本申请提供了一种航空发动机轴向力测量加温标定炉，包括：轨道；第一箱体，可滑动地设置于轨道上；第二箱体，与所述第一箱体相对设置且可滑动地设置于所述轨道上；轴向力标定组件，设置于所述第一箱体和所述第二箱体之间。
1.一种航空发动机轴向力测量加温标定炉，其特征在于，包括：轨道(30)；
第二箱体(20)，与所述第一箱体(10)相对设置且可滑动地设置于所述轨道(30)上；
轴向力标定组件(40)，设置于所述第一箱体(10)和所述第二箱体(20)之间；
所述轴向力标定组件(40)包括加载帽(41)、定心环(42)及加载底座(43)；
所述加载底座(43)的底面上开设有安装套口(431)，用于安装材料试验机下轴杆(44)，在所述加载底座(43)的上表面上开设有阶梯盲孔(432)，所述阶梯盲孔(432)用于安装电热管(433)，所述加载底座(43)的上表面还设置有环形定位凸起(434)，在所述加载底座(43)的侧面上设置有铂电阻控温孔(435)；
所述加载帽(41)设置于所述环形定位凸起(434)处，所述加载帽(41)上表面设置有凸台(411)，所述凸台(411)用于连接材料试验机上轴杆(45)，在所述加载帽(41)的侧面上开设有测温孔(412)；
所述定心环(42)套设于所述环形定位凸起(434)与所述加载帽(41)的连接处，对所述加载帽(41)进行定位；
所述第一箱体(10)上设置有第一铂电阻(11)和第二铂电阻(12)，所述第一铂电阻(11)穿过所述测温孔(412)并伸入到所述加载帽(41)内，所述第二铂电阻(12)抵靠于所述铂电阻控温孔(435)处。
2.根据权利要求1所述的航空发动机轴向力测量加温标定炉，其特征在于，所述第一箱体(10)和所述第二箱体(20)的底面上均设置有滑槽，所述滑槽与所述轨道(30)相配合。
3.根据权利要求1所述的航空发动机轴向力测量加温标定炉，其特征在于，所述加载帽(41)的侧面上开设有引线孔(413)。
4.根据权利要求1所述的航空发动机轴向力测量加温标定炉，其特征在于，所述阶梯盲孔(432)内设置有多个电热管(433)。
5.根据权利要求1所述的航空发动机轴向力测量加温标定炉，其特征在于，所述加载帽(41)呈喇叭口状。
6.根据权利要求1所述的航空发动机轴向力测量加温标定炉，其特征在于，所述第二箱体(20)上设置有微型风机(21)。
航空发动机轴向力测量加温标定炉
技术领域
[0001] 本申请涉及航空发动机技术领域，具体提供一种航空发动机轴向力测量加温标定炉。
背景技术
[0002] 目前国内外普遍使用弹性应力环法测量航空发动机轴向力，通过这种测试方法可以连续测量并记录航空发动机在全转速范围内转子推力轴承所受轴向力的变化。
[0003] 弹性应力环作为测量轴向力的主要力传感器，在试验前对它进行模拟真实工况下的温度标定和载荷标定是轴向力测试的关键技术，也是校准航空发动机轴向力测试准确性的关键。
[0004] 现有技术中，在标定底座上外接电加热管，并往标定底座内注入滑油，通过电热管对滑油加温模拟弹性应力环的热负载状态。标定加载组件与材料拉伸机的上、下轴杆无法定位，加载组件与弹性应力环定位面在装置内部，不能准确安装，加载时整个系统偏斜，偏心量导致弹性应力环标定结果误差较大；使用电热管加热滑油，无法准确控制升温速率，弹性应力环的实际控制温差为±10℃；底座注入滑油后无法密封，散热量较大，油腔内温度梯度较大，对弹性应力环受热应力，增加标定误差；加温时滑油加热后产生浓烟，环境污染严重；注入滑油后调节偏心时，滑油溢出，操作危险，且准确度低。
发明内容
[0005] 为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机轴向力测量加温标定炉，包括：轨道；第一箱体，可滑动地设置于轨道上；第二箱体，与所述第一箱体相对设置且可滑动地设置于所述轨道上；轴向力标定组件，设置于所述第一箱体和所述第二箱体之间；其中，所述轴向力标定组件包括加载帽、定心环及加载底座；所述加载底座的底面上开设有安装套口，用于安装材料试验机下轴杆，在所述加载底座的上表面上开设有阶梯盲孔，所述阶梯盲孔用于安装电热管，所述加载底座的上表面还设置有环形定位凸起，在所述加载底座的侧面上设置有铂电阻控温孔；所述加载帽设置于所述环形定位凸起处，所述加载帽上表面设置有凸台，所述凸台用于连接材料试验机上轴杆，在所述加载帽的侧面上开设有测温孔；所述定心环套设于所述环形定位凸起与所述加载帽的连接处，对所述加载帽进行定位；所述第一箱体上设置有第一铂电阻和第二铂电阻，所述第一铂电阻穿过所述测温孔并伸入到所述加载帽内，所述第二铂电阻抵靠于所述铂电阻控温孔处。
[0006] 在一些实施例中，所述第一箱体和所述第二箱体的底面上均设置有滑槽，所述滑槽与所述轨道相配合。
