CN114516428A - 一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法和装置 - Google Patents
一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法和装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114516428A CN114516428A CN202210225838.5A CN202210225838A CN114516428A CN 114516428 A CN114516428 A CN 114516428A CN 202210225838 A CN202210225838 A CN 202210225838A CN 114516428 A CN114516428 A CN 114516428A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- engine
- rotating platform
- pitching
- yaw
- light aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000013461 design Methods 0.000 title claims abstract description 33
- 238000010998 test method Methods 0.000 title claims abstract description 10
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 78
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 37
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims abstract description 12
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 7
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 18
- 239000000498 cooling water Substances 0.000 claims description 6
- 230000036544 posture Effects 0.000 claims description 4
- 238000013459 approach Methods 0.000 claims description 2
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims 1
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 65
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 26
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 26
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 9
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 7
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 7
- 239000000306 component Substances 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 239000010705 motor oil Substances 0.000 description 2
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 2
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000110 cooling liquid Substances 0.000 description 1
- 239000008358 core component Substances 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 239000000295 fuel oil Substances 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
本发明涉及飞机发动机试验技术领域，具体公开了一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法，包括：将组装后轻型飞机发动机及其螺旋桨和匹配部件整体固定于一发动机固定支架上；发动机固定支架与一转动平台固定连接，该转动平台能驱动发动机固定支架相对于转动平台左右转动；转动平台与一试验台架通过俯仰机构连接，俯仰机构能驱动所述转动平台相对于试验台架做俯仰运动；驱动运行中的轻型飞机发动机和匹配部件整体执行俯仰与偏航耦合运动，测试各个姿态下各匹配部件的性能数据。本发明还一同公开了用于实现该方法的测试装置，利用本发明无需将发动机与飞机结构结合，便可为发动机的匹配设计提供试验数据，确保发动机与飞机结构能够良好匹配。
Description
技术领域
