【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及轴承试验工装，具体为一种航空发动机主轴轴承试验设备。
技术介绍
1、航空发动机是各种航空器的动力单元，其性能直接影响航空器的性能和安全,航空发动机主轴轴承作为发动机的关键部分，一旦出现问题将导致发动机无法运转造成重大事故，为此轴承生产出来后要进行各种性能测试。航空发动机轴承在实际运行时会面临大载荷、高温、超高速等运行工况，而轴承所受载荷主要为轴向力为主，轴向力即为航空发动机产生的推力作用在轴承上面，径向力则为发动机扇叶高速旋转产生的离心力和各种震动情况产生的径向力，由于航空燃油的高温导致轴承工作环境处在高温条件下，而现有技术中缺少一种对航空发动机主轴轴承进行试验的设备，其难以模拟轴承实际运行时所受高额轴向载荷工况、径向载荷工况和轴承运行时的高温工况，同时现有技术中对航空发动机主轴轴承进行试验时因试验轴承所受轴向力过大使得陪试轴承组也会受到部分轴向力，进而使得陪试轴承组必须选择高承载的轴承用以避免受到轴向载荷出现报废现象，而采用高承载的轴承大多为中大型轴承，其在运转时会影响试验轴承运转速率，进而导致试验结果出现偏差。
技术实现思路
1、针对现有技术不足，本专利技术提供了一种航空发动机主轴轴承试验设备，为解决现有技术中缺少一种用以模拟试验轴承运转工况、对试验轴承进行测试以及测试时使陪试轴承组不受力的主轴轴承试验设备的问题。
2、为达到上述目的，本专利技术提供了一种航空发动机主轴轴承试验设备，包括工作站，所述工作站上设置有芯轴、两个套设在芯轴上的工装套和用于与芯
3、采用上述技术方案有益的是：在需要对试验轴承进行测试时，通过外界控制平台控制驱动组件使驱动组件驱动芯轴运转，在芯轴运转时轴向加载件会对试验轴承施加轴向载荷，用以模拟试验轴承运转所受轴向力工况，在轴向加载件施加轴向作用力时转换件与轴向加载件同步联动，使得转换件将轴向加载件施加的轴向力转换成两个试验轴承之间的内力，以此避免陪试轴承组受到轴向载荷影响，同时高温模拟件会在试验轴承运转时模拟高温工况，进而提高轴承检测精准度；上述技术中在陪试轴承组不受到轴向载荷影响使得操作人员可选用小型号轴承来当陪试轴承组，进而提高转速，具体可采用两组配对角轴承，即每组陪试轴承组均两个配对角接触轴承以背对背方式安装在工装座与芯轴之间，采用背对背方式进行安装可提升芯轴稳定性，以此不影响芯轴转速，使得试验轴承运转更为精确，可通过本设备来检测试验轴承的所受极限载荷和其极限转速，即试验轴承生产出来时存在极限载荷参数和极限转速参数，通过本设备可在陪试轴承组不影响的前提下以及在模拟各种工况下可对试验轴承极限载荷参数和极限转速参数进行检测试验，而现有技术中的试验工装无法对试验轴承极限载荷参数和极限转速参数进行测试以及难以模拟试验轴承实际运行工况下进行测试；上述技术中芯轴两端均与工装座之间连接有陪试轴承组，靠近驱动组件的陪试轴承组定义为固定陪试轴承组，而远离驱动组件的陪试轴承组定义为浮动陪试轴承组，当温升或试验轴承受载荷发生微小位移时浮动陪试轴承组随之产生移动，进而放置芯轴卡死；上述技术中外界控制平台为设置在工作站上的智能控制中枢，其可以为智能控制电脑组等智能控制设备，通过安装不同传感器或检测装置，用以在试验轴承高速运转时检测和接收温度、载荷、震动、转速等试验数据，智能控制设备、传感器和检测装置均为现有技术，因此对其功能和结构不再过多赘述；上述技术中驱动组件可采用高速伺服电机，高速伺服电机变速范围大且控制精确，采用直驱方式减小装配误差，同时高速伺服电机为现有技术，因此对其结构和功能不再过多赘述，而高速伺服电机与芯轴之间可设置高速柔性联轴器，用以补偿同轴度误差，使得高速运行更为稳定。
4、本专利技术进一步设置：其中一个所述工装套两侧均设置有第一配合套，另一个所述工装套上对应两个第一配合套位置均设置有第二配合套，两个所述第一配合套均与各自对应的第二配合套之间连接有导向杆，所述轴向加载件包括两个轴向加载缸，两个所述轴向加载缸分别连接在两个第一配合套上且两个轴向加载缸分别与各自相邻的导向杆末端连接设置，所述第二配合套上设置有载荷传感器，两个所述载荷传感器分别与各自相邻的导向杆始端连接设置，所述导向杆即为转换件，所述导向杆与第一配合套和第二配合套之间均连接有直线轴承。
5、采用上述技术方案有益的是：第一配合套与第二配合套之间设置有导向杆，在需要对试验轴承施加轴向加载力时，轴向加载缸启动其输出端伸出或缩回，使得轴向加载缸带动导向杆微量移动，而导向杆末端与轴向加载缸连接，导向杆始端与载荷传感器连接，而载荷传感器与第二配合套连接，轴向加载缸与第一配合套连接，使得在轴向加载缸启动时会向导向杆施加轴向作用力，该轴向作用力会传导至第二配合套上，又因第一配合套与第二配合套通过导向杆配合，通过导向杆的设置把轴向力转化成两个试验轴承之间的内力，且轴向作用力施加时产生反作用力，作用力和反作用力的同步施加保证两个试验轴承受到的轴向力完全一致，通过上述技术的设置用以确保试验轴承能够受到一致的轴向力且该轴向力因转换成内力，使得陪试轴承组不会受到轴向力影响。
