[发明专利]航空发动机大直径U形管路振动疲劳试验台及其使用方法

说明书

本发明属于振动疲劳测试技术领域，具体涉及一种航空发动机大直径U形管路振动疲劳试验台及其使用方法，包括承载平台、卡具装持机构、热梯度结构、多点振动激励结构、温度控制器和多个温度传感器。本发明能够测试航空发动机大直径U形管路在热梯度和多点激励环境下的振动疲劳强度。

技术领域

本发明属于振动疲劳测试技术领域，具体涉及航空发动机大直径U形管路振动疲劳试验台及其使用方法。

背景技术

航空发动机管路类型众多、构型复杂，通常发挥着为发动机运输燃料，提供油压等作用。其中，“U”型管路由于方向调整方便、易于支撑和布局优化，因而被大量应用。然后，由于航空发动机工况的复杂多变，例如，恶劣的振动和热梯度环境不仅容易导致各种管路出现振动超标、大变形、而且容易引发裂纹损伤、疲劳损坏等问题，严重的情况下还会引起燃料泄漏，造成整个发动机动力性能的瘫痪、进而酿成重大安全事故。因此，有必要研发专用的试验台，对其振动疲劳性能进行检测和评估，以便为管路系统在发动机上的可靠服役和稳定运行，奠定结实基础。为了有效的对航空发动机管路的振动疲劳寿命进行测试，需要设计并开发能模拟热梯度和多点激励等环境并振动航空发动机管路的实验装置或系统。

目前，人们在航空发动机管路振动疲劳的领域进行了深入研究，已经设计了一些针对发动机管路振动疲劳的实验装置或测试方法，但依旧存在一些问题，。例如，CN201710767723.8中设计的液压管路疲劳试验系统主要利用电磁式振动台进行激振，无法模拟多点振动激励形式。专利CN 201720254336.X发明了一种空间管路的振动试验夹具，其通过连接装置和调节装置，可灵活调节对管路的夹持方向，但其采用的螺栓夹紧设计，容易对被夹持的管路产生过大变形，进而对管路产生结构损伤，另外该套夹具也无法模拟实现多点振动激励载荷的传递。

专利CN201820350881.3提供了一种振动装置，该装置由至少一组的多点振动器组成，每组多点振动器由一个驱动电机独立控制振动，可实现分布在不同位置，再根据实际需要采用不同的振动频率，但该振动装置产生振动是靠旋转一根带有偏心块的旋转轴，产生的振动激励载荷在各个方向上分布均匀，对传振结构的要求很高，对于管路来说，每根不同直径的管路都需要不同的传振结构，无法适用与各个直径的管路多点振动激励。专利CN201720947719.5设计了一种单振动台实现多点激励的转换装置，该转换装置包括连接机构和子振动机构，能够实现单振动台对大跨度空间结构模型的多点激励，但无法满足小型管路的多点振动激励的需要。

专利CN201410154089.7，专利CN201110362075.0，只是公布了对航空发动机管路开展振动疲劳测试的方法以及对振动数据的分析方法，并未提供多点振动激励载荷作用下管路的振动疲劳测试装置，也未考虑温度载荷的影响。另外，上述装置都没有考虑U形管路的形状影响，无法满足多点振动激励形式下，对航空发动机U形管路开展疲劳测试的迫切需求。

另外，人们也设计了许多可实现温度梯度控制的装置。例如，利CN201510487142.X针对大型航天器机构，设计了能模拟环境温度梯度的装置，但温度装置的范围仅限与于±100℃，对于航空发动机管路正常运行时达到的几百度的高温梯度环境无法模拟，也并未考虑复杂的管路形状，以及与多点振动激励载荷的协调作用。专利CN201910214007.6提供了一种风洞温度梯度控制装置，其可在较大的环境中实现对空气的加热，进而达到空气温度梯度的有效控制，但其使用的温差栅格、温度传感器组件和温度控制器并未考虑零下温度梯度的影响，且无法针对小型结构的局部表面进行温差控制。专利CN201920999988.5设计了一种快速形成温度梯度的冷却装置，其控制冷却箱内空气来营造温度梯度环境，无法实现管路结构的局部表面进行温度梯度控制的目标。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供一种航空发动机大直径U形管路振动疲劳试验台及其使用方法，能够测试航空发动机大直径U形管路在热梯度和多点激励环境下的振动疲劳强度。

具体技术方案如下：