应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置及方法，包括加载支架、发动机模拟件，模拟载荷包括螺旋桨拉力F、发动机和螺旋桨的总重力G以及螺旋桨的扭矩M，加载支架包括基座、左支架、右支架、后支架，后支架的上端设有支座一；发动机模拟件包括矩管，矩管两端分别螺纹连接有上螺杆，上螺杆的下端依次连接第一力传感器、下螺杆，下螺杆间隙配合于左支架、右支架，下螺杆上螺纹配合有加载螺母，其中，矩管左端的加载螺母位于左支架上方，矩管右端的加载螺母位于右支架下方，矩管上设发动机连接架、配重块、支座二，支座一、支座二上分别铰接有拉杆，两拉杆之间连接有长度调节机构、第二力传感器。

Engine loading device and method applied to static test of single fixed wing aircraft

The invention discloses a device and a method used in engine loading single fixed wing aircraft static test, including the simulation of loading frame, engine, propeller load simulation including tension F, engine and propeller of the total gravity G and propeller torque M, loading bracket comprises a base, a left bracket, a right bracket, upper end after the stent with a support; simulation of engine parts including rectangular pipe, rectangular pipe ends are respectively connected with the screw thread on the lower end of the screw are connected, on the first force sensor, screw, screw clearance on the left and right brackets, screw thread with the loading under the loading moment, nuts, nut tube left the upper part of the bracket is located on the left, the right end of the rectangular pipe loading nut in the right bracket, rectangular tube arranged on the engine is connected with the frame and the counterweight, bearing two, bearing First, the support two is respectively articulated with a pull rod, and the two pull rod is connected with a length adjustment mechanism and a second force sensor.

【技术实现步骤摘要】
应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置及方法
本专利技术涉及飞机静力试验
，特别是涉及应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置及方法。
技术介绍