6、本专利技术进一步设置：所述轴向加载缸输出端和载荷传感器检测端均连接有连接轴，所述连接轴始端设置有加载球头，所述导向杆两端水平开设有供加载球头插设的插槽，所述插槽内周壁与加载球头外周壁间隙配合设置，所述插槽底壁与加载球头端面间隙配合设置，所述加载球头端面呈圆弧面设置，所述连接轴与导向杆同轴设置。
7、采用上述技术方案有益的是：上述技术中轴向加载缸输出端和载荷传感器检测端均与导向杆之间连接有连接轴，而连接轴通过加载球头与插槽的配合实现连接轴与导向杆之间的连接，而插槽内周壁与加载球头外周壁间隙配合设置且插槽底壁与加载球头端面间隙配合设置，使得加载球头可以沿芯轴轴线方向脱出插槽，以便连接轴拆装，而通过间隙配合的设置防止安装误差以及在轴承受力形变时轴向力可通过加载球头对导向杆进行施加，以此确保轴向载荷的正确加载。
8、本专利技术进一步设置：所述加载球头与插槽之间连接有用于限制连接轴作轴向旋转和限制加载球头沿插槽径向过量移动的限位插销。
9、采用上述技术方案有益的是：上述技术中通过限位插销与加载球头和插槽的配合用以限制加载球头沿插槽径向过量移动以及限制连接轴作轴向旋转，减少误差和影响，进而避免试验轴承检测结果受到影响。
10、本专利技术进一步设置：所述加载球头外周壁上相对开设有两个限位槽，所述限位插销开设有开槽，所述限位插销径向截面呈“u”字形设置，所述开槽两侧壁上均凸起有限位板，本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空发动机主轴轴承试验设备，包括工作站，所述工作站上设置有芯轴、两个套设在芯轴上的工装套和用于与芯轴始端连接并驱动芯轴运转的驱动组件，所述工装套与芯轴之间连接有试验轴承，所述工作站上相对设置有两个工装座，两个所述工装套居于两个工装座之间，所述工装座与芯轴之间连接有陪试轴承组，其特征在于：两个所述工装套之间设置有用于向试验轴承施加轴向力以模拟试验轴承实际运行受轴向力工况的轴向加载件和用于与轴向加载件联动并将轴向加载件施加的轴向力转换成两个试验轴承之间内力的转换件，所述工作站上设置有用于模拟试验轴承实际运行时高温工况的高温模拟件。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：其中一个所述工装套两侧均设置有第一配合套，另一个所述工装套上对应两个第一配合套位置均设置有第二配合套，两个所述第一配合套均与各自对应的第二配合套之间连接有导向杆，所述轴向加载件包括两个轴向加载缸，两个所述轴向加载缸分别连接在两个第一配合套上且两个轴向加载缸分别与各自相邻的导向杆末端连接设置，所述第二配合套上设置有载荷传感器，两个所述载荷传感器分别与各自相邻的导向杆始端连
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述轴向加载缸输出端和载荷传感器检测端均连接有连接轴，所述连接轴始端设置有加载球头，所述导向杆两端水平开设有供加载球头插设的插槽，所述插槽内周壁与加载球头外周壁间隙配合设置，所述插槽底壁与加载球头端面间隙配合设置，所述加载球头端面呈圆弧面设置，所述连接轴与导向杆同轴设置。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述加载球头与插槽之间连接有用于限制连接轴作轴向旋转和限制加载球头沿插槽径向过量移动的限位插销。
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述加载球头外周壁上相对开设有两个限位槽，所述限位插销开设有开槽，所述限位插销径向截面呈“U”字形设置，所述开槽两侧壁上均凸起有限位板，两个所述限位板与两个限位槽一一对应且插接配合设置，所述限位插销外周壁与插槽内周壁之间的间隙小于加载球头外周壁与插槽内周壁之间的间隙。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述芯轴沿其长度方向开设有过油腔，所述过油腔连通至芯轴末端并开设有过油孔，所述高温模拟件包括设置在工作站上的液压站和设置在过油腔中的喷油管，所述喷油管末端穿出过油孔并设置有用于与液压站出油端连通并供液压站输出的高压润滑油灌进喷油管中的进油端，所述喷油管始端设置有供高温润滑油喷出的喷嘴，所述过油腔中对应两个试验轴承位置均开设有第一集油槽，所述试验轴承的内圈上对应相邻的第一集油槽位置开设有供高温润滑油置入试验轴承中的集油孔，所述过油腔中对应两个陪试轴承组位置均开设有第二集油槽。
