一种航空发动机弹性支承疲劳试验装置
技术领域
本申请属于航空发动机弹性支承疲劳试验装置设计
技术领域
，具体涉及一种航空发动机弹性支承疲劳试验装置。背景技术
弹性支承是航空发动机转子系统中的重要构件，一旦发生破坏，会影响转子系统的动平衡，引发航空发动机的整机振动，导致灾难性事故，对弹性支承进行疲劳试验，获取相关的试验数据，可为弹性支承的设计、改进提供数据支持。
弹性支承在工作时，承受轴向载荷，以及在转动的同时会发生沿径向的位移，其当前的试验装置如图1所示，存在以下缺陷：
1)其径向载荷加载杆下端以单双耳连接结构进行支撑，该单双耳连接结构承受轴向载荷、旋转径向载荷，且距离弹性支承试验件较近，杠杆作用在该处的径向力较大，在高周疲劳加载过程中，极容易发生磨损，影响试验载荷的加载精度；
2)轴向载荷测力计位于支撑径向载荷加载杆下端的单双耳连接结构、轴向载荷加载作动筒之间，沿轴向的测量路径上存在较大的径向载荷，摩擦力对测量的影响较大。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上
背景技术
内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机弹性支承疲劳试验装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机弹性支承疲劳试验装置，包括：
支架；
电机，连接在支架上；
加载杆，其一端上能够套接弹性支承试验件；
滑动轴承，套接在加载杆的另一端，连接在电机的转轴上，能够沿电机转轴的径向滑动；
安装板，连接在支架上，其上具有安装孔，该安装孔中用以安装弹性支承试验件；
支撑板，连接在支架上，其上具有支撑孔；
作动筒，其活塞杆与加载杆背向电机的一端连接；
关节轴承，套接在作动筒的筒体上，安装在支撑孔中。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
转盘，连接在电机的转轴上，其上具有盘腔，其边缘具有多个径向位移调节孔；盘腔与各个径向调节孔连通，其内设置有滑动轴承；
多个径向位移调节螺栓，每个径向位移调节螺栓对应螺接在一个径向位移调节孔中，抵靠在滑动轴承上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
转接筒，一端套接在转盘上，另一端连接在电机的转轴上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，转盘上具有凸出部位；
转接筒背向电机转轴的一端套接在凸出部位上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
多个转接轴承，在转接筒内设置，套接在凸出部位上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
连接板，连接在支架上，其上具有连接孔；连接孔套接在转接筒上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
模拟轴承，套接在加载杆背向电机转轴的一端，在弹性支承试验件内设置。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
测力计，连接在作动筒活塞杆、加载杆背向电机的一端之间。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，转接头，连接在作动筒活塞杆、测力计之间。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
两个防磨环，套接在作动筒的活塞杆上，位于作动筒的活塞杆、筒体间的密封部位，对称分布在关节轴承两侧。
附图说明
图1是现有航空发动机弹性支承疲劳试验装置的示意图；
图2是本申请实施例提供的航空发动机弹性支承疲劳试验装置的示意图；
图3是本申请实施例提供的航空发动机弹性支承疲劳试验装置的局部示意图；
其中：
1-支架；2-电机；3-加载杆；4-弹性支承试验件；5-滑动轴承；6-安装板；7-支撑板；8-作动筒；9-关节轴承；10-转盘；11-径向位移调节螺栓；12-转接筒；13-转接轴承；14-连接板；15-模拟轴承；16-测力计；17-转接头；18-防磨环。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机弹性支承疲劳试验装置，包括：
支架1；
电机2，连接在支架1上；
加载杆3，其一端上能够套接弹性支承试验件4；
滑动轴承5，套接在加载杆3的另一端，连接在电机2的转轴上，能够沿电机2转轴的径向滑动，其具体形式可以是调心球轴承；
安装板6，连接在支架1上，其上具有安装孔，该安装孔中用以安装弹性支承试验件4；
支撑板7，连接在支架1上，其上具有支撑孔；
作动筒8，其活塞杆与加载杆3背向电机2的一端连接；
关节轴承9，套接在作动筒8的筒体上，安装在支撑孔中。
