件和试验件组成的旋转构件质心处于第四连接点附近。

一种惯性、陀螺过载模拟方法，通过第一连接点、第二连接点、第三连接点和第四连接点及其驱动电机组成的三处销轴完成试验件在5个方向的惯性过载模拟，具体为：

1)坐标系1下X方向过载模拟：转臂旋转作用下，坐标系1X轴和坐标系2X轴重合，第一安装点和第二安装点与第一连接点和第二连接点配合；

2)坐标系1下Z方向过载模拟：转臂旋转作用下，坐标系1X轴和坐标系2Z轴重合，第一安装点和第二安装点与第一连接点和第二连接点配合；

3)坐标系1下Y方向过载模拟：转臂旋转作用下，坐标系1X轴和坐标系2Y轴重合，第三安装点和第四安装点第一连接点和第二连接点配合；

4)坐标系1下绕Y轴陀螺过载模拟：转臂静止情况下，第一安装点和第二安装点与第一连接点和第二连接点配合，第一连接点和第二连接点驱动电机驱动安装架和试验件组件绕Y轴旋转；

5)坐标系1下绕Z轴陀螺过载模拟：转臂静止情况下，第一安装点和第二安装点与第一连接点和第二连接点配合，第三连接点驱动电机驱动转台一组件和转台二组件绕Z轴旋转；或者转臂静止情况下，第三安装点和第四安装点与第一连接点和第二连接点配合，第一连接点和第二连接点驱动电机驱动安装架和试验件组件绕Z轴旋转。

与现有技术相比，本发明具有以下优势：首次提出一种地面模拟飞行工况下惯性过载和陀螺过载试验装置，能够使用离心力模拟单一方向惯性过载并使用线性叠加后完成飞行工况下发动机各方向组合过载模拟。使用三个旋转连接点完成单一过载工况和两个方向陀螺过载叠加工况模拟。用于测量单一方向过载时的整机变形和转静子间隙测量，也可用于过载条件下转子动力学研究，使得整机变形测量进一步得到提升。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施例中的技术方案，下面将对实施例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获得其他的附图。

图1为本发明中试验台结构示意图；

图2为本发明中X方向过载模拟；

图3为本发明中Z方向过载模拟；

图4为本发明中Y方向过载模拟；

图5为本发明中绕Y轴旋转陀螺过载模拟；

图6为本发明中绕Z轴旋转陀螺过载模拟；

图7为本发明中惯性、陀螺过载试验装置结构示意图一；

图8为本发明中惯性、陀螺过载试验装置结构示意图二；

图中，1-试验件；2-安装架；3-第一连接点；4-第二连接点；5-旋转架；6-第三连接点；7-转臂；8-第三连接点；9-底座；10-配重件；11-转台一；12-转台二；a-第一安装点；b-第二安装点；c-第三安装点；d-第四安装点。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的说明，但不应就此理解为本发明所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本发明上述技术思想情况下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本发明的范围内。

参照图7和图8，航空发动机惯性、陀螺过载试验装置是能够模拟发动机惯性过载的试验装置，用于测量机动飞行工况下的发动机整机变形、转静子间隙和转动动力学响应。发动机机动飞行时，认为5个方向过载为线性关系，组合工况下发动机变形可用若干单位过载下的发动机变形进行矢量叠加。使用离心力模拟发动机惯性力，由于离心力为旋转半径方向，而发动机需要模拟5个方向过载，在离心转臂末端设计多自由度转台，实现三个方向惯性过载和Y、Z两个方向陀螺过载，如图1所示。单位过载：指1g惯性过载或者1rad/s陀螺力矩或者单独气动力载荷，各机动工况下发动机载荷由单位过载载荷×过载系数得到(矩阵相乘)。

惯性、陀螺过载模拟方法为：通过第一连接点3、第二连接点4、第三连接点6和第四连接点8及其驱动电机组成的三处销轴完成试验件1在5个方向的惯性过载模拟，具体为：

1)坐标系1下X方向过载模拟：转臂7旋转作用下，坐标系1X轴和坐标系2X轴重合，第一安装点a和第二安装点b第一连接点3和第二连接点4配合，如图2所示；

2)坐标系1下Z方向过载模拟：转臂7旋转作用下，坐标系1X轴和坐标系2Z轴重合，第一安装点a和第二安装点b与第一连接点3和第二连接点4配合。

如图3所示；

3)坐标系1下Y方向过载模拟：转臂7旋转作用下，坐标系1X轴和坐标系2Y轴重合，第三安装点c和第四安装点d第一连接点3和第二连接点4配合，如图4所示；

4)坐标系1下绕Y轴陀螺过载模拟：转臂7静止情况下，第一安装点a和第二安装点b与第一连接点3和第二连接点4配合，第一连接点3和第二连接点4驱动电机驱动安装架2和试验件1组件绕Y轴旋转，如图5所示；

5)坐标系1下绕Z轴陀螺过载模拟：转臂7静止情况下，第一安装点a和第二安装点b与第一连接点3和第二连接点4配合，第三连接点6驱动电机驱动转台一11组件和转台二12组件绕Z轴旋转；或者转臂7静止情况下，第三安装点c和第四安装点d与第一连接点3和第二连接点4配合，第一连接点3和第二连接点4驱动电机驱动安装架2和试验件1组件绕Z轴旋转，如图6所示。

实施例：试验件1直径400mm，长度1000mm，重112kg。坐标系原点与主承力销轴线重合，距离发动机前安装边300mm，如图8所示。试验件1质心坐标X＝-225mm。试验件1和安装架2组成的单元体质心坐标X＝-250mm，即第一连接点3和第二连接4在坐标系下的X坐标为-250mm。第一连接点3和第二连接点4使用80N·m关节电机进行驱动。

第一连接点3与第三连接点6之间距离为(坐标系2X方向)790mm。旋转架5、安装架2、试验件1机器连接点组成的部件重质量为195kg，质心坐标X＝1100mm(坐标系2)，所以配重件10参数为536kg、质心坐标为400mm(坐标系2)。

第三连接点6通过模数为2.5，传动比为1:56的蜗轮蜗杆驱动，第四连接点8通过200N·m电机驱动。

由公式F＝mω

以上对本发明所提供的一种航空发动机惯性、陀螺过载试验装置及模拟方法进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的结构及工作原理进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求保护的范围内。