CN112945533B - 一种航空发动机零部件的组合加载装置及方法 - Google Patents

一种航空发动机零部件的组合加载装置及方法 Download PDF

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CN112945533B CN202110165457.8A CN202110165457A CN112945533B CN 112945533 B CN112945533 B CN 112945533B CN 202110165457 A CN202110165457 A CN 202110165457A CN 112945533 B CN112945533 B CN 112945533B
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Abstract

本申请属于航空发动机载荷试验领域，特别涉及一种航空发动机零部件的组合加载装置及方法。组合加载装置包括：试验件、加载件以及加载机构。加载件呈长方体形，所述加载件具有四个长方形加载面以及两个相对的正方形加载面，所述加载件通过一个所述正方形加载面与所述试验件连接，四个所述长方形加载面以及另一个所述正方形加载面上均设置有加载点；所述加载机构与所述加载件的加载点连接。本申请采用了三维长方体的主体结构，并在其四个侧面设计了加载点，具有六种载荷单独加载及某些载荷组合加载的功能，具有更高的多路试验载荷组合加载功能；可以在三维长方体的高度方向上多平面施加载荷，避免了试验平台狭小的情况，便于试验载荷的加载。

Description

一种航空发动机零部件的组合加载装置及方法
技术领域
本申请属于航空发动机载荷试验领域，特别涉及一种航空发动机零部件的组合加载装置及方法。
背景技术
飞机发动机安装在飞机上随着飞机起飞、着陆、弹射起飞或机动飞行的过程中，某些发动机的零部件局部区域会在同一时间承受多种载荷作用，如风扇机匣前安装边传入的进气机匣气体轴向力和三个方向的惯性力及力矩、发动机与飞机相连的吊挂节点承受的集中惯性力及力矩、发动机轴结构工作过程中承受的各种扭矩和动静态载荷等，为了验证其承载能力，需要对这些发动机零部件在同一时间承受多种载荷作用的受力状态进行静强度考核试验。对于发动机零部件的某一区域或某一截面，其所受载荷可按照坐标系合并为三个方向的拉压载荷和三个方向的扭矩，在进行静强度考核试验时，需要对试验件的相应区域进行最多六种载荷的组合加载。因此，在对发动机零部件进行静强度试验时，需要设计专门的与试验件相连的组合加载装置，从而可以使零部件按实际受力状态进行加载，以考核其静强度。
在对发动机零部件的某一区域或某一截面进行多种载荷加载时，现有试验装置多为平板结构或直杆结构，试验装置仅能进行某种或某两种载荷的施加，载荷组合加载功能较低；当试验件需要进行多种载荷考核试验时，常常需要安装多套试验装置，造成一些载荷的施加较为困难，也容易导致试验平台空间变得狭小，影响试验载荷的加载；现有试验装置结构单一，试验件尺寸改变时则无法使用，需要重新设计加工一整套新的试验装置，造成较高的试验成本。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机零部件的组合加载装置及方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
本申请第一个方面提供了一种航空发动机零部件的组合加载装置，包括：
试验件；
加载件，呈长方体形，所述加载件具有四个长方形加载面以及两个相对的正方形加载面，所述加载件通过一个所述正方形加载面与所述试验件连接，四个所述长方形加载面以及另一个所述正方形加载面上均设置有加载点；
加载机构，所述加载机构与所述加载件的加载点连接。
可选地，所述加载件的一个所述正方形加载面设置有连接板，所述连接板上开设有安装孔，所述加载件配合螺栓组件与所述试验件连接。
可选地，还包括转接段，所述转接段设置在所述加载件与所述试验件之间。
可选地，所述加载件的加载点开设有螺纹孔，所述加载机构与对应的加载点螺纹连接。
可选地，
所述加载点在所述长方形加载面上等间距设置有多排，每排设置有多个；
所述加载点在所述正方形加载面的中心设置有一个。