现有技术存在的问题是：任何飞机在首飞前必须进行全机静力试验，以验证飞机的结构强度。全机静力试验必须模拟飞机在飞行过程中的各种载荷工况，其中螺旋桨及发动机产生的载荷是试验载荷的重要组成部分。目前存在的问题是，1)使用真实发动机进行飞机全机静力试验，试验成本高，风险大，2)现有试验装置加载点位置相对固定，调节不变，具有一定的局限性；3)现有的试验装置都是针对某一固定型号的发动机设计研发，针对性强，适用范围小；4)由于技术封锁，现有文件及专利中未查询到针对轻型单发固定翼飞机发动机静力试验用发动机加载装置的相关资料及文献(本专利技术主要针对发动机安装在机身前部的飞机，针对发动机安装在机翼上的发动机加载装置的专利能查询到两个：一种飞机静力试验发动机加载模拟件——技术201220087091.3，飞机机翼静力试验用发动机替代设备——专利技术专利201310607947.4，这两个专利仅涉及到发动机模拟件，未涉及到载荷加载装置)。综上，现有技术存在以下缺陷：1)使用真实发动机的全机静力试验成本高、风险大，加载载荷大小及加载位置具有局限性；2)现有的试验装置针对某一具体型号发动机而研制，仅适用于模拟这一固定型号的发动机加载，更换发动机时需要重新设计试验装置，故试验装置的适用范围较窄；3)公开文献能查到的资料只涉及到了发动机替代件，而没有涉及到具体的载荷加载装置、加载方式及加载力的调节，故现有试验装置不够完善。专利
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，提供应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置及方法，通过发动机加载装置施加发动机及螺旋桨载荷，用于飞机全机静力试验，试验成本低廉，适用范围广泛。本专利技术的目的是这样实现的：一种应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置，包括加载支架、发动机模拟件，静力试验需模拟载荷包括螺旋桨拉力F、发动机和螺旋桨的总重力G以及螺旋桨的扭矩M，所述扭矩M采用向上的拉力F1和向下的拉力F2形成力偶来模拟，所述加载支架包括基座，设于基座前端左侧的左支架，设于基座前端右侧的右支架，以及设于基座后端的后支架，所述后支架的上端设有可上下调整位置的T型支座，T型支座的上端设有可左右调整位置的支座一；所述发动机模拟件包括沿横向设置的矩管，所述矩管两端分别螺纹连接有沿竖向设置的上螺杆，所述上螺杆的下端依次连接第一力传感器、下螺杆，所述第一力传感器用于检测上螺杆、下螺杆加载力的大小，所述下螺杆间隙配合于左支架、右支架上设有的防转孔，所述下螺杆上螺纹配合有加载螺母，其中，矩管左端的加载螺母位于左支架上方，矩管右端的加载螺母位于右支架下方，所述矩管上端面的两端分别连接可以左右调整位置的前发动机连接架，所述前发动机连接架的前端向前延伸至矩管外，所述矩管的后端面的中部连接可以左右调整位置的后发动机连接架，后发动机连接架与矩管之间设有距离调整垫块，前发动机连接架、后发动机连接架用于将发动机模拟件连接到发动机连接架上；所述矩管的下端面连接可以左右调整位置的向下延伸的配重螺杆，配重螺杆上螺纹连接配重块，旋转配重块可以调整配重块沿配重螺杆轴向的位置，所述矩管的上端面中部连接可以左右调整位置的支座二，所述支座一、支座二上分别铰接有拉杆，两拉杆的相向端分别螺纹连接双头螺杆，其中，支座二上的拉杆可上下调整位置，所述两拉杆之间连接有长度调节机构、第二力传感器，所述第二力传感器用于检测两拉杆之间加载力的大小；所述螺旋桨拉力F通过长度调节机构、两拉杆模拟，所述发动机和螺旋桨的总重力G通过配重块模拟，所述向上的拉力F1通过所述矩管左端上螺杆、下螺杆、加载螺母模拟，所述向下的拉力F2通过所述矩管右端上螺杆、下螺杆、加载螺母模拟。优选的，所述长度调节机构包括双头螺杆、活结螺母，所述活结螺母包括螺母体以及设于螺母体前端的纵截面呈“工”字型的活结体，所述螺母体的后端与双头螺杆的前端螺纹连接，所述双头螺杆的后端与支座一上的拉杆螺纹连接，所述螺母体的前端设置端板，所述端板上设置滑孔，所述活结体的中部直径收缩段与滑孔间隙配合，形成活结结构，所述活结体的后端限位于螺母体前端的端板，所述活结体的前端与第二力传感器的后端法兰通过螺钉固定连接，所述第二力传感器的前端与支座二上的拉杆螺纹连接。优选的，所述支座二呈U型，支座二的两壁上分别沿竖向设有条形孔，所述支座二上的拉杆通过销轴铰接于两条形孔，使该拉杆可上下调整位置。优选的，所述T型支座通过设有的竖向孔套在后支架上，所述T型支座竖向孔孔壁上相对设有条形孔，并通过螺栓穿过条形孔、后支架形成对T型支座的定位，并可以上下调整位置。优选的，所述基座、左支架、右支架、后支架均由型钢焊接而成，所述基座的底部安装有四个可以移动和锁定的脚轮。