一种飞机发动机架疲劳试验的加载方法及加载装置制造方法及图纸

一种飞机发动机架疲劳试验加载方法及加载装置，在加载装置的桁架结构上设有多个吊点，分别模拟飞机发动机与发动机架的连接；在加载装置的桁架结构上设有航向加载支座、垂向加载支座和侧向加载支座，向加载装置施加航向载荷和垂向弯矩、垂向载荷和侧向弯矩、侧向载荷和航向弯矩，该加载装置满足发动机真实的重心位置，模拟发动机与发动机架真实的连接关系，更加准确的模拟发动机架在飞机飞行过程中的受载情况，有效提高了试验结果的可靠性和真实性。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机发动机架疲劳试验的加载方法及加载装置
本专利涉及飞机设计领域，进一步涉及发动机架疲劳试验技术，具体公开了一种飞机发动机架疲劳试验加载方法及加载装置。
技术介绍
飞机飞行通过发动机提供动力，发动机通过发动机架与飞机连接。发动机架是飞机重要的承力构件，在使用过程中承受着复杂的载荷。发动机架一般采用超高强度钢，这种材料缺口敏感性高，裂纹检出率低，裂纹扩展速率快，为了保证飞机安全性与可靠性，发现发动机架的疲劳薄弱环节和早期可能开裂的部位，需进行发动机架疲劳试验，因此需要设计发动机架疲劳试验加载装置。飞机在起飞、爬升、平飞、下滑、着陆滑行期间，由于发动机推力的变化及空中振动环境的变化，发动机架会承受航向载荷、垂向载荷、侧向载荷、航向弯矩、垂向弯矩和侧向弯矩。目前广泛使用的发动机架疲劳试验装置多为一体化刚性方盒，重心与发动机重心不一致，由于发动机实际重量较大，重心位置的变化会对载荷产生影响，根据疲劳强度理论，载荷偏离15％，疲劳寿命会偏离1倍，广泛使用的发动机架疲劳试验装置疲劳试验时施加航向载荷、垂向载荷和侧向载荷的集中力，仅考虑航向载荷、垂向载荷和侧向载荷主要力素，忽略航向弯矩、垂向弯矩和侧向弯矩次要力素，疲劳试验加载载荷不全面。
技术实现思路
为了克服现有技术的不足和满足飞机研发的需求，本申请的目的在于提供一种飞机发动机架疲劳试验的加载方法及加载装置。一种飞机发动机架疲劳试验的加载方法，其特征在于包含以下内容：1)有一个加载装置，该加载装置的本体是一个桁架结构，加载装置的重心与发动机的重心一致，加载装置与发动机架连接方式模拟飞机发动机与发动机架的连接方式；2)在加载装置的桁架结构上设有多个吊点，分别模拟飞机发动机与发动机架的连接；3)在加载装置的桁架结构上设有多个航向加载支座、多个垂向加载支座和侧向加载支座，通过航向加载支座向加载装置施加航向载荷和垂向弯矩，通过垂向加载支座向加载装置施加垂向载荷和侧向弯矩，通过侧向加载支座向加载装置施加侧向载荷和航向弯矩，分别用于模拟发动机架在飞机飞行过程中的受载情况。本申请还提供一种飞机发动机架疲劳试验的加载装置，其特征在于，该加载装置的本体是一个桁架结构，加载装置的重心与发动机的重心一致，加载装置与发动机架连接方式模拟飞机发动机与发动机架的连接方式，所述加载装置的桁架结构含有上主梁和下主梁，上主梁和下主梁之间通过前纵梁、中纵梁和后纵梁连接，在下主梁的中部有一个垂直于下主梁和中纵梁的横向下中梁，下中梁的中心和中纵梁的轴心与加载装置的重心同轴，在上主梁和下主梁前端，前纵梁的两侧，通过四个支撑梁形成一个菱形的前部支撑架，在上主梁中部，中纵梁的两侧，分别有一个支撑梁与下中梁的两端连接形成一个三角形的中部支撑架，下中梁的两端分别与下主梁前端和下主梁后端有斜梁连接，前部支撑架与中部支撑架之间分别有斜梁连接；在前部支撑架的中心顶部设有加载装置的前吊点，在前部支撑架两侧端顶部分别设有一个加载装置的侧吊点，在上主梁后端，后纵梁顶部设有加载装置的后吊点；在前部支撑架上，下主梁的前端设有一个航向加载支座，在中部支撑架上，下中梁的两侧端头前侧分别设有一个航向加载支座；在下主梁中部下端沿下主梁轴线，设有三个垂向加载支座，其中中间的垂向加载支座与中纵梁和加载装置的重心同轴；在中部支撑架一侧，下中梁端头外侧设有一个侧向加载支座。进行飞机发动机架疲劳试验时，首先将发动机架固定好，之后通过加载装置的前吊点、后吊点和侧吊点与发动机架上的发动机安装接口连接。