【技术实现步骤摘要】
本技术涉及航空发动机测试，尤其涉及一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置。
技术介绍
1、发动机试验与测试技术是推进技术的重要组成部分，推力矢量偏心则是发动机试验与测试中的重要参数。要研究发动机推力矢量偏心需要做大量反复的试验，这些试验若都放在飞行试验中进行是不可能的。因此需要进行发动机地面试车试验，发动机地面试车试验是指在发动机试车台上对发动机进行试验以获得数据。现有技术中，将飞机发动机进气道放置于试车台动架后，需要将其与试车台架进一步固定，且多数是通过天车吊起飞机发动机进气道然后缓慢放到动架上。该操作需要借助地面上的配合，将飞机发放机转动到与动架相互平行的正上方，再缓慢放下，然后通过的固定部件将飞机发动机固定在动架上。该安装过程存在较大的安装误差，操作复杂。
技术实现思路
1、鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种可以多角度调节且便于安装的可调节式飞机发动机进气道的固定装置。
2、本技术提供的一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置，包括：
3、第一进气道支架，所述第一进气道支架沿其宽度方向对称设置；
4、进气道耳座，水平的设置于所述第一进气道支架的一侧，位于对称设置的所述第一进气道支架之间，用于夹持固定进气道；
5、第二进气道支架，设置于所述第一进气道支架的正下方，且与所述第一进气道支架平行；
6、第三进气道支架，设置于所述第二进气道支架的正下方，且与所述第一进气道支架平行；所述第二进气道支架可沿所述第三进气道支
7、纵向调节组件，竖直的设置于所述第一进气道支架和第二进气道支架之间，位于所述进气道耳座一端的下方，用于调节所述第一进气道支架和第二进气道支架之间的距离；
8、水平径向调节组件，水平的设置于所述第二进气道支架的外侧，位于所述进气道耳座一端的下方，用于带动所述第二进气道支架、纵向调节组件以及第一进气道支架沿所述第三进气道支架的宽度方向移动。
9、可选的，所述纵向调节组件包括第一导向柱，所述第一导向柱一端螺纹连接第一连接座，另一端螺纹连接第二连接座，所述第一连接座的螺纹方向与所述第二连接座的螺纹方向相反。
10、所述第一连接座与所述第一进气道支架固定连接；所述第二连接座与所述第一进气道支架固定连接。
11、进一步的，所述第一导向柱上位于所述第一连接座和第二连接座之间设有外六角结构，所述外六角结构与第一连接座之间设有第一螺母；所述外六角结构与第二连接座之间设有第二螺母。
12、可选的，所述水平径向调节组件包括第二导向柱和与所述第二进气道支架固定连接的第三螺母，所述第二导向柱的一端螺纹连接所述第三螺母，另一端设有限位组件，用于限制所述第二导向柱沿轴向移动。
13、进一步的，所述限位组件包括限位环，所述限位环与所述第二进气道支架固定，其内部沿周向设有凹槽，所述第二导向柱对应所述凹槽设有凸台。
14、进一步的，所述导向柱的一端、位于所述限位环的外侧设置有压环。
15、可选的，所述第二进气道支架沿宽度方向设置有长孔，所述长孔用于第二进气道支架和第三进气道支架之间的螺栓连接，同时调节所述第二进气道支架与进气道之间的距离。
16、可选的，所述滑动部包括与导轨对应的滚轮。
17、相对于现有技术而言，本技术的有益效果是：
18、本技术的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，包括：第一进气道支架、进气道耳座、第二进气道支架、第三进气道支架、滑动部、纵向调节组件、水平径向调节组件，将进气道耳座一端通过螺栓固定在进气道外侧壁上，另一端配合设有夹持板，夹持板用于夹持进气道耳座。一方面，通过调节水平径向调节组件，可以带动第二进气道支架、纵向调节组件以及第一进气道支架沿第三进气道支架的宽度方向靠近或远离进气道侧壁；另一方面通过纵向调节组件可调节第一进气道支架和第二进气道支架之间的间距；上述两个方向调节完毕后，通过螺栓将夹住板与第一进气道支架固定连接，同时通过螺栓将第二进气道支架和第三进气道支架固定连接。最后，通过第三进气道支架底部设置的滑动部，将安装好的整体沿进气道轴向方向推向飞机发动机试车台架。该装置通过多角度调节机构增加了安装的便捷性和准确性。
19、应当理解，
技术实现思路
部分中所描述的内容并非旨在限定本技术的实施例的关键或重要特征，亦非用于限制本技术的范围。本技术的其它特征将通过以下的描述变得容易理解。
【技术保护点】
1.一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述纵向调节组件(6)包括第一导向柱(61)，所述第一导向柱(61)一端螺纹连接第一连接座(62)，另一端螺纹连接第二连接座(63)，所述第一连接座(62)的螺纹方向与所述第二连接座(63)的螺纹方向相反；
3.根据权利要求2所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述第一导向柱(61)上位于所述第一连接座(62)和第二连接座(63)之间设有外六角结构(64)，所述外六角结构(64)与第一连接座(62)之间设有第一螺母(65)；所述外六角结构(64)与第二连接座(63)之间设有第二螺母(66)。
4.根据权利要求1所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述水平径向调节组件(7)包括第二导向柱(71)和与所述第二进气道支架(3)固定连接的第三螺母(72)，所述第二导向柱(71)的一端螺纹连接所述第三螺母(72)，另一端设有限位组件(73)，用于限制所述第二导向柱(71)沿轴向移动。<...
【技术特征摘要】
1.一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述纵向调节组件(6)包括第一导向柱(61)，所述第一导向柱(61)一端螺纹连接第一连接座(62)，另一端螺纹连接第二连接座(63)，所述第一连接座(62)的螺纹方向与所述第二连接座(63)的螺纹方向相反；
3.根据权利要求2所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述第一导向柱(61)上位于所述第一连接座(62)和第二连接座(63)之间设有外六角结构(64)，所述外六角结构(64)与第一连接座(62)之间设有第一螺母(65)；所述外六角结构(64)与第二连接座(63)之间设有第二螺母(66)。
4.根据权利要求1所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述水平径向调节组件(7)包括第二导向柱(71)和与所述第二进气道支架(3)固定连接的第三螺母(72)，所述第二导向柱(71)的一...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘俊杰，荆智，
申请(专利权)人：北京航飞科技开发研究所，
类型：新型
国别省市：
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