本发明涉及飞机发动机试验技术领域，具体为一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法和装置。
背景技术
航空发动机是飞机的动力装置，也是飞机的核心组成部件。在轻型飞机设计过程中，发动机选型至关重要，其功率、转速与油耗等性能必须满足飞机的总体设计要求。对于轻型飞机而言，发动机的性能参数一般由发动机供应商在出厂交付前完成测试，飞机设计者不需要再进行测试。但是想要将发动机良好地匹配到新型号飞机上，还需解决以下问题：1)发动机冷却系统与进气系统的冷却风道如何设计才能保证飞机在各种飞行姿态时冷却液与进入发动机燃烧室的增压空气温度满足要求；2)发动机热风系统进气风道如何设计才能满足驾驶舱通风要求；3)发动机和螺旋桨如何偏置(即发动机固定支架右拉角如何设置)才能有效地抵消单发螺旋桨产生的左偏趋势。上述问题需要将发动机与飞机结构结合起来进行试验才能验证。这势必加大了测试的难度和成本，也降低了测试和匹配设计的效率。
发明内容
针对上述现有技术的不足，本发明意在提供一种安全可靠且可操作性强的用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法，该方法无需将发动机与飞机结构结合，便可为发动机的匹配设计提供试验数据，确保发动机与飞机结构能够良好匹配。
本发明中的方法包括：将组装后轻型飞机发动机及其螺旋桨和匹配部件整体固定于一发动机固定支架上；
发动机固定支架与一转动平台固定连接，该转动平台能驱动发动机固定支架相对于转动平台左右转动；
所述转动平台与一试验台架通过俯仰机构连接，所述俯仰机构能驱动所述转动平台相对于试验台架做俯仰运动；
驱动运行中的轻型飞机发动机和匹配部件整体执行俯仰与偏航耦合运动，测试各个姿态下各匹配部件的性能数据。
进一步的，所述发动机固定支架与所述转动平台间采用四个连接点，该四个连接点绕发动机固定支架的中轴线呈周向阵列，并依照轻型飞机发动机的位置分为上下两组，各组中的两个连接点处于同一水平线上；
检测不同偏航角度下同一组内的两个连接点所受拉力的差值，记录两组差值均趋近于零时的偏航角度作为发动机偏置设计的参考数据。
进一步的，所述匹配部件包括发动机罩、冷却系统冷却风道、进气系统冷却风道和热风系统进气风道中的一种或多种；
所述性能数据包括轻型飞机发动机冷却水温和/或进气温度。
进一步的，设置与所述轻型飞机发动机热风系统出风口连接的带有风阀的通风管，测试不同姿态及不同风阀档位下，通风管中的热风温度和流量。
本发明的另一目的是提供一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试装置，包括试验台架以及转动平台；
所述转动平台上设有偏航机构，用于与发动机固定支架连接，并驱动发动机固定支架及固定在发动机固定支架上的轻型飞机发动机绕偏航旋转轴线左右转动；
所述转动平台与所述试验台架通过俯仰机构连接，所述俯仰机构能驱动所述转动平台相对于试验台架做俯仰运动；
还包括控制模块，用于控制偏航机构驱动发动机固定支架及固定在发动机固定支架上的轻型飞机发动机转动至给定的左右转动角度；
以及控制俯仰机构驱动转动平台俯仰运动的至给定的俯仰角度。
进一步的，所述发动机固定支架与所述转动平台间设有四个连接点，该四个连接点绕发动机固定支架的中轴线呈周向阵列，并依照轻型飞机发动机的位置分为上下两组，各组中的两个连接点处于同一水平线上；
连接点上均设有用于感知连接点所受拉力的拉力传感器。
进一步的，所述俯仰机构包括对应于转动平台一侧的俯仰伸缩机构，所述俯仰伸缩机构的伸缩端与转动平台的该侧枢转连接，固定端则枢转连接在实验台架的机体上；
还包括对应于转动平台侧边的中部的俯仰转动部，所述俯仰转动部与转动平台的侧边枢转连接，其转动轴线即为俯仰旋转轴线；
所述俯仰伸缩机构的伸缩受控于所述控制模块。
进一步的，所述偏航机构包括对应于发动机固定支架一侧的偏航伸缩机构，所述偏航伸缩机构的伸缩端与发动机固定支架的该侧枢转连接，固定端则枢转连接在平台的机体上；
还包括对应于发动机固定支架另一侧的偏航转动部，所述偏航转动部与发动机固定支架的该侧枢转连接，其转动轴线即为偏航旋转轴线；
所述伸缩机构的伸缩受控于所述控制模块。
进一步的，还包括与所述轻型飞机发动机上的热风系统出风口连接的带有风阀的通风管，所述通风管上设有温度传感器和流量传感器。
进一步的，还包括用于为轻型飞机发动机供油的供油系统。
本发明中的测试方法，利用驱动机构驱动转动平台绕着试验台架俯仰转动，以及推动发动机绕着转动平台的偏航旋转轴线偏航转动，模拟了飞机在空中的飞行姿态，再配合风机或者风洞，可真实地再现飞机在空中飞行的状态。
在一些实施例中，通过各类传感器测量发动机的冷却水温度、进气温度、拉力大小及热气系统送风温度与流量等数据，能为轻型飞机发动机冷却风道、热风系统进气风道及固定支架偏置设计提供了重要的试验数据，并指导其设计满足要求。无需将发动机与飞机结构结合，便可为发动机的匹配设计提供试验数据，确保发动机与飞机结构能够良好匹配的同时大大降低了设计和测试成本，提高了设计效率。
本发明中提供的用于实现该测试方法的装置结构简单合理，拆装方便，性能安全可靠，操作性好，非常适用于轻型飞机发动机试验，具有很高的实际应用价值。
附图说明
图1为发明实施例中的用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法和装置的结构示意图；
图2为发明实施例中的试验台架的结构示意图；
图3图2中H处的放大图；
图4图2中G处的放大图；
图5为图1中A中的放大图；
图6为发明实施例中的转动平台的结构示意图；
图7为图6中O向的向视图；
图8为图6中K-K向的剖视图；
图9为图6中L的放大图；
图10为图6中I-I向的剖视图；