可选地，所述加载点在所述长方形加载面上等间距设置有5排，每排设置有3个。
本申请的第二个方面提供了一种航空发动机零部件的组合加载方法，基于如上所述的航空发动机零部件的组合加载装置，包括：
以试验件承受载荷的中心点为原点建立三维坐标系，加载件的四个长方形加载面分别为A面、B面、C面以及D面，正方形加载面为E面，其中，A面的法线为z轴正向，B面的法线为y轴正向、C面的法线为z轴负向、D面的法线为y轴负向，E面的法线为x轴正向；
A面、B面、C面以及D面上均等间距设置有5排加载点，每排设置有3个，各个加载点在x轴方向间距为L1，在y轴方向或z轴方向间距为L2，且第一排加载点与坐标原点的x轴方向距离为L1；
试验件在原点承受的三个方向的拉压载荷Fx、Fy、Fz，以及三个方向的扭转载荷Mx、My、Mz，分别通过加载机构进行施加。
可选地，所述试验件在原点承受的三个方向的拉压载荷Fx、Fy、Fz，以及三个方向的扭转载荷Mx、My、Mz，分别通过加载机构进行施加具体包括：
x方向拉压载荷Fx：通过加载机构连接E面上的加载点，加载机构拉力FE1＝Fx；
y方向拉压载荷Fy：通过加载机构在B面和D面施加载荷，以抵消因力矩产生的额外扭矩，令FB1-2＝2Fy，令FD2-2＝Fy，则拉压载荷F合＝FB1-2-FD2-2＝Fy，扭转载荷M合＝2Fy×L1-Fy×2L1＝0，完成Fy的施加，其中，FB1-2表示在B面的第一排第二个加载点施加的载荷，FD2-2表示在B面的第二排第二个加载点施加的载荷；
z方向拉压载荷Fz：通过加载机构在A面和C面施加载荷，以抵消因力矩产生的额外扭矩，令FA1-2＝2Fz，令FC2-2＝Fz，则拉压载荷F合＝FA1-2-FC2-2＝Fz，扭转载荷M合＝2Fz×L1-Fz×2L1＝0，完成Fz的施加，其中，FA1-2表示在A面的第一排第二个加载点施加的载荷，FC2-2表示在C面的第二排第二个加载点施加的载荷；
x方向扭转载荷Mx：通过加载机构在A面和C面施加载荷，令
Figure GDA0003952255640000031
令
Figure GDA0003952255640000032
则拉压载荷F合＝FA2-1-FC2-1＝0，扭转载荷M合＝FA2-1×L2+FC2-1×L2＝Mx，完成Mx的施加，其中，FA2-1表示在A面的第二排第一个加载点施加的载荷，FC2-1表示在C面的第二排第一个加载点施加的载荷；
或者，通过加载机构在B面和D面施加载荷，令
Figure GDA0003952255640000033
令
Figure GDA0003952255640000034
则拉压载荷F合＝FB2-1-FD2-1＝0，扭转载荷M合＝FB2-1×L2+FD2-1×L2＝Mx，完成Mx的施加，其中，FB2-1表示在B面的第二排第一个加载点施加的载荷，FD2-1表示在D面的第二排第一个加载点施加的载荷；
y方向扭转载荷My：通过加载机构在A面和C面施加载荷，令
Figure GDA0003952255640000035
令
Figure GDA0003952255640000036
则拉压载荷F合＝FC2-2-FA1-2＝0，扭转载荷M合＝FC2-2×2L1-FA1-2×L1＝My，完成了My的施加，其中，FC2-2表示在C面的第二排第二个加载点施加的载荷，FA1-2表示在A面的第一排第二个加载点施加的载荷；
z方向扭转载荷Mz：通过加载机构在B面和D面施加载荷，令
Figure GDA0003952255640000041
令
Figure GDA0003952255640000042
则拉压载荷F合＝FB2-2-FD1-2＝0，扭转载荷M合＝FB2-2×2L1-FD1-2×L1＝Mz，完成了Mz的施加，其中，FB2-2表示在B面的第二排第二个加载点施加的载荷，FD1-2表示在D面的第一排第二个加载点施加的载荷。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的航空发动机零部件的组合加载装置，采用了三维长方体的主体结构，并在其四个侧面设计了加载点，具有六种载荷单独加载及某些载荷组合加载的功能，具有更高的多路试验载荷组合加载功能；可以在三维长方体的高度方向上多平面施加载荷，避免了试验平台狭小的情况，便于试验载荷的加载；当试验件尺寸改变时，可以设计结构简单、体积较小的专门转接段，使试验件与本发明主体结构的底面连接固定，避免了重新设计加工一整套新的试验装置，降低了试验成本。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的航空发动机零部件的组合加载装置示意图；