优选的，所述矩管上固定有用于与上螺杆螺纹连接的螺母，并设置与螺母孔同轴的用于对上螺杆让位的通孔；所述左支架、右支架上端分别固定防转支座，所述防转支座上设置与防转孔同轴的通孔。优选的，所述矩管的下端面连接可以左右调整位置的配重块安装支架，所述配重螺杆固定在配重块安装支架上。优选的，所述矩管的上端面、下端面、后端面以及T型支座上端面分别固连有位置调整垫块，所述位置调整垫块上沿横向开有T型槽，用于安装T型螺栓，所述支座一、支座二、前发动机连接架、后发动机连接架以及配重块安装支架分别通过T型螺栓及螺母安装到对应的T型垫块，并可以沿横向调整位置。优选的，所述支座一、支座二的上端分别设有用于与拉杆铰接的支耳，其中，所述支座二的支耳上设有用于与拉杆销轴铰接的条形孔，使支座二的拉杆可以沿竖向调整位置。一种应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载方法，取一种应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置，方法包括以下步骤：1)在三维软件中将发动机模拟件与试验样机进行虚拟装配，在虚拟装配环境下选择合适重量的配重块，并调整其沿配重螺杆轴向的位置，调整配重螺杆沿横向的位置，选择合适厚度的距离调整垫块，使发动机模拟件的重量及重心位置与真实发动机重量及重心位置一致，确定重心重量调整参数：配重块的重量及纵向位置、配重螺杆的横向位置、距离调整垫块的厚度；根据发动机和螺旋桨的相对位置，确定拉力线作用点和作用方向调整参数：支座一和支座二的横向位置、T型支座及支座二上拉杆的竖直位置；2)根据上一步得出的各调整参数，调整发动机模拟件实物上各零部件的相对位置，调整到位后便使得发动机模拟件的重量及重心位置、螺旋桨拉力线作用位置和作用方向与真实发动机的重量重心位置、螺旋桨拉力线作用位置和作用方向一致，进而模拟了发动机和螺旋桨的重力G；3)将发动机模拟件通过前发动机连接架、后发动机连接架安装到试验样机的发动机连接架上；调节长度调节机构以及各加载螺母，使得各力传感器的读数为零；4)调节长度调节机构以及各加载螺母，模拟螺旋桨拉力F以及螺旋桨的扭矩M。由于采用了上述技术方案，本专利技术具有如下有益效果：1)在满足试验要求的前提下，降低了试验成本及试验风险；2)本专利技术涉及的试验装置中的发动机模拟件重量重心位置、拉力线位置及方向均可调，因此本专利技术可以用于模拟不同型号的发动机载本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置，其特征在于，包括加载支架、发动机模拟件，静力试验需模拟载荷包括螺旋桨拉力F、发动机和螺旋桨的总重力G以及螺旋桨的扭矩M，所述扭矩M采用向上的拉力F1和向下的拉力F2形成力偶来模拟，所述加载支架包括基座，设于基座前端左侧的左支架，设于基座前端右侧的右支架，以及设于基座后端的后支架，所述后支架的上端设有可上下调整位置的T型支座，T型支座的上端设有可左右调整位置的支座一；所述发动机模拟件包括沿横向设置的矩管，所述矩管两端分别螺纹连接有沿竖向设置的上螺杆，所述上螺杆的下端依次连接第一力传感器、下螺杆，所述第一力传感器用于检测上螺杆、下螺杆加载力的大小，所述下螺杆间隙配合于左支架、右支架上设有的防转孔，所述下螺杆上螺纹配合有加载螺母，其中，矩管左端的加载螺母位于左支架上方，矩管右端的加载螺母位于右支架下方，所述矩管上端面的两端分别连接可以左右调整位置的前发动机连接架，所述前发动机连接架的前端向前延伸至矩管外，所述矩管的后端面的中部连接可以左右调整位置的后发动机连接架，后发动机连接架与矩管之间设有距离调整垫块，前发动机连接架、后发动机连接架用于将发动机模拟件连接到发动机连接架上；所述矩管的下端面连接可以左右调整位置的向下延伸的配重螺杆，配重螺杆上螺纹连接配重块，旋转配重块可以调整配重块沿配重螺杆轴向的位置，所述矩管的上端面中部连接可以左右调整位置的支座二，所述支座一、支座二上分别铰接有拉杆，两拉杆的相向端分别螺纹连接双头螺杆，其中，支座二上的拉杆可上下调整位置，所述两拉杆之间连接有长度调节机构、第二力传感器，所述第二力传感器用于检测两拉杆之间加载力的大小；所述螺旋桨拉力F通过长度调节机构、两拉杆模拟，所述发动机和螺旋桨的总重力G通过配重块模拟，所述向上的拉力F1通过所述矩管左端上螺杆、下螺杆、加载螺母模拟，所述向下的拉力F2通过所述矩管右端上螺杆、下螺杆、加载螺母模拟。...