图11为图10中J处的放大图；
图12为图8中M-M向的剖视图；
图13图8中N处的放大图；
图14图1中C-C向的剖视图；
图15图1中B-B向的剖视图；
图16图1中D处的放大图；
图17为发明实施例中的供油系统的结构示意图；
图18图17中P处的放大图；
图19为发明实施例中的油箱支撑架的结构示意图；
图20图1中E处的放大图；
图21图1中F处的放大图；
图22为发明实施例中安装有轻型飞机发动机的用于轻型飞机发动机匹配设计的测试装置的结构示意图。
说明书附图中的附图标记包括，100.试验台架，200.转动平台，300.供油系统，101.水平长方管，1000.第一高度调节孔，102.横向长方管，103.竖向长方管，104.俯仰滑轨，105. 管路支座，106.斜方管，107.横向短方管，108.底座长方管，109.万向轮，110.竖向短方管， 111.俯仰电动推杆支座，112.俯仰电动推杆，113.水平转轴，114.俯仰限位开关，1000.第一高度调节孔，201.长方管，202.俯仰滚柱，280.电动推杆支架，204.轴承座，205.深沟球轴承，206.平衡接头，207.短距离套，208.L形转轴，209.支撑轴，210.T形转轴，211.长距离套，2110.叉形接头，212.转轴支座，213滚柱轴承，214.轴承盖，281.槽形支柱，282.水平横梁，283.支撑槽钢，284.直线导轨，236.风阀固定座，237.电动推杆耳片，215.电动推杆支座，216.上偏航电动推杆，217.第一拉力传感器，218.转接头，219.第二拉力传感器，220. 发动机固定接头，221.第三拉力传感器，222.第四拉力传感器，223.通风管，224.风阀，225. 温度传感器，226.流量传感器，227.半圆形抱箍，228.偏航摇臂，229.偏航滚柱，230.偏航滑轨，231.滑动转向支座，232.偏航限位开关，233.俯仰限位片，234.偏航限位片.235.下偏航电动推杆，301.油箱，302.回油管路，303.小油箱，304.小油箱出油管路，305.大油箱出油管路，306.通气管路，310.油箱支撑架，311.长方形薄板，3110耳片，312.短方棒，313. 调节槽钢，3130第二高度调节孔，400.航空发动机、401.发动机罩、402.冷却系统冷却风道、 403.进气系统冷却风道、404.热风系统进气风道,500.地基,501.地脚螺栓。
具体实施方式
本实施例中的用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法包括：将组装后轻型飞机发动机及其螺旋桨和匹配部件整体固定于一发动机固定支架上；
发动机固定支架与一转动平台固定连接，该转动平台能驱动发动机固定支架相对于转动平台左右转动；
转动平台与一试验台架通过俯仰机构连接，俯仰机构能驱动所述转动平台相对于试验台架做俯仰运动；
驱动运行中的轻型飞机发动机和匹配部件整体执行俯仰与偏航耦合运动，测试各个姿态下各匹配部件的性能数据。
本实施例中，上述方法通过一用于轻型飞机发动机匹配设计的测试装置来实现，该装置基本如图1所示，主要由试验台架100，转动平台200，供油系统300三部分组成。
如图2所示，试验台架主体为左右对称的桁架结构钢架，由若干水平长方管101、横向长方管102、竖向长方管103、斜方管106、横向短方管107、底座长方管108和竖向短方管110焊接而成。试验台架下方水平长方管两侧各设一俯仰电动推杆112，且两个俯仰电动推杆 112对称布置。如图3中所放大的部分所示，俯仰电动推杆112通过螺栓组件(包含螺栓、螺母、平垫与弹垫，下同)与俯仰电动推杆支座111枢转连接，而俯仰电动推杆支座111同样通过螺栓组件与试验台架钢架通过螺栓固定连接。
试验台架中间两侧设有水平转轴113，该水平转轴113通过螺栓组件固定在试验台架的钢架上，且对称布置。试验台架上方两侧设有圆弧形的俯仰滑轨104，该俯仰滑轨104通过螺栓组件固定在试验台架钢架上且对称布置。
如图4中所放大的部分所示，俯仰滑轨104的两端各设一个俯仰限位开关114，俯仰限位开关可以通过其两端的螺母夹紧在俯仰滑轨104两端侧壁上相对开设的条形槽1041内；如图5中所放大的部分所示，与转动平台200固定连接的俯仰滚柱202伸入到了俯仰滑轨104 内，于是转动平台200的俯仰角度受到了俯仰滑轨104以及其内的俯仰限位开关的限制，通过松开夹紧俯仰限位开关的螺母，俯仰限位开关可以在条形槽内调整位置，进而改变对转动平台200的最大俯仰角度限制设定；俯仰滑轨104所在的钢架上高于俯仰滑轨104的位置，还开设有等距的若干个第一高度调节孔1000，为供油系统300的油箱301提供不同的安装高度，以便满足不同发动机供油高度的要求。
如图2中所示，试验台架右侧面设有管路支座105，用于固定供油管路，试验台架底部两侧通过螺栓组件固设有八个万向轮109，方便试验装置移动。
如图6中所示，转动平台200的主体是由五根长方管201焊接而成长方形钢架。
钢架的右侧通过螺栓组件固定了一个电动推杆支架280，如图7中所示，电动推杆支架 280由若干槽形支柱281，水平横梁282和支撑槽钢283通过螺栓组件连接而成的方形桁架，并在桁架上下方通过螺栓组件固定了两条直线导轨284，导轨方向平行于转动平台表面。
如图6及图8中所示，上下两个水平横梁282上均通过螺栓组件固定有电动推杆支座215。