图2是本申请另一个实施方式的航空发动机零部件的组合加载装置示意图；
图3是本申请一个实施方式的航空发动机零部件的组合加载装置加载点布置的一个角度示意图；
图4是本申请一个实施方式的航空发动机零部件的组合加载装置加载点布置的另一个角度示意图；
图5是本申请一个实施方式的A面加载点布置示意图；
图6是图5的B向视图；
图7是图6的A-A剖视图；
图8是本申请一个实施方式的发动机中介机匣组合加载一个角度示意图；
图9是本申请一个实施方式的发动机中介机匣组合加载另一个角度示意图。
其中：
1-试验件；2-加载件；3-加载机构；4-转接段；11-承载立柱；12-固定座；13-中介机匣前安装边；14-中介机匣试验件。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，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性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图9对本申请做进一步详细说明。
本申请的第一个方面提供了一种航空发动机零部件的组合加载装置，包括：试验件1、加载件2以及加载机构3。
具体的，如图1所示，加载件2呈长方体形，加载件2具有四个长方形加载面以及两个相对的正方形加载面，加载件2通过一个正方形加载面与试验件1连接，四个长方形加载面以及另一个正方形加载面上均设置有加载点；加载机构3与加载件2的加载点连接。
在本申请的一个实施方式中，加载件2的一个正方形加载面一体成型有连接板，连接板上开设有安装孔，加载件2配合螺栓组件与试验件1实现连接。
有利的是，当装置使用较为频繁时，也可根据试验件1结构的不同，在试验件1与加载件2之间转接适合试验件1结构的专门转接段4，如图2，从而减少了试验装置加工用料，降低试验成本。
在本申请的一个实施方式中，加载件2的长方体结构的一个正方形加载面与试验件1固定，长方体主体结构的四个侧面上的加载点加工了标准的螺纹孔，每个侧面可以设置多个加载点，例如以等间距设置有多排，每排设置有多个的布置方式，用于加载机构3与对应的加载点螺纹连接实现载荷的加载，本实施例中，加载点在长方形加载面上等间距设置有5排，每排设置有3个。长方体主体结构的另一个正方形加载面的中心加工了一个标准的螺纹孔，用于高度方向载荷的施加。
基于上述的航空发动机零部件的组合加载装置，本申请的第二个方面提供给了一种航空发动机零部件的组合加载方法，包括：
以试验件1承受载荷的中心点为原点建立三维坐标系，加载件2的四个长方形加载面分别为A面、B面、C面以及D面，正方形加载面为E面，其中，A面的法线为z轴正向，B面的法线为y轴正向、C面的法线为z轴负向、D面的法线为y轴负向，E面的法线为x轴正向；
A面、B面、C面以及D面上均等间距设置有5排加载点，每排设置有3个，各个加载点在x轴方向间距为L1，在y轴方向或z轴方向间距为L2，且第一排加载点与坐标原点的x轴方向距离为L1；
试验件1在原点承受的三个方向的拉压载荷Fx、Fy、Fz，以及三个方向的扭转载荷Mx、My、Mz，分别通过加载机构3进行施加。
本申请的航空发动机零部件的组合加载方法，通过设置设试验件承受载荷的中心点为三维坐标原点，x轴、y轴和z轴的正向设定如图3-4所示，长方体结构四个侧面标准螺纹孔的孔间距离如图5所示，各螺纹孔距离在x轴方向间距为L1，在y轴方向或z轴方向间距为L2；为了计算分析方便，设定第一排螺纹孔(A1排)距离坐标原点的x轴方向距离为L1，也可根据实际改变距离。
进一步，对长方体结构的面和螺纹孔进行了编号，四个长方形加载面分别为A面(法线为z轴正向)、B面(法线为y轴正向)、C面(法线为z轴负向)、D面(法线为y轴负向)，正方形加载面为E面(法线为x轴正向)。对加载件2的四个侧面上的螺纹孔进行了编号：以A面为例，把A面15个孔沿x轴方向分为5排，从靠近试验件1固定端的一侧开始依次为A1、A2、A3、A4、A5，每排3个螺纹孔，以A1排为例，三个螺纹孔在二维图中从上到下编号分别为A1-1，A1-2、A1-3。E面上螺纹孔编号为E1。