【技术特征摘要】
1.一种应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置，其特征在于，包括加载支架、发动机模拟件，静力试验需模拟载荷包括螺旋桨拉力F、发动机和螺旋桨的总重力G以及螺旋桨的扭矩M，所述扭矩M采用向上的拉力F1和向下的拉力F2形成力偶来模拟，所述加载支架包括基座，设于基座前端左侧的左支架，设于基座前端右侧的右支架，以及设于基座后端的后支架，所述后支架的上端设有可上下调整位置的T型支座，T型支座的上端设有可左右调整位置的支座一；所述发动机模拟件包括沿横向设置的矩管，所述矩管两端分别螺纹连接有沿竖向设置的上螺杆，所述上螺杆的下端依次连接第一力传感器、下螺杆，所述第一力传感器用于检测上螺杆、下螺杆加载力的大小，所述下螺杆间隙配合于左支架、右支架上设有的防转孔，所述下螺杆上螺纹配合有加载螺母，其中，矩管左端的加载螺母位于左支架上方，矩管右端的加载螺母位于右支架下方，所述矩管上端面的两端分别连接可以左右调整位置的前发动机连接架，所述前发动机连接架的前端向前延伸至矩管外，所述矩管的后端面的中部连接可以左右调整位置的后发动机连接架，后发动机连接架与矩管之间设有距离调整垫块，前发动机连接架、后发动机连接架用于将发动机模拟件连接到发动机连接架上；所述矩管的下端面连接可以左右调整位置的向下延伸的配重螺杆，配重螺杆上螺纹连接配重块，旋转配重块可以调整配重块沿配重螺杆轴向的位置，所述矩管的上端面中部连接可以左右调整位置的支座二，所述支座一、支座二上分别铰接有拉杆，两拉杆的相向端分别螺纹连接双头螺杆，其中，支座二上的拉杆可上下调整位置，所述两拉杆之间连接有长度调节机构、第二力传感器，所述第二力传感器用于检测两拉杆之间加载力的大小；所述螺旋桨拉力F通过长度调节机构、两拉杆模拟，所述发动机和螺旋桨的总重力G通过配重块模拟，所述向上的拉力F1通过所述矩管左端上螺杆、下螺杆、加载螺母模拟，所述向下的拉力F2通过所述矩管右端上螺杆、下螺杆、加载螺母模拟。2.根据权利要求1所述的一种应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置，其特征在于，所述长度调节机构包括双头螺杆、活结螺母，所述活结螺母包括螺母体以及设于螺母体前端的纵截面呈“工”字型的活结体，所述螺母体的后端与双头螺杆的前端螺纹连接，所述双头螺杆的后端与支座一上的拉杆螺纹连接，所述螺母体的前端设置端板，所述端板上设置滑孔，所述活结体的中部直径收缩段与滑孔间隙配合，形成活结结构，所述活结体的后端限位于螺母体前端的端板，所述活结体的前端与第二力传感器的后端法兰通过螺钉固定连接，所述第二力传感器的前端与支座二上的拉杆螺纹连接。3.根据权利要求1所述的一种应用于单发固定翼飞机静力试验的发动机加载装置，其特征在于，所述支座二呈U型，支座二的两壁上分别沿竖向设有条形孔，所述支座二上的拉杆通过销轴铰接于两条形孔，使该拉杆可上下调整位置。4.根据权利要求1所述的一种应用于单发固定翼飞机静力试验的发...

【专利技术属性】
技术研发人员：胥良，陈果，曾辉，贾登，余建波，刘小菲，罗友，胡翰杰，曾宪君，张近，黄圣璎，董波，
申请(专利权)人：重庆通用航空产业集团有限公司，
类型：发明
国别省市：重庆,50