如图9中所放大的部分所示，各直线导轨284上均配合有滑动转向支座231的下段，而滑动转向支座231的上段呈管状，上偏航电动推杆216和下偏航电动推杆235的伸缩端均滑套连接在各自对应的滑动转向支座231的上段中，另一方面，如图7中所示，固定端则与各自对应的电动推杆支座215枢转连接；由于滑动转向支座231的下段可以沿直线导轨284做直线滑动，而上段可以绕自身轴线转动，所以上偏航电动推杆216和下偏航电动推杆235可以随着电动推杆支座215的固定轴线自由伸长和转动；上偏航电动推杆216和下偏航电动推杆235的伸缩端的前段均设有叉形接头2110，两个叉形接头2110各自通过螺栓组件共同连接平衡接头206，平衡接头206可以确保偏航电动推杆216和235同步推动。
如图8中所示，上偏航电动推杆216通过平衡接头206采用螺栓组件依次连接第一拉力传感器217和发动机固定接头220，而下偏航电动推杆235通过平衡接头206采用螺栓组件依次连接转接头218、第二拉力传感器219和发动机固定接头220，其中发动机固定接头220 用于与发动机固定支架连接。
钢架的左侧设有支撑轴209，如图10所示，支撑轴209的上下端均插入对应的转轴支座 212，而两个转轴支座212分别通过螺栓组件固定在钢架的上下方管上，支撑轴209可绕转轴支座212旋转。
如图6和图10所示，L形转轴208和T形转轴210分别通过短距离套207和长距离套211 固定在支撑轴209相应位置上，且L形转轴208和T形转轴210内两端头均设有滚柱轴承213，因此L形转轴208和T形转轴210可绕支撑轴209自由转动，图11中以T形转轴210内的结构为例示出了滚柱轴承213的连接方式。如图7中所示，L形转轴208的自由端通过螺栓组件依次连接着第三拉力传感器221和一发动机固定接头220，T形转轴的自由端210通过螺栓组件依次连接着第四拉力传感器222和另一个发动机固定接头220，同样的，这些发动机固定接头220用于连接发动机固定支架，四个发动机固定接头220分为了上下两组，上组对应第一和第四拉力传感器，下组对应第二和第三拉力传感器，如图6中所示，每组内的两个发动机固定接头220位于同一水平线上，这就使得第一和第四拉力传感器位于同一水平线上，第二和第三拉力传感器位于同一水平线上。
如图12所示，T形转轴210与左侧的方形钢管201间设置了偏航摇臂228；偏航摇臂228 靠近T形转轴210的一端上成型有半圆形抱箍227，该半圆形抱箍227通过螺栓组件抱死在T 形转轴210上，并随着T形转轴210转动。偏航摇臂228靠近方形钢管201一端成型为竖直方向的芯轴，该芯轴顶端套有偏航滚柱229，再往上用螺母压紧有偏航限位片234；一偏航滑轨230通过螺栓组件固定在钢架左侧的方形钢管201上。如图13所示，偏航滑轨230水平两端设有偏航限位开关232，偏航限位开关232可以利用双螺母结构调整自身在偏航滑轨230 内的位置，从而限制发动机偏航角度，偏航限位片234则防止偏航滚柱229在偏航滑轨230 中滚动时脱开。
如图7和图8中所示，钢架的中部的方形钢管201上通过螺栓组件固定有风阀固定座236，风阀224铆接在风阀固定座236，风阀224上部通过螺栓组件设有温度传感器225，温度传感器225可以测量由发动机热风系统向驾驶舱输送的热风温度，而风阀224前段通过螺纹连接装有流量传感器226，可以测量由发动机热风系统向驾驶舱输送的热风流量。而风阀224的推拉钢索2241用于控制风阀224的开度，从而控制驾驶舱内的热风流量。风阀224后端通过卡箍连接着通风管223，而通风管223用于与发动机热风系统的出风口连通。
钢架上两侧的方形钢管201的中部均焊有对应于试验台架上的水平转轴113的轴承座204，如图14所示，轴承座204两端设有深沟球轴承205，轴承座204靠内侧一端通过螺栓组件固定有轴承盖214，起防尘作用；而水平转轴113则申入轴承座204中，与深沟球轴承205配合连接，使得水平转轴113与轴承座204形成转动连接关系。
如图15所示，前述的俯仰滚柱202分别固定在钢架两侧的方形钢管的顶部，俯仰滚柱装在俯仰支柱203上，且俯仰滚柱202的端部通过螺母压紧有俯仰限位片233，防止俯仰滚柱 202在俯仰滑轨104中滚动时脱开。
如图16所示，钢架底部的方形钢管两侧均焊有电动推杆耳片237，通过螺栓组件与俯仰电动推杆112的伸缩端枢转连接。
转动平台200顶部两侧的俯仰滚柱202安装在试验台架100顶部的俯仰滑轨104中，俯仰滚柱202可在俯仰滑轨104中自由滚动；试验台架100下方的俯仰电动推杆112的伸缩端通过螺栓组件与转动平台200底部的237电动推杆耳片的连接；而水平转轴113与轴承座204形成了转动连接关系；这样，通过控制俯仰电动推杆112伸缩可实现转动平台200绕着试验台架100中部的水平转轴113做俯仰转动。
如图17所示，供油系统300由油箱301、油箱支撑架310、小油箱303和管路构成。如图18中所放大的部分所示，油箱301四个边角处焊有耳片3110，利用该耳片3110，油箱301能通过螺栓组件固定在油箱支撑架310上。油箱301上表面设有加油口3012与通气球阀3011，通气球阀通过卡箍连接通气管路306，通气管路306亦采用卡箍连接小油箱303的通气口，下表设有出油球阀3013，通过卡箍连接出大油箱出油管路305，大油箱油管路305采用卡箍连接小油箱303的进油口，侧方设有回油口，回油口采用卡箍连接回油管路302，回油管路302连接发动机的回油口3014。
小油箱303可通过螺栓组件固定在转动平台200的方形钢管上，小油箱的出油管路304 能利用卡箍连接到发动机的进油口，使得小油箱303能起到储油缓冲的作用。
如图19所示，油箱支撑架310由若干长方形薄板311，短方棒312和调节槽钢313焊接而成，调节槽钢313上设有第二高度调节孔3130，与前述俯仰滑轨104上方的第一高度调节孔1000相对应。
如图中1中所示，通过螺栓组件，将供油系统300中的油箱支撑架310安装在试验台架 100的上方，并通过高度调节孔可以调节供油系统300的油箱高度，以便满足不同发动机供油高度的要求，如图7中所示，钢架中间的方形钢管201一侧侧壁上还设有管路支座105，用于固定供油管路，供油系统的油路与管路支座105的连接如图21中所放大的部分所示。