再通过加载作动筒分别向加载装置的侧向加载支座、航向加载支座和垂向加载支座施加航向载荷和垂向弯矩、垂向载荷和侧向弯矩、侧向载荷和航向弯矩，通过组合使用多个加载作动筒，控制载荷大小以模拟发动机架的多种受力情况。本申请的有益效果是：1)试验加载装置与发动机架的连接采用发动机与发动机架相同的连接方式，疲劳试验约束条件与飞机真实约束条件相同；2)试验加载装置的重心与发动机重心一致，避免了发动机重心变化对疲劳试验载荷的影响，使得试验效果更加真实；3)试验加载装置能够施加航向、垂向、侧向的载荷和弯矩，可以模拟简单和复杂的受力情况，保证试验效果更加全面。以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述。附图说明图1是飞机发动机架疲劳试验加载装置的侧视结构示意图。图2是飞机发动机架疲劳试验加载装置的左视结构示意图。图3是飞机发动机架疲劳试验加载装置的俯视结构示意图。图中编号说明：1上主梁、2下主梁、3前纵梁、4中纵梁、5后纵梁、6下中梁、7支撑梁、8斜梁、9前吊点、10后吊点、11侧吊点、12航向加载支座、13侧向加载支座、14垂向加载支座。具体实施方式参见附图，本申请的飞机发动机架疲劳试验用的加载装置，与飞机的发动机架连接，用于模拟飞机发动机对发动机架的疲劳载荷，该加载装置的本体是一个桁架结构，加载装置的重心与发动机的重心一致，加载装置与发动机架连接方式模拟飞机发动机与发动机架的连接方式，所述加载装置的桁架结构含有上主梁1和下主梁2，上主梁1和下主梁2相互平行，上主梁1和下主梁2之间通过前纵梁3、中纵梁4和后纵梁5连接，在下主梁2的中部有一个垂直于下主梁2和中纵梁4的横向下中梁6，下中梁6的中心和中纵梁4的轴心与加载装置的重心同轴。在上主梁1和下主梁2前端，前纵梁3的两侧，通过四个支撑梁7形成一个菱形的前部支撑架，在上主梁1中部，中纵梁4的两侧，分别有一个支撑梁7与下中梁6的两端连接形成一个三角形的中部支撑架，前部支撑架和中部支撑架垂直于上主梁1和下主梁2，下中梁6的两端分别与下主梁2前端和下主梁2后端有斜梁8连接，前部支撑架与中部支撑架之间分别有斜梁8连接；在前部支撑架上，前纵梁3的顶端设有加载装置的前吊点9，在前部支撑架两侧支撑梁的顶端部分分别设有一个加载装置的侧吊点11，在上主梁1后端，后纵梁5顶部设有加载装置的后吊点10，前吊点9、后吊点10和两个侧吊点11分别模拟飞机发动机与发动机架的连接。在前部支撑架上，下主梁2的前端设有一个航向加载支座12，在中部支撑架上，下中梁6的两侧端头前侧分别设有一个航向加载支座12；通过上述的三个航向加载支座12向加载装置施加航向载荷和垂向弯矩。在下主梁2中部下端沿下主梁轴线，设有三个垂向加载支座14，其中中间的垂向加载支座14与中纵梁4和加载装置的重心同轴；通过该三个垂向加载支座14向加载装置施加垂向载荷和侧向弯矩。在中部支撑架一侧，下中梁6端头外侧设有一个侧向加载支座13，通过该侧向加载支座向加载装置施加侧向载荷和航向弯矩。加载装置所受的航向载荷和垂向弯矩、施加垂向载荷和侧向弯矩以及侧向载荷和航向弯矩，充分模拟发动机架在飞机飞行过程中的受载情况，保证发动机架承受的载荷与实际情况一致，提高了试验结果的可靠性和真实性。实施中，上主梁由两根槽钢相对焊接而成，槽钢后部开有矩形缺口，上主梁前端部焊接前堵板，下主梁位于上主梁正下方，并通过前纵梁、中纵梁、后纵梁分别于上主梁的前部、中部和后部焊接在一起；前部支撑架的支撑梁为四根本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机发动机架疲劳试验的加载方法，其特征在于包含以下内容：1)有一个加载装置，该加载装置的本体是一个桁架结构，加载装置的重心与发动机的重心一致，加载装置与发动机架连接方式模拟飞机发动机与发动机架的连接方式；2)在加载装置的桁架结构上设有多个吊点，分别模拟飞机发动机与发动机架的连接；3)在加载装置的桁架结构上设有多个航向加载支座、多个垂向加载支座和侧向加载支座，通过航向加载支座向加载装置施加航向载荷和垂向弯矩，通过垂向加载支座向加载装置施加垂向载荷和侧向弯矩，通过侧向加载支座向加载装置施加侧向载荷和航向弯矩，分别用于模拟发动机架在飞机飞行过程中的受载情况。/n