试验件1在原点位置承受的三个方向的拉压载荷为Fx、Fy、Fz，三个方向的扭转载荷为Mx、My、Mz，扭转方向遵循右手定则，所有载荷以坐标轴方向为正向；试验载荷的加载方式为通过加载杆与螺纹孔相连、对加载杆施加拉伸载荷，并设此拉伸载荷为正值，其真实载荷方向为与螺纹孔所在侧面垂直且指向实体外，并以孔的编号定义此载荷名称，并称为一路加载通道。
本申请的航空发动机零部件的组合加载方法，可以对Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz六种载荷在不同的空间加载平面上单独加载，在本申请的一个实施方式中：
x方向拉压载荷Fx：通过加载机构3连接E面上的加载点，加载机构3拉力FE1＝Fx；
y方向拉压载荷Fy：通过加载机构3在B面和D面施加载荷，以抵消因力矩产生的额外扭矩，令FB1-2＝2Fy，令FD2-2＝Fy，则拉压载荷F合＝FB1-2-FD2-2＝Fy，扭转载荷M合＝2Fy×L1-Fy×2L1＝0，完成Fy的施加，其中，FB1-2表示在B面的第一排第二个加载点施加的载荷，FD2-2表示在B面的第二排第二个加载点施加的载荷；
z方向拉压载荷Fz：通过加载机构3在A面和C面施加载荷，以抵消因力矩产生的额外扭矩，令FA1-2＝2Fz，令FC2-2＝Fz，则拉压载荷F合＝FA1-2-FC2-2＝Fz，扭转载荷M合＝2Fz×L1-Fz×2L1＝0，完成Fz的施加，其中，FA1-2表示在A面的第一排第二个加载点施加的载荷，FC2-2表示在C面的第二排第二个加载点施加的载荷；
x方向扭转载荷Mx：通过加载机构3在A面和C面施加载荷，令
Figure GDA0003952255640000071
令
Figure GDA0003952255640000072
则拉压载荷F合＝FA2-1-FC2-1＝0，扭转载荷M合＝FA2-1×L2+FC2-1×L2＝Mx，完成Mx的施加，其中，FA2-1表示在A面的第二排第一个加载点施加的载荷，FC2-1表示在C面的第二排第一个加载点施加的载荷；
或者，通过加载机构3在B面和D面施加载荷，令
Figure GDA0003952255640000073
令
Figure GDA0003952255640000074
则拉压载荷F合＝FB2-1-FD2-1＝0，扭转载荷M合＝FB2-1×L2+FD2-1×L2＝Mx，完成Mx的施加，其中，FB2-1表示在B面的第二排第一个加载点施加的载荷，FD2-1表示在D面的第二排第一个加载点施加的载荷；
y方向扭转载荷My：通过加载机构3在A面和C面施加载荷，令
Figure GDA0003952255640000081
令
Figure GDA0003952255640000082
则拉压载荷F合＝FC2-2-FA1-2＝0，扭转载荷M合＝FC2-2×2L1-FA1-2×L1＝My，完成了My的施加，其中，FC2-2表示在C面的第二排第二个加载点施加的载荷，FA1-2表示在A面的第一排第二个加载点施加的载荷；
z方向扭转载荷Mz：通过加载机构3在B面和D面施加载荷，令
Figure GDA0003952255640000083
令
Figure GDA0003952255640000084
则拉压载荷F合＝FB2-2-FD1-2＝0，扭转载荷M合＝FB2-2×2L1-FD1-2×L1＝Mz，完成了Mz的施加，其中，FB2-2表示在B面的第二排第二个加载点施加的载荷，FD1-2表示在D面的第一排第二个加载点施加的载荷。
具体单独载荷施加方案参见表1。
表1
Figure GDA0003952255640000085
本申请在承受载荷时，若试验件1变形较小，可对加面相同的单个载荷加载通道进行合并，从而减少载荷加载通道。由表1可得，一种可行的加载通道合并方案为：
(1)Fz、My与Mx作用面可都在A面和C面，可仅用3路通道的组合加载方式进行加载，如其中一种为对螺纹孔C2-1、A2-2和C4-2施加载荷，联立平衡方程：
Figure GDA0003952255640000086
解得
Figure GDA0003952255640000091