如图22中所示，将本实施例中的装置通过地脚螺栓501固定在专门的试验地基500上。根据设计要求调整俯仰限位开关114和偏航限位开关232的位置，控制俯仰角度和偏航角度的范围。将航空发动机400及其螺旋、发动机罩401、冷却系统冷却风道402、进气系统冷却风道403、热风系统进气风道404与发动机固定支架作为一个整体安装到转动平台200上(发动机固定支架未偏置)，发动机固定支架通过其上的四个固定支柱分别与转动平台200的发动机固定接头220连接，采用锁紧螺母拧紧。此时，通过控制模块(图中未示出)的控制，发动机可以在上偏航电动推杆216和下偏航电动推杆235的推动下，绕转动平台200的支撑轴 209转动，实现发动机的左右偏航，支撑轴209的轴线即为发动机偏航轴线；并且转动平台整体又可在俯仰电动推杆的推动下，做俯仰动；控制模块通过控制个电动推杆的伸缩距离，便可以做到对偏航角度和俯仰角度的控制，同时控制模块还与各限位开关连接，一旦任一限位开关被激活控制模块立刻紧急制动相应的电动推杆，增加测试的安全性；将供油系统的小油箱出油管路304和回油管路302分别与发动机的进油口与回油口连接。按要求连接发动机电气设备及仪器仪表，设置隔离区域，向供油系统中加入燃油，打开通气球阀和出油球阀，检查电气和结构连接安全后，启动发动机。然后使用大功率风机群或者将试验装置放置于风洞中，模拟飞机在空中飞行状态。
控制俯仰电动推杆改变发动机的俯仰角度，同时控制的上、下偏航电动推杆调节发动机偏航角度，发动机俯仰与偏航耦合运动，真实地模拟了飞机在空中的姿态。在上述过程中，观察发动机仪表盘上冷却水温和进气温度是否在安全范围内，如果冷却水温和进气温度超过了红区，则表示冷却系统和进气系统的冷却风道设计不能满足设计要求，根据试验数据需要修改设计再进行试验。同时，配合使用风阀224的推拉钢索控制风阀开度，可以测得飞机在各个姿态下热风系统输入驾驶舱的热风温度和流量，以及确定为驾驶室提供合适通风条件的风阀档位。综合以上试验，可以判断热风系统进气风道设计是否合理，如果不合理，则修改设计再进行试验，同时也为驾驶舱的通风系统设计提供了重要的试验数据。
改变发动机偏航角度时，可以发现第一拉力传感器到第四拉力传感器测得的发动机产生的拉力数据各不相同。当第一拉力传感器217和第四拉力传感器222之间，以及第二拉力传感器219和第三拉力传感器221之间的数据之差，随着偏航角度改变逐渐减小，直至趋向于零，此时单发螺旋桨产生的左偏趋势在一定程度通过发动机和螺旋桨轻微右偏得到了抵消。因此试验中发动机固定支架旋转的角度为实际发动机固定支架偏置角度提供了重要的试验数据。需要注意的是发动机固定支架偏置角度一般很小，所以需要精细控制上偏航电动推杆216 和下235改变发动机偏航角度。
对于不同型号的轻型飞机发动机，本试验台架只需要更换转动平台200中的平衡接头206、 L形转轴208，T形转轴210与转接头218等零部件，即可满足不同型号的轻型飞机发动机安装要求。
试验装置底部装有万向轮109，因此可以方便快捷地移动。
本轻型飞机发动机试验装置采用试验台架、转动平台及供油系统的组成结构，利用电动推杆推动转动平台绕着试验台架俯仰转动，以及推动发动机绕着转动平台的支撑轴偏航转动，模拟了飞机在空中的飞行姿态，再配合风机或者风洞，真实地再现了飞机在空中飞行的状态。同时，通过各类传感器测量发动机的冷却水温度、进气温度、拉力大小及热气系统送风温度与流量等数据，为轻型飞机发动机冷却风道、热风系统进气风道及固定支架偏置设计提供了重要的试验数据，并指导其设计满足要求。该装置结构简单合理，拆装方便，性能安全可靠，操作性好，非常适用于轻型飞机发动机试验，具有很高的实际应用价值。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
Claims (10)
1.一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法，其特征在于，包括：将组装后轻型飞机发动机及其螺旋桨和匹配部件整体固定于一发动机固定支架上；
发动机固定支架与一转动平台固定连接，该转动平台能驱动发动机固定支架相对于转动平台左右转动；
所述转动平台与一试验台架通过俯仰机构连接，所述俯仰机构能驱动所述转动平台相对于试验台架做俯仰运动；
驱动运行中的轻型飞机发动机和匹配部件整体执行俯仰与偏航耦合运动，测试各个姿态下各匹配部件的性能数据。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述发动机固定支架与所述转动平台间采用四个连接点，该四个连接点绕发动机固定支架的中轴线呈周向阵列，并依照轻型飞机发动机的位置分为上下两组，各组中的两个连接点处于同一水平线上；
检测不同偏航角度下同一组内的两个连接点所受拉力的差值，记录两组差值均趋近于零时的偏航角度作为发动机偏置设计的参考数据。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述匹配部件包括发动机罩、冷却系统冷却风道、进气系统冷却风道和热风系统进气风道中的一种或多种；
所述性能数据包括轻型飞机发动机冷却水温和/或进气温度。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，设置与所述轻型飞机发动机热风系统出风口连接的带有风阀的通风管，测试不同姿态及不同风阀档位下，通风管中的热风温度和流量。
5.一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试装置，其特征在于，包括试验台架以及转动平台；