[0007] 在一些实施例中，所述加载帽的侧面上开设有引线孔。
[0008] 在一些实施例中，所述阶梯盲孔内设置有多个电热管。
[0009] 在一些实施例中，所述加载帽呈喇叭口状。
[0010] 在一些实施例中，所述第二箱体上设置有微型风机。
[0011] 本申请实施例提供的航空发动机轴向力测量加温标定炉中，使用加温炉对炉腔内空气及加温件热辐射加温，底座上有与加载机下轴杆定位安装槽，操作简便准确性高，不污染环境，不偏心，环附近有2处控温点，环自身有2处温度反馈点，热冲击小，温度均匀，梯度低。
附图说明
[0012] 图1是本申请实施例提供的航空发动机轴向力测量加温标定炉的结构示意图；
[0013] 图2是本申请实施例提供的加载帽的结构示意图；
[0014] 图3是本申请实施例提供的加载底座的结构示意图。
[0015] 其中：
[0016] 10、第一箱体；11、第一铂电阻；12、第二铂电阻；20、第二箱体；21、微型风机；30、轨道；40、轴向力标定组件；41、加载帽；411、凸台；412、测温孔；413、引线孔；42、定心环；43、加载底座；431、安装套口；432、阶梯盲孔；433、电热管；434、环形定位凸起；435、铂电阻控温孔；44、材料试验机下轴杆；45、材料试验机上轴杆。
具体实施方式
[0017] 下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
[0018] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
[0019] 需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述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，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0020] 此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，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，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
[0021] 图1是本申请实施例提供的航空发动机轴向力测量加温标定炉的结构示意图，图2是本申请实施例提供的加载帽的结构示意图，图3是本申请实施例提供的加载底座的结构示意图。
[0022] 如图1所示，航空发动机轴向力测量加温标定炉包括轨道30、第一箱体10、第二箱体20及轴向力标定组件40。
[0023] 其中，第一箱体10可滑动地设置于轨道30上，第二箱体20与第一箱体10相对设置且可滑动地设置于轨道30上，轴向力标定组件40设置于第一箱体10和第二箱体20之间。
[0024] 可选地，第一箱体10和第二箱体20的底面上均设置有滑槽，滑槽与轨道30相配合，以使得第一箱体10和第二箱体20能够在轨道30上相对地运动。
[0025] 可选地，第一箱体10和第二箱体20均呈C字形或者半圆形，通过相对地滑动第一箱体10和第二箱体20，从而能够方便轴向力标定组件40的拆装。
[0026] 可选地，第二箱体20上设置有微型风机21。
[0027] 轴向力标定组件40包括加载帽41、定心环42及加载底座43，参见图3，加载底座43的底面上开设有安装套口431，用于安装材料试验机下轴杆44，在加载底座43的上表面上开设有阶梯盲孔432，阶梯盲孔432用于安装电热管433，加载底座43的上表面还设置有环形定位凸起434，在加载底座43的侧面上设置有铂电阻控温孔435。
[0028] 参见图2，加载帽41设置于环形定位凸起434处，加载帽41上表面设置有凸台411，凸台411用于连接材料试验机上轴杆45，在加载帽41的侧面上开设有测温孔412。
[0029] 可选地，加载帽41呈喇叭口状，在加载帽41的侧面上开设有引线孔413，用于引出电热管433的导线。
[0030] 继续参见图1，定心环42套设于环形定位凸起434与加载帽41的连接处，对加载帽41进行定位。
[0031] 第一箱体10上设置有第一铂电阻11和第二铂电阻12，第一铂电阻11穿过测温孔412并伸入到加载帽41内，第二铂电阻12抵靠于铂电阻控温孔435处。
[0032] 可选地，阶梯盲孔432内设置有多个电热管433。
[0033] 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，但是，本领域技术人员容易理解的是，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。