完成了Fz、My与Mx合并载荷的施加。特别的，对于Fz、My或Mx等于0的情况，可直接带入上式求解。因此，当有Fz、My、Mx有其中2个或3个需要施加时，相对于现有的平板结构或杆结构试验装置，本发明可减少1路或2路加载通道。
(2)Fy、Mz与Mx作用面可都在B面和D面，可仅用3路通道的组合加载方式进行加载，如其中一种为对螺纹孔D2-1、B2-2和D4-2施加载荷，联立平衡方程：
Figure GDA0003952255640000092
解得
Figure GDA0003952255640000093
完成了Fy、Mz与Mx合并载荷的施加。特别的，对于Fy、Mz或Mx等于0的情况，可直接带入上式求解。因此，当有Fy、Mz、Mx有其中2个或3个需要施加时，相对于现有的平板结构或杆结构试验装置，本发明可减少1路或2路加载通道。
在本申请的一个实施方式中，发动机中介机匣的前安装边13会受到风扇机匣传导过来的三个方向的惯性力Fx、Fy、Fz及力矩Mx、My、Mz，可用本申请结构进行组合加载，将本申请的组合加载装置安装在承载立柱11上，中介机匣试验件14安装在固定座12上，如图8-9所示。
可用公式(1)、公式(2)中的解分配各载荷加载通道载荷，FE1施加Fx载荷，FA2-2、FC4-2共同施加Fz、My载荷，FD2-1、FB2-2、FD4-2施加Fy、Mz、Mx载荷，其解如下：
Figure GDA0003952255640000101
本申请的航空发动机零部件的组合加载试验装置及方法，具有更好的组合加载功能，减少了载荷加载通道路数，也便于试验载荷的加载，避免了试验空间狭小的情况。
本申请的航空发动机零部件的组合加载试验装置，采用三维长方体空间结构，具有六种载荷单独加载及某些载荷组合加载的功能，具有更高的试验载荷组合加载功能，并可降低载荷加载通道数；可以在三维长方体的高度方向上多平面施加载荷，避免了试验平台狭小的情况，便于试验载荷的加载；具有更强的结构转接功能，可以通过加工成本较低的转接段连接试验件，降低了试验装置加工成本。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种航空发动机零部件的组合加载装置，其特征在于，包括：
试验件(1)；
加载件(2)，呈长方体形，所述加载件(2)具有四个长方形加载面以及两个相对的正方形加载面，所述加载件(2)通过一个所述正方形加载面与所述试验件(1)连接，四个所述长方形加载面以及另一个所述正方形加载面上均设置有加载点；
加载机构(3)，所述加载机构(3)与所述加载件(2)的加载点连接；
所述组合加载装置的组合加载过程包括：
以试验件(1)承受载荷的中心点为原点建立三维坐标系，加载件(2)的四个长方形加载面分别为A面、B面、C面以及D面，正方形加载面为E面，其中，A面的法线为z轴正向，B面的法线为y轴正向、C面的法线为z轴负向、D面的法线为y轴负向，E面的法线为x轴正向；
A面、B面、C面以及D面上均等间距设置有5排加载点，每排设置有3个，各个加载点在x轴方向间距为L1，在y轴方向或z轴方向间距为L2，且第一排加载点与坐标原点的x轴方向距离为L1；
试验件(1)在原点承受的三个方向的拉压载荷Fx、Fy、Fz，以及三个方向的扭转载荷Mx、My、Mz，分别通过加载机构(3)进行施加；
所述试验件(1)在原点承受的三个方向的拉压载荷Fx、Fy、Fz，以及三个方向的扭转载荷Mx、My、Mz，分别通过加载机构(3)进行施加具体包括：
x方向拉压载荷Fx：通过加载机构(3)连接E面上的加载点，加载机构(3)拉力FE1＝Fx；
y方向拉压载荷Fy：通过加载机构(3)在B面和D面施加载荷，以抵消因力矩产生的额外扭矩，令FB1-2＝2Fy，令FD2-2＝Fy，则拉压载荷F合＝FB1-2-FD2-2＝Fy，扭转载荷M合＝2Fy×L1-Fy×2L1＝0，完成Fy的施加，其中，FB1-2表示在B面的第一排第二个加载点施加的载荷，FD2-2表示在D 面的第二排第二个加载点施加的载荷；
z方向拉压载荷Fz：通过加载机构(3)在A面和C面施加载荷，以抵消因力矩产生的额外扭矩，令FA1-2＝2Fz，令FC2-2＝Fz，则拉压载荷F合＝FA1-2-FC2-2＝Fz，扭转载荷M合＝2Fz×L1-Fz×2L1＝0，完成Fz的施加，其中，FA1-2表示在A面的第一排第二个加载点施加的载荷，FC2-2表示在C面的第二排第二个加载点施加的载荷；