7.根据权利要求6所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述工装座上贯穿有供芯轴穿设的穿孔，所述陪试轴承组居于穿孔内周壁与芯轴外周壁之间，所述工装座内侧连接有密封板，所述工装座外侧连接有用于密封板组合封闭穿孔的盖板，所述喷油管末端转动设置在靠述芯轴末端的盖板上，所述盖板与工装座之间形成有第一回油腔，所述第一回油腔与过油孔和穿孔连通设置，所述盖板上设置有用于与液压站连通的回油口，所述回油口与第一回油腔连通设置，所述工装套与芯轴之间形成有供试验轴承运动的第二回油腔，所述工装套两侧均设置有用于封闭第二回油腔的密封套，所述工装套上设置有用于与液压站回油端连通的回油管，所述回油管与第二回油腔连通设置。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述工作站设置有架体，所述架体上对应两个工装套位置均设置有径向加载缸，所述径向加载缸输出端与对应工装套顶部连接设置，所述架体上设置有滑动座，所述径向加载缸上设置有固定座，所述固定座朝滑动座方向弯折有连接部，所述连接部内壁与固定座外壁之间形成有配合槽，所述滑动座朝配合槽方向延伸有用于插入配合槽的配合部，所述配合部与连接部间隙配合设置，所述配合部上开设有配合孔，所述连接部与配合孔之间连接有摆动销，所述配合孔上与摆动销之间连接有关节轴承。
9.根据权利要求8所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述架体端部对应两个径向加载缸位置均设置有供滑动座滑移的滑轨，所述滑轨开设方向与芯轴方向一致设置，所述滑轨上设置有用于限制滑动座滑移的固定件，所述架体上设置有用于导向滑动座滑移的引导杆，所述架体上对应引导杆位置设置有引导基座，所述引导基座上开设有供...
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机主轴轴承试验设备，包括工作站，所述工作站上设置有芯轴、两个套设在芯轴上的工装套和用于与芯轴始端连接并驱动芯轴运转的驱动组件，所述工装套与芯轴之间连接有试验轴承，所述工作站上相对设置有两个工装座，两个所述工装套居于两个工装座之间，所述工装座与芯轴之间连接有陪试轴承组，其特征在于：两个所述工装套之间设置有用于向试验轴承施加轴向力以模拟试验轴承实际运行受轴向力工况的轴向加载件和用于与轴向加载件联动并将轴向加载件施加的轴向力转换成两个试验轴承之间内力的转换件，所述工作站上设置有用于模拟试验轴承实际运行时高温工况的高温模拟件。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：其中一个所述工装套两侧均设置有第一配合套，另一个所述工装套上对应两个第一配合套位置均设置有第二配合套，两个所述第一配合套均与各自对应的第二配合套之间连接有导向杆，所述轴向加载件包括两个轴向加载缸，两个所述轴向加载缸分别连接在两个第一配合套上且两个轴向加载缸分别与各自相邻的导向杆末端连接设置，所述第二配合套上设置有载荷传感器，两个所述载荷传感器分别与各自相邻的导向杆始端连接设置，所述导向杆即为转换件，所述导向杆与第一配合套和第二配合套之间均连接有直线轴承。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述轴向加载缸输出端和载荷传感器检测端均连接有连接轴，所述连接轴始端设置有加载球头，所述导向杆两端水平开设有供加载球头插设的插槽，所述插槽内周壁与加载球头外周壁间隙配合设置，所述插槽底壁与加载球头端面间隙配合设置，所述加载球头端面呈圆弧面设置，所述连接轴与导向杆同轴设置。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述加载球头与插槽之间连接有用于限制连接轴作轴向旋转和限制加载球头沿插槽径向过量移动的限位插销。
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述加载球头外周壁上相对开设有两个限位槽，所述限位插销开设有开槽，所述限位插销径向截面呈“u”字形设置，所述开槽两侧壁上均凸起有限位板，两个所述限位板与两个限位槽一一对应且插接配合设置，所述限位插销外周壁与插槽内周壁之间的间隙小于加载球头外周壁与插槽内周壁之间的间隙。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机主轴轴承试验设备，其特征在于：所述芯轴沿其长度方向开设有过油腔，所述过油腔连通至芯轴末端并开设有过油孔，所述高温模拟件包括设置在工作站上的液压站和设置在过油腔中的喷油管，所述喷油管末端穿出过油孔并设...
【专利技术属性】
技术研发人员：张亚飞，谷广存，史丰年，郭长建，韦治国，张洋洋，
申请(专利权)人：芜湖如一轴承有限公司，
类型：发明
国别省市：
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