所述转动平台上设有偏航机构，用于与发动机固定支架连接，并驱动发动机固定支架及固定在发动机固定支架上的轻型飞机发动机绕偏航旋转轴线左右转动；
所述转动平台与所述试验台架通过俯仰机构连接，所述俯仰机构能驱动所述转动平台相对于试验台架做俯仰运动；
还包括控制模块，用于控制偏航机构驱动发动机固定支架及固定在发动机固定支架上的轻型飞机发动机转动至给定的左右转动角度；
以及控制俯仰机构驱动转动平台俯仰运动的至给定的俯仰角度。
6.根据权利要求4所述的测试装置，其特征在于，所述发动机固定支架与所述转动平台间设有四个连接点，该四个连接点绕发动机固定支架的中轴线呈周向阵列，并依照轻型飞机发动机的位置分为上下两组，各组中的两个连接点处于同一水平线上；
连接点上均设有用于感知连接点所受拉力的拉力传感器。
7.根据权利要求4所述的测试装置，其特征在于，所述俯仰机构包括对应于转动平台一侧的俯仰伸缩机构，所述俯仰伸缩机构的伸缩端与转动平台的该侧枢转连接，固定端则枢转连接在实验台架的机体上；
还包括对应于转动平台侧边的中部的俯仰转动部，所述俯仰转动部与转动平台的侧边枢转连接，其转动轴线即为俯仰旋转轴线；
所述俯仰伸缩机构的伸缩受控于所述控制模块。
8.根据权利要求4所述的测试装置，其特征在于，所述偏航机构包括对应于发动机固定支架一侧的偏航伸缩机构，所述偏航伸缩机构的伸缩端与发动机固定支架的该侧枢转连接，固定端则枢转连接在平台的机体上；
还包括对应于发动机固定支架另一侧的偏航转动部，所述偏航转动部与发动机固定支架的该侧枢转连接，其转动轴线即为偏航旋转轴线；
所述伸缩机构的伸缩受控于所述控制模块。
9.根据权利要求4所述的测试装置，其特征在于，还包括与所述轻型飞机发动机上的热风系统出风口连接的带有风阀的通风管，所述通风管上设有温度传感器和流量传感器。
10.根据权利要求4所述的测试装置，其特征在于，还包括用于为轻型飞机发动机供油的供油系统。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210225838.5A CN114516428B (zh) | 2022-03-07 | 2022-03-07 | 一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法和装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210225838.5A CN114516428B (zh) | 2022-03-07 | 2022-03-07 | 一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法和装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114516428A true CN114516428A (zh) | 2022-05-20 |
| CN114516428B CN114516428B (zh) | 2024-06-14 |
Family
ID=81599703
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210225838.5A Active CN114516428B (zh) | 2022-03-07 | 2022-03-07 | 一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法和装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114516428B (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115854835A (zh) * | 2023-02-15 | 2023-03-28 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种用于无人机活动喷管角度标定的工装 |
| CN118010295A (zh) * | 2024-04-09 | 2024-05-10 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 用于超声速进发直连风洞试验的发动机台架及设计方法 |
Citations (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001324409A (ja) * | 2000-05-17 | 2001-11-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 車両の風洞試験方法及び装置 |
| EP1505334A1 (fr) * | 2003-08-06 | 2005-02-09 | GEORGET, Jean | Système de plate-forme stabilisée |
| US20100125383A1 (en) * | 2008-11-14 | 2010-05-20 | Pierre Caouette | Electronic method of controlling propulsion and regeneration for electric, hybrid-electric and diesel-electric marine crafts, and an apparatus therefor |
| CN103287587A (zh) * | 2013-06-17 | 2013-09-11 | 西北工业大学 | 一种垂直起降飞机地面模拟飞行试验平台 |
