一种航空发动机棘爪冲击强度试验装置技术领域
本发明属于航空发动机及燃气轮机试验领域，尤其涉及一种航空发动机棘爪冲击
强度试验装置。
背景技术
航空发动机及燃气轮机的启动是通过电机轴和棘轮作用至棘爪，当达到一定转速
后，棘爪脱开。正常工作时是三个棘爪同时受力、同时脱开，通过计算其强度储备是足够的，
但因为生产、装配以及其它的因素，会产生单爪或双爪受力的状况，而此时强度储备就可能
不足，尤其是抵抗高转速下的抗冲击强度不足可能是其发生事故的主要原因。目前，该结构
仅有其原材料的冲击韧性指标，没有测量整个部件冲击强度的有效手段。
棘爪工况特点为：受力偏心、速度快，对控制精度要求高。常规的材料冲击试验机
仅能测试势能损失，此方法只适用于规则形状的标准试样，且不能监控冲击过程中的速度
变化、试验过程，对于非标、异型试样及零部件没有有效的测量手段。
发明内容
本发明的目的是提供一种航空发动机棘爪冲击强度试验装置，用于解决目前的无
法进行异形棘爪加载试验的问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种航空发动机棘爪冲击强度试验
装置，包括冲击试验机、冲击锤头、棘爪固定座、连接销钉和加速度传感器；所述冲击试验机
具有底座与锤头座，冲击锤头固定于所述锤头座上，棘爪通过连接销钉固定于棘爪固定座
上且所述棘爪固定座固定于所述底座，所述加速度传感器固定于试验装置上，用于监控冲
击过程的速度变化。
进一步地，所述连接销钉的材料与棘爪的材料相同。
进一步地，所述棘爪固定座为偏心加载结构，所述偏心加载结构指的是将棘爪受
力端裸露出来，并确保棘爪的受力形式。
进一步地，所述加速度传感器数量为两个，分别设于冲击锤头和棘爪固定座承受
冲击的正后方。
进一步地，所述冲击锤头为长条型。
进一步地，还包括高速摄影系统，所述高速摄影系统用于监控棘爪的位移试验过
程。
本发明的航空发动机棘爪冲击强度试验装置可完成发动机棘爪冲击强度试验，可
在精确的测量其冲击强度及断裂过程，而且本发明的航空发动机棘爪冲击强度试验装置经
替换部分连接部件可适用于多种偏心加载的冲击强度试验，具有结构简单、成本低、使用广
泛等优点。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施
例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为本发明一实施例的航空发动机棘爪冲击强度试验装置示意图。
图2为本发明一实施例的I部位(棘爪固定座)放大示意图。
图3为本发明一实施例的棘爪冲击强度受力示意图。
图4为本发明一实施例的棘爪冲击强度试验原理图。
其中,1-冲击试验机，2-冲击锤头，3-棘爪固定座，4-连接销钉，5-加速度传感器，
6-高速摄影系统，7-棘爪。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中
的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类
似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明
一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用
于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人
员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下
面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、
“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所
示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装
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发明保护
范围的限制。
如图1至图3所示，本发明的航空发动机棘爪冲击强度试验装置，其包括冲击试验
机1、冲击锤头2、棘爪固定座3、连接销钉4和加速度传感器5；冲击试验机1具有底座与锤头
座，冲击锤头2固定于锤头座上，本实施例中，冲击锤头2为长条型。棘爪7通过连接销钉4固
定于棘爪固定座3上且棘爪固定座3通过楔形装置固定在冲击试验机1的底座上，该楔形装
置要确保冲击锤头2自由下落时能够撞击到棘爪7的头部而不碰撞棘爪固定座3。加速度传
感器5固定于试验装置上，用于监控冲击过程的速度变化。
需要说明的是，本发明中所采用的连接销钉4的材料与棘爪7的材料要相同，若使
用不同的材料在冲击过程中可能会影响到棘爪7，如使用强度比棘爪7大的材料在冲击过程
中可能会破坏棘爪7，若使用强度比棘爪7小的材料在冲击过程中可能棘爪7所受的力还没
到达极限，而连接销钉4已坏，导致试验不准确。
需要说明的是，本发明中的棘爪固定座3为偏心加载结构，偏心加载结构指的是将
棘爪7受力端裸露出来，并确保棘爪7的受力形式如图3所示。
需要说明的是，在本实施例中加速度传感器5数量为两个，分别设于冲击锤头2和
棘爪固定座3承受冲击的正后方，目的为了使实验过程中加速度传感器不至于影响到冲击
锤头2及锤头座等装置。
另外，本发明的航空发动机棘爪冲击强度试验装置还包括高速摄影系统6，高速摄
影系统6用于监控棘爪7的位移试验过程。
具体的，本发明的航空发动机棘爪冲击强度试验装置工作过程如下：
1、试验件(即棘爪7)安装：
首先将冲击锤头2安装在冲击试验机1的锤头座上，然后将棘爪7通过连接销钉4安
装在棘爪固定座3(如图2所示)上，调整棘爪固定座3的位置，使冲击锤头2自由下落时能够
撞击到棘爪7的头部而不碰撞棘爪固定装置，将冲击锤头2调整到图2状态
2、安装并开启监控：
在冲击锤头2的背部和棘爪固定座3上安装加速度传感器5，加速度传感器5用来监
控冲击过程中的速度变化；在距离棘爪1.5m左右的距离放置高速摄像系统6，用来监控棘爪
的试验过程；之后，将加速度传感器5、高速摄像系统6均开启。
3、试验：
将冲击试验机1上的表盘指针放置在300J位置(根据试验要求可适当调整)，按下
试验开启按钮，冲击完成后快速按下停止按钮，以防止冲击锤头2回摆破坏棘爪7的断口，同
时停止高速摄像系统6、加速度传感器5的测量系统，读取冲击功及记录下来的图片和速度。
4、计算：
如图4所示，v1为摆锤的初始速度，v2为摆锤冲击后位置，之间的为棘爪7及棘爪固
定座3，通过摆锤重量与仰角计算到达棘爪7处的线速度与冲击能损失，从而计算出棘爪的
冲击强度(m(v2-v1)＝Ft)。
本发明的航空发动机棘爪冲击强度试验装置可完成发动机棘爪冲击强度试验，可
在精确的测量其冲击强度及断裂过程，而且本发明的航空发动机棘爪冲击强度试验装置经
替换部分连接部件可适用于多种偏心加载的冲击强度试验，具有结构简单、成本低、使用广
泛等优点。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，
任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，
都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范
围为准。