x方向扭转载荷Mx：通过加载机构(3)在A面和C面施加载荷，令
Figure FDA0003952255630000021
令
Figure FDA0003952255630000022
则拉压载荷F合＝FA2-1-FC2-1＝0，扭转载荷M合＝FA2-1×L2+FC2-1×L2＝Mx，完成Mx的施加，其中，FA2-1表示在A面的第二排第一个加载点施加的载荷，FC2-1表示在C面的第二排第一个加载点施加的载荷；
或者，通过加载机构(3)在B面和D面施加载荷，令
Figure FDA0003952255630000023
令
Figure FDA0003952255630000024
则拉压载荷F合＝FB2-1-FD2-1＝0，扭转载荷M合＝FB2-1×L2+FD2-1×L2＝Mx，完成Mx的施加，其中，FB2-1表示在B面的第二排第一个加载点施加的载荷，FD2-1表示在D面的第二排第一个加载点施加的载荷；
y方向扭转载荷My：通过加载机构(3)在A面和C面施加载荷，令
Figure FDA0003952255630000025
令
Figure FDA0003952255630000026
则拉压载荷F合＝FC2-2-FA1-2＝0，扭转载荷M合＝FC2-2×2L1-FA1-2×L1＝My，完成了My的施加，其中，FC2-2表示在C面的第二排第二个加载点施加的载荷，FA1-2表示在A面的第一排第二个加载点施加的载荷；
z方向扭转载荷Mz：通过加载机构(3)在B面和D面施加载荷，令
Figure FDA0003952255630000027
令
Figure FDA0003952255630000028
则拉压载荷F合＝FB2-2-FD1-2＝0，扭转载荷M合＝FB2-2×2L1-FD1-2×L1＝Mz，完成了Mz的施加，其中，FB2-2表示在B面的第二排第二个加载点施加的载荷，FD1-2表示在D面的第一排第二个加载点施加的载荷。
2.根据权利要求1所述的航空发动机零部件的组合加载装置，其特征在于，所述加载件(2)的一个所述正方形加载面设置有连接板，所述连接板上开设有安装孔，所述加载件(2)配合螺栓组件与所述试验件(1)连接。
3.根据权利要求2所述的航空发动机零部件的组合加载装置，其特征在于，还包括转接段(4)，所述转接段(4)设置在所述加载件(2)与所述试验件(1)之间。
4.根据权利要求1所述的航空发动机零部件的组合加载装置，其特征在于，所述加载件(2)的加载点开设有螺纹孔，所述加载机构(3)与对应的加载点螺纹连接。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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US8276464B2 (en) * 2010-01-11 2012-10-02 Mahle International Gmbh Transverse load apparatus
CN103592111B (zh) * 2013-10-29 2018-06-05 无锡市海航电液伺服系统股份有限公司 飞机发动机机匣强度试验的模拟加载平衡方法及装置
CN105649817B (zh) * 2015-12-31 2017-05-17 西安航天动力试验技术研究所 姿控发动机矢量推力加载装置
CN107063598B (zh) * 2017-04-11 2019-09-27 北京航空航天大学 一种复杂结构刚度参数自动化测试平台
CN207557009U (zh) * 2017-12-14 2018-06-29 中国航发沈阳发动机研究所 航空发动机两支点轴向加载装置
CN110095240B (zh) * 2018-01-30 2020-12-15 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮发动机机匣刚度试验辅助加载装置
CN210051530U (zh) * 2019-07-22 2020-02-11 中国航发沈阳发动机研究所 一种组合加载装置

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