| CN106679930A (zh) * | 2016-12-06 | 2017-05-17 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 车载式小型无人机气动力与动力特性试验测量方法及装置 |
| CN107228720A (zh) * | 2017-03-31 | 2017-10-03 | 长光卫星技术有限公司 | 涵道共轴双旋翼无人机气动特性试验台 |
| CN108507790A (zh) * | 2018-06-11 | 2018-09-07 | 中国水利水电科学研究院 | 一种小型电动无人机发动机测试台架 |
| US20180362169A1 (en) * | 2017-06-16 | 2018-12-20 | Xing Du | Aircraft with electric and fuel engines |
| CN109373142A (zh) * | 2018-10-18 | 2019-02-22 | 九江精密测试技术研究所 | 一种模拟航空发动机飞行姿态试验平台 |
| US10254195B1 (en) * | 2016-11-28 | 2019-04-09 | Amazon Technologies, Inc. | Wind tunnel for aerial vehicle certification |
| CN109781423A (zh) * | 2018-12-09 | 2019-05-21 | 西安航天动力试验技术研究所 | 一种可多方位调节发动机位置的试车架 |
| CN112710459A (zh) * | 2020-12-15 | 2021-04-27 | 南方科技大学 | 航空发动机转子飞行状态模拟实验平台 |
| CN213323763U (zh) * | 2020-06-29 | 2021-06-01 | 中国空气动力研究与发展中心 | 一种轨载气动试验装置 |
| CN113120250A (zh) * | 2021-04-27 | 2021-07-16 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法 |
| CN215115165U (zh) * | 2021-07-12 | 2021-12-10 | 武汉东测科技有限责任公司 | 一种发动机倾斜试验台架系统 |
| CA3122971A1 (en) * | 2020-09-04 | 2022-03-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Portable test stand for aircraft engines |
-
2022
- 2022-03-07 CN CN202210225838.5A patent/CN114516428B/zh active Active
Patent Citations (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001324409A (ja) * | 2000-05-17 | 2001-11-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 車両の風洞試験方法及び装置 |
| EP1505334A1 (fr) * | 2003-08-06 | 2005-02-09 | GEORGET, Jean | Système de plate-forme stabilisée |
| US20100125383A1 (en) * | 2008-11-14 | 2010-05-20 | Pierre Caouette | Electronic method of controlling propulsion and regeneration for electric, hybrid-electric and diesel-electric marine crafts, and an apparatus therefor |
| CN103287587A (zh) * | 2013-06-17 | 2013-09-11 | 西北工业大学 | 一种垂直起降飞机地面模拟飞行试验平台 |
| US10254195B1 (en) * | 2016-11-28 | 2019-04-09 | Amazon Technologies, Inc. | Wind tunnel for aerial vehicle certification |
| CN106679930A (zh) * | 2016-12-06 | 2017-05-17 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 车载式小型无人机气动力与动力特性试验测量方法及装置 |
| CN107228720A (zh) * | 2017-03-31 | 2017-10-03 | 长光卫星技术有限公司 | 涵道共轴双旋翼无人机气动特性试验台 |
| US20180362169A1 (en) * | 2017-06-16 | 2018-12-20 | Xing Du | Aircraft with electric and fuel engines |
| CN108507790A (zh) * | 2018-06-11 | 2018-09-07 | 中国水利水电科学研究院 | 一种小型电动无人机发动机测试台架 |
| CN109373142A (zh) * | 2018-10-18 | 2019-02-22 | 九江精密测试技术研究所 | 一种模拟航空发动机飞行姿态试验平台 |