对于上述实施例公开的航空发动机弹性支承疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，其可通过电机2的转轴输出旋转，以及通过滑动轴承5沿电机2转轴的径向滑动在弹性支承试验件4上产生径向位移，通过作动筒8向弹性支承试验件4施加轴向载荷，对向弹性支承试验件4进行疲劳试验。
对于上述实施例公开的航空发动机弹性支承疲劳试验装置，领域内技术人员还可以理解的是，其设计加载杆3背向电机2的一端与作动筒8的活塞杆连接，作动筒8的筒体连接在支撑板7上，即加载杆3的下端通过作动筒8由支撑板7进行支撑，径向载荷经支撑7向支架1传递，不容易被磨损破坏，可保证试验载荷的加载精度。
对于上述实施例公开的航空发动机弹性支承疲劳试验装置，领域内技术人员还可以理解的是，支撑板7在支撑加载杆3下端的同时，为作动筒8提供支撑，支撑作动筒8向弹性支承试验件4施加轴向载荷，结构简洁，易于制作、组装。
对于上述实施例公开的航空发动机弹性支承疲劳试验装置，领域内技术人员还可以理解的是，其设计作动筒8的筒体通过关节轴承9连接在支撑板7上，可在一定角度范围内偏转，以此可在一定程度上释放弹性支承试验件4上产生径向位移的应力，保证试验载荷的加载精度。
对于上述实施例公开的航空发动机弹性支承疲劳试验装置，领域内技术人员还可以理解的是，作动筒8筒体与关节轴承9连接部位间的径向力，由杠杆比再分配后被极大减小，该处不会产生严重磨损。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
转盘10，连接在电机2的转轴上，其上具有盘腔，其边缘具有多个径向位移调节孔；盘腔与各个径向调节孔连通，其内设置有滑动轴承5；
多个径向位移调节螺栓11，每个径向位移调节螺栓对应螺接在一个径向位移调节孔中，抵靠在滑动轴承5上。
对于上述实施例公开的航空发动机弹性支承疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，可通过调整各个径向位移调节螺栓11在对应径向位移调节孔中的拧紧程度，使滑动轴承5沿电机2转轴的径向滑动，从而在弹性支承试验件4上产生径向位移。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
转接筒12，一端套接在转盘10上，另一端连接在电机2的转轴上。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，转盘10上具有凸出部位；
转接筒12背向电机2转轴的一端套接在凸出部位上。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
多个转接轴承13，在转接筒12内设置，套接在凸出部位上。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
连接板14，连接在支架1上，其上具有连接孔；连接孔套接在转接筒12上，以支撑转接筒12、转盘10、及其电机2。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
模拟轴承15，套接在加载杆3背向电机2转轴的一端，在弹性支承试验件4内设置。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
测力计16，连接在作动筒8活塞杆、加载杆3背向电机2的一端之间。
对于上述实施例公开的航空发动机弹性支承疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，测力计16位于作动筒8、加载杆3之间，沿轴向的测量路径不存在较大的径向力，可保证测量的准确性。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，转接头17，连接在作动筒8活塞杆、测力计16之间。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机弹性支承疲劳试验装置中，还包括：
两个防磨环18，套接在作动筒8的活塞杆上，位于作动筒8的活塞杆、筒体间的密封部位，对称分布在关节轴承9两侧。
对于上述实施例公开的航空发动机弹性支承疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，在进行试验时，作动筒8会在一定程度上承受径向力，在其活塞杆、筒体密封部位间产生不均匀摩擦，致使活塞杆、筒体间的密封部位发生损坏，在作动筒8活塞杆、筒体间设计防磨环18，防磨环18可选择与作动筒8活塞杆相匹配的材料制作，以此防止在作动筒8活塞杆、筒体间的磨损，此外，设计两个防磨环18对称分布在关节轴承9两侧，可使得径向力在两个防磨环18上均匀分配，以此增强对径向力的承载能力。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。
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