【技术特征摘要】
1.一种飞机发动机架疲劳试验的加载方法，其特征在于包含以下内容：1)有一个加载装置，该加载装置的本体是一个桁架结构，加载装置的重心与发动机的重心一致，加载装置与发动机架连接方式模拟飞机发动机与发动机架的连接方式；2)在加载装置的桁架结构上设有多个吊点，分别模拟飞机发动机与发动机架的连接；3)在加载装置的桁架结构上设有多个航向加载支座、多个垂向加载支座和侧向加载支座，通过航向加载支座向加载装置施加航向载荷和垂向弯矩，通过垂向加载支座向加载装置施加垂向载荷和侧向弯矩，通过侧向加载支座向加载装置施加侧向载荷和航向弯矩，分别用于模拟发动机架在飞机飞行过程中的受载情况。


2.如权利要求1所述的飞机发动机架疲劳试验的加载方法，其特征在于所述的加载装置的桁架结构含有上主梁和下主梁，上主梁和下主梁之间通过前纵梁、中纵梁和后纵梁连接，在下主梁的中部有一个垂直于下主梁和中纵梁的横向下中梁，下中梁的中心和中纵梁的轴心与加载装置的重心同轴，在上主梁和下主梁前端，前纵梁的两侧，通过四个支撑梁形成一个菱形的前部支撑架，在上主梁中部，中纵梁的两侧，分别有一个支撑梁与下中梁的两端连接形成一个三角形的中部支撑架，下中梁的两端分别与下主梁前端和下主梁后端有斜梁连接，前部支撑架与中部支撑架之间分别有斜梁连接。


3.如权利要求1或2所述的飞机发动机架疲劳试验的加载方法，其特征在于，在前部支撑架的中心顶部设有加载装置的前吊点，在前部支撑架两侧端顶部分别设有一个加载装置的侧吊点，在上主梁后端，后纵梁顶部设有加载装置的后吊点。


4.如权利要求1或2所述的飞机发动机架疲劳试验的加载方法，其特征在于，在前部支撑架上，下主梁的前端设有一个航向加载...

【专利技术属性】
技术研发人员：霍文辉，付友波，孟要伟，
申请(专利权)人：西安飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：陕西;61