| CN109781423A (zh) * | 2018-12-09 | 2019-05-21 | 西安航天动力试验技术研究所 | 一种可多方位调节发动机位置的试车架 |
| CN213323763U (zh) * | 2020-06-29 | 2021-06-01 | 中国空气动力研究与发展中心 | 一种轨载气动试验装置 |
| CA3122971A1 (en) * | 2020-09-04 | 2022-03-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Portable test stand for aircraft engines |
| CN112710459A (zh) * | 2020-12-15 | 2021-04-27 | 南方科技大学 | 航空发动机转子飞行状态模拟实验平台 |
| CN113120250A (zh) * | 2021-04-27 | 2021-07-16 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法 |
| CN215115165U (zh) * | 2021-07-12 | 2021-12-10 | 武汉东测科技有限责任公司 | 一种发动机倾斜试验台架系统 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 唐伟;宋笔锋;曹煜;杨文青;: "微小型电动垂直起降无人机总体设计方法及特殊参数影响", 航空学报, no. 10, pages 220972 - 1 * |
| 姚建尧;高阳;王建军;: "航空发动机失谐叶盘动态特性研究进展", 航空制造技术, no. 21, pages 76 - 85 * |
| 宋江涛;: "通用飞机发动机一体化试验平台的设计与应用", 燃气涡轮试验与研究, no. 01, pages 25 - 27 * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115854835A (zh) * | 2023-02-15 | 2023-03-28 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种用于无人机活动喷管角度标定的工装 |
| CN118010295A (zh) * | 2024-04-09 | 2024-05-10 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 用于超声速进发直连风洞试验的发动机台架及设计方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114516428B (zh) | 2024-06-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN114516428A (zh) | 一种用于轻型飞机发动机匹配设计的测试方法和装置 | |
| CN107575437B (zh) | 一种航空液压泵及液压管路性能测试实验台 | |
| CN102519643A (zh) | 发动机矢量喷管六分量测力系统 | |
| CN106840683A (zh) | 航空涡轴发动机试车台 | |
| CN109506877B (zh) | 一种亚跨超风洞90°大攻角耦合360°滚转装置 | |
| CN201318994Y (zh) | 可快速安装调向的涡轴、涡桨型发动机试车台架 | |
| CN108161990B (zh) | 一种模块化可扩展空间机械臂地面实验平台 | |
| CN108362465B (zh) | 连续式跨声速风洞半柔壁面喷管喉块竖直空间式电动驱动装置 | |
| CN105784316A (zh) | 一种用于高超声速风洞多体分离试验的高刚度嵌入式装置 | |
| CN105241677A (zh) | 一种电动助力转向系统仿真测试的固定装置 | |
| CN108362466B (zh) | 连续式跨声速风洞半柔壁喷管导轨水平式喉块驱动装置 | |
| CN106504631A (zh) | 基于悬浮技术的航天器十二自由度全物理模拟装置 | |
| CN107101840B (zh) | 轮对试验加力装置及轮轨试验系统 | |
| CN112729889B (zh) | 一种多功能舵机综合试验台 | |
| CN102072046A (zh) | 一种试验用气气燃烧室支架装置 | |
| CN111619823A (zh) | 一种短距/垂直起降飞行器分布式推进系统试验台 | |
| CN206740391U (zh) | 航空涡轴发动机试车台 | |
| CN214010771U (zh) | 一种多功能舵机综合试验台 | |
| CN110361156B (zh) | 一种马赫数连续可调的风洞试验段内芯 | |
| CN207858887U (zh) | 模块化可扩展空间机械臂地面实验平台 | |
| CN112109920A (zh) | 一种无人机多自由度姿态测试系统 | |
| CN116499689A (zh) | 一种尺度效应试验用便于拆装的大尺度风洞横梁支撑装置 | |
| CN116818336A (zh) | 一种固体发动机多自由度调节试验工艺装备 | |
| CN107167329B (zh) | 一种非对称飞行器舵面的空气动力加载试验装置 | |
| CN110630407A (zh) | 一种角度可调节的空间矢量力产生装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |