CN114923617B - 一种发动机升力测量装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种发动机升力测量装置，航空发动机通过发动机升力测量装置固定在安装架上，包括：安装底座，底部固定在安装架上；支座组件，下端设置在安装底座的上表面，支座组件的上端与航空发动机固定连接；升力测量组件，下表面与安装底座固定连接，升力测量组件的上端与支座组件的下端连接，且升力测量组件能够测量与支座组件相连的航空发动机的升力大小。通过在航空发动机安装架上增加升力测量块，在获取升力参数的同时，将水平推力准确传递给现有的轴向力测力装置。

Description

一种发动机升力测量装置

技术领域

本说明书涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种发动机升力测量装置。

背景技术

推力是发动机试验中最重要的性能参数，航空发动机矢量推力测量的原理是：利用刚体平衡原理，适当布置若干约束，限制发动机的六个自由度（三个移动自由度和三个转动自由度），使之处于静定或者超静定平衡状态，测出推力分量大小和矢量角。目前，最广泛的矢量推力测量方式是矢量推力试车台，其主要功能就是将发动机试验时产生的矢量推力准确测量出来，通过推力台架获取矢量力的各方向分量，并对矢量力进行作用点、作用方向和大小的评估。矢量推力试车台作为矢量推力发动机评定的主要设备，存在测力组件布局形式多样、推力传递路线复杂等特点，其技术状态对于评定矢量推力发动机的性能至关重要。

矢量推力试车台采用万向挠性件作为传力元件，整个安装过程复杂，且矢量台架通用性不足，通常针对某一型号发动机设计，建设、改造和调试周期长，经济成本高。对于上下台频繁的矢量发动机，同时对升力测量有需要时，需要一种通用性强、安装方便的升力测试装置和布局，且能够稳定传递发动机轴向推力。

发明内容

有鉴于此，本说明书实施例提供一种发动机升力测量装置，以达到测试矢量发动机整机升力的目的。

本说明书实施例提供以下技术方案：

一种发动机升力测量装置，航空发动机通过发动机升力测量装置固定在安装架上，发动机升力测量装置包括：

安装底座，安装底座底部固定在安装架上；

支座组件，下端设置在安装底座的上表面，支座组件的上端与航空发动机固定连接；

升力测量组件，下表面与安装底座固定连接，升力测量组件的上端与支座组件的下端连接，且升力测量组件能够测量与支座组件相连的航空发动机的升力大小。

进一步地，支座组件包括沿竖直方向间隔设置的第一支柱、第二支柱、第三支柱和第四支柱；

沿航空发动机的顺航方向，第一支柱和第二支柱设置在航空发动机的前段位置，且第一支柱和第二支柱分别固定在航空发动机的两侧，第三支柱和第四支柱设置在航空发动机的后段位置，且第三支柱和第四支柱分别固定在航空发动机的两侧。

进一步地，升力测量组件包括第一测力单元、第二测力单元、第三测力单元和第四测力单元，第一测力单元、第二测力单元、第三测力单元和第四测力单元与第二支柱、第一支柱、第三支柱和第四支柱一一对应连接。

进一步地，第一支柱和第二支柱的上端均设置有主支座，第一支柱和第二支柱均通过主支座与航空发动机的前段固定连接，第三支柱和第四支柱的上端均设置有辅助支座，第三支柱和第四支柱均通过辅助支座与航空发动机的后段固定连接。

进一步地，支座组件还包括两条横梁，每条横梁的延伸方向均与航空发动机的顺航方向平行，且两条横梁对称设置在航空发动机的两侧，第一支柱与第四支柱通过其中一条横梁连接，第二支柱与第三支柱通过另一条横梁连接。

进一步地，第一测力单元、第二测力单元、第三测力单元和第四测力单元的结构相同，且设置在同一水平高度。

进一步地，第一测力单元包括：

固定座；

两个间隔且对称设置的承力块，均设置在固定座上；

两个间隔且对称设置的限位块，限位块设置在两个承力块之间，且两个限位块之间形成锥形容纳空间，锥形容纳空间的小径端朝向上方；

两个间隔且对称设置的保护块，保护块对应设置在承力块上，且两个限位块之间形成燕尾凹槽；

第一连接座，能上下移动地设置在燕尾凹槽中；

第二连接座，设置在两个承力块之间，第二连接座的上端与第一连接座固定连接，第二连接座的两侧与两个承力块固定连接；

升力测量块，与第二连接座的下端连接，升力测量块设置在锥形容纳空间中并与固定座固定连接。

进一步地，升力测量块包括测力弹性体和主测力桥路，主测力桥路设置在测力弹性体的中心。

进一步地，升力测量块还包括第一辅助测力桥路和第二辅助测力桥路，第一辅助测力桥路和第二辅助测力桥路对称设置在主测力桥路的两端且主测力桥路、第一辅助测力桥路和第二辅助测力桥路在竖直方向高度相同。

进一步地，第一测力单元还包括侧板，两个承力块均与侧板的同一端面抵接。

与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果包括：

在航空发动机安装架上增加升力测量块，在获取升力参数的同时，将水平推力准确传递给现有的轴向力测力装置。通过在现有轴向测力台架的基础上实现了矢量航空发动机升力测量，与传统的矢量推力台架相比，本发明涉及的矢量航空发动机升力测量装置可根据发动机需求进行适应性设计，建设、改造和调试周期短。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是本发明实施例整体结构示意图；

图2是本发明实施例升力测量单元结构示意图；

图3是本发明实施例升力测量块的结构示意图。

附图标记说明：1、安装底座；2、第一测力单元；201、固定座；202、第一承力块；203、第一保护块；204、侧板；205、第一连接座；206、第一柔性板；207、刚性块；208、第二柔性板；209、第二保护块；210、第二承力块；211、第二限位块；212、第三柔性板；213、升力测量块；2131、第一辅助测力桥路；2132、主测力桥路；2133、第二辅助测力桥路；2134、测力弹性体；214、第四柔性板；215、第二连接座；216、第一限位块；3、第二测力单元；4、第一支柱；5、第二支柱；6、主支座；7、航空发动机；8、横梁；9、第一辅助支座；10、第二辅助支座；11、第三支柱；12、第四支柱；13、第三测力单元；14、第四测力单元。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。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。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目和方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。

以下结合附图，说明本申请各实施例提供的技术方案。

被测航空发动机7包括头部和尾部，顺航方向为飞机飞行方向。

参考图1，本发明实施例包括：安装底座1、支座组件和升力测量组件。

本实施例由四个升力测量组件组成，第一测力单元2和第二测力单元3结构一致，以被测航空发动机7竖向对称面对称布置，第三测力单元13和第四测力单元14结构一致，以被测航空发动机7竖向对称面对称布置。

支座组件由第一支柱4、第二支柱5、第三支柱11第四支柱12组成。升力测量组件由第一测力单元2、第二测力单元3、第三测力单元13和第四测力单元14组成，第一测力单元2位于被测航空发动机7的主安装面，顺航向左侧；第二测力单元3位于被测航空发动机7的主安装面，顺航向右侧；第三测力单元13位于被测航空发动机7的辅助安装面，顺航向右侧；第四测力单元14位于被测航空发动机7的辅助安装面，顺航向左侧。被测航空发动机7的主安装面包含两个主固定点，分别位于被测航空发动机7的主安装面方向两侧；被测航空发动机7的辅助安装面包含两个辅助固定点，分别位于被测航空发动机7的辅助安装面水平方向两侧。

第一测力单元2、第二测力单元3、第三测力单元13和第四测力单元14与第一支柱4、第二支柱5、第三支柱11和第四支柱12一一对应连接。

除了可测量被测航空发动机7产生的升力，还将被测航空发动机7产生的轴向推力传递给安装底座1，可抵消由于被测航空发动机7水平推力轴线与安装底座1上表面高度差（力臂）产生的翻转力矩。

横梁8分为左侧梁和右侧梁。第一测力单元2的第一支柱4上部侧面与第四测力单元14组成的第四支柱12上部侧面通过横梁8的顺航向左侧梁连接。第二测力单元3的第二支柱5上部侧面与第三测力单元13的第三支柱11上部侧面通过横梁8的顺航向右侧梁连接。第三支柱11和第四支柱12的上端均设置有辅助支座，辅助支座包括第一辅助支座9和第二辅助支座10。

第一测力单元2通过第一测力单元2底部固定在安装底座1上表面，第一支柱4底部固定在第一测力单元2的上表面，主支座6的顺航向右侧部件底部固定在第一支柱4上表面，主支座6的顺航向右侧与被测航空发动机7的固定点连接；第二测力单元3通过第二测力单元3底部固定在安装底座1上表面，第二支柱5底部固定在第二测力单元3的上表面，主支座6的顺航向左侧部件底部固定在第二支柱5的上表面，主支座6与被测航空发动机7的主固定点连接；第三测力单元13通过第三测力单元13底部固定在安装底座1的上表面，第三支柱11底部固定在第三测力单元13上表面，第一辅助支座9的底部固定在第三支柱11的上表面，第一辅助支座9与被测航空发动机7的顺航向左侧辅助固定点连接；第四测力单元14组成通过第四测力单元14底部固定在安装底座1上表面，第四支柱12的底部固定在第四测力单元14的上表面，第二辅助支座10底部固定在第四支柱12上表面，第二辅助支座10与被测航空发动机7的顺航向右侧辅助固定点连接。

第一测力单元2、第二测力单元3、第三测力单元13和第四测力单元结构形式完全一致。以下以第一测力单元2为例说明测力单元的结构和原理。

参考图2，第一测力单元2包括固定座201、两个对称设置的承力块第一承力块202和第二承力块210、两个对称设置的保护块第一保护块203和第二保护块209、侧板204、第一连接座205、两个第一柔性板206、刚性块207、第二柔性板208、两个对称设置且之间形成燕尾凹槽的限位块第一限位块216和第二限位块211、第三柔性板212、升力测量块213、第四柔性板214和第二连接座215。

固定座201作为下部安装部件与安装底座1连接，第一连接座205作为上部安装部件与第一支柱4、第二支柱5、第三支柱11和第四支柱12连接，第一连接座205能上下移动地设置在燕尾凹槽中；第一承力块202、第一限位块216、第四柔性板214、第二限位块211、第二承力块210均位于固定座201上表面。第一保护块203固定在第一承力块202上表面，第二保护块209固定在第二承力块210上表面。第一限位块216固定在第一承力块202右侧，第二限位块211固定在第二承力块210左侧。第一连接座205固定在刚性块207上表面，第二连接座215固定在刚性块207下表面，第三柔性板212固定在第二连接座215下表面。升力测量块213上端与第三柔性板212下端固定连接，升力测量块213下端与第四柔性板214上端固定连接。第一柔性板206左端与第一承力块202右上端面连接，第一柔性板206右端与刚性块207左端固定连接。第二柔性板208左端与刚性块207右端固定连接，第二柔性板208右端与第二承力块210左端固定连接。第一柔性板206、刚性块207、第二柔性板208位于第一保护块203、第一连接座205、第二保护块209下方，第一柔性板206、刚性块207和第二柔性板208位于第一限位块216、第二连接座215、第二限位块211上方。

第一连接座205位于第一保护块203、第二保护块209之间，第一连接座205左右两端分别与第一保护块203右侧、第二保护块209左侧形成嵌套结构，相邻表面形成2.5mm至3mm的间隙，实现第一连接座205受力后在水平方向、竖直方向的保护。第二连接座215、第三柔性板212、升力测量块213和第四柔性板214位于第一限位块216、第二限位块211之间，第二连接座215左右两端分别与第一限位块216右端、第二限位块211左端形成嵌套结构，相邻表面形成1.5mm至2.5mm的间隙，实现测力单元受力后在水平方向的限位。刚性块207左右下表面分别与第一限位块216上端、第二限位块211上端形成嵌套结构，相邻表面形成1.5mm至2.5mm的间隙，实现测力单元受力后在竖直方向的限位。侧板204固定在第一承力块202、第二承力块210上。

测力单元中第一连接座205的上表面比侧板204、第一保护块203、第二保护块209上表面高2 mm 至5mm；固定座201、第一承力块202、第一保护块203、第一限位块216、第二保护块209、第二承力块210、第二限位块211的宽度相等，第一柔性板206、刚性块207、第二柔性板208、第三柔性板212、升力测量块213、第四柔性板214、第二连接座215的宽度相等；第一柔性板206、刚性块207、第二柔性板208、第三柔性板212、升力测量块213、第四柔性板214、第二连接座215宽度比固定座201、第一承力块202、第一保护块203、第一限位块216、第二保护块209、第二承力块210、第二限位块211宽度小0.5 mm至2.5mm。

第一测力单元2除了固定在第一支柱4底部之外，也可与第一支柱4上表面固定、与主支座6下表面固定；第一测力单元2也可位于第一支柱4高度方向的任意截面，此时第一支柱4将变成两段，并与第一测力单元2上下端面固定；第二测力单元3除了固定在第二支柱5底部之外，也可与第二支柱5上表面固定、与主支座6下表面固定；第二测力单元3也可位于第二支柱5高度方向的任意截面，此时第二支柱5将变成两端，并与第二测力单元3上下端面固定；第三测力单元13除了固定在第三支柱11底部之外，也可与第三支柱11上表面固定、与第一辅助支座9下表面固定；第三测力单元13也可位于第三支柱11高度方向的任意截面，此时第三支柱11将变成两段，并与第三测力单元13上下端面固定；第四测力单元14除了固定在第四支柱12底部之外，也可与第四支柱12上表面固定、与第二辅助支座10下表面固定；第四测力单元14也可位于第四支柱12高度方向的任意截面，此时第四支柱12将变成两段，并与第四测力单元14上下端面固定；第一测力单元2、第二测力单元3、第三测力单元13、第四测力单元14位于同一水平面内。

如图1、图2、图3所示，X、Y、Z为空间直角坐标系的三个方向轴。

参考图2和图3，升力测量块213为测量升力的组件，升力测量块213包括第一辅助测力桥路2131、主测力桥路2132、第二辅助测力桥路2133和测力弹性体2134。测力弹性体2134设置于升力测量块213的正中间，主测力桥路2132位于测力弹性体2134左侧表面的中心，第一辅助测力桥路2131和第二辅助测力桥路2133位于主测力桥路2132两侧并沿Z轴方向关于X-Y平面对称分布。

如图2和图3所示，第三柔性板212、升力测量块213、第四柔性板214均与Y-Z平面共面且沿Y-Z平面对称分布。第一柔性板206和第二柔性板208厚度相等，且第一柔性板206的上表面与第二柔性板208的上表面共面；第一柔性板206的上表面、第二柔性板208的上表面与Y-Z平面垂直。

参考图2和图3，假设发动机轴向沿X正方向的推力为f _x ；沿Y方向发动机升力为f _y ，其中升力可沿Y正方向、也可能为Y负方向。则，第一测力单元2受到的第一轴向推力为f _x1 、第一升力为f _y1 ；第二测力单元3受到的第二轴向推力为f _x2 、第二升力为f _y2 ；第三测力单元13受到的第三轴向推力为f _x3 、第三升力为f _y3 ；第四测力单元14组成受到的第四轴向推力为f _x4 、第四升力为f _y4 。其中，

f _x =f _x1 +f _x2 +f _x3 +f _x4 ；

f _y =f _y1 +f _y2 +f _y3 +f _y4 。

第一测力单元2依次通过第一支柱4、第一测力单元2的第一连接座205、刚性块207、第一柔性板206、第二柔性板208、第一承力块202、第二承力块210和固定座201将第一轴向推力f _x1 传递给安装底座1。同时，第一测力单元2依次通过第一支柱4、第一测力单元2的第一连接座205、刚性块207、第二连接座215、第三柔性板212将第一升力f _y1 传递给升力测量块213，并由升力测量块213的第一辅助测力桥路2131、主测力桥路2132、第二辅助测力桥路2133将测力弹性体2134的正应变转换为电信号，实现第一升力f _y1 的测量。

在第一轴向推力f _x1 的作用下，第一柔性板206、第二柔性板208关于刚性块207对称布置，使得第一柔性板206受拉伸长、第二柔性板208受压缩短，刚性块207产生沿X正方向的位移。在刚性块207沿X正方向位移的作用下，第二连接座215带动第三柔性板212、测力弹性体2134、第四柔性板214沿X正方向偏移。相比第三柔性板212、第四柔性板214，测力弹性体2134为刚性结构，在第一轴向推力f _x1 的作用下几乎不产生弯曲变形，使得第一轴向推力f _x1 对第一升力f _y1 的测量耦合作用可忽略，有效提高第一升力f _y1 的测量精度。第三柔性板212、第四柔性板214关于测力弹性体2134对称布置，在第一轴向推力f _x1 的作用下将产生相反方向弯曲，从而保证第一连接座205、刚性块207、第二连接座215产生沿X正方向的平移，实现将被测航空发动机7产生的轴向推力稳定传递给安装底座1而不改变被测航空发动机7的空间姿态。

在第一升力f _y1 的作用下，第一柔性板206、第二柔性板208、刚性块207在Y方向起弹性导向的作用，保证第一升力f _y1 沿着第三柔性板212、第四柔性板214、测力弹性体2134的对称面传递，保证刚性块207、第二连接座215沿着Y方向平移运动、无转动，实现测力弹性体2134只产生Y方向的拉力或压力，提高第一辅助测力桥路2131、主测力桥路2132、第二辅助测力桥路2133的测力精度。

在第一升力f _y1 为压力作用在第三柔性板212、第四柔性板214、测力弹性体2134上时，受第一柔性板206、第二柔性板208、刚性块207的X方向约束作用，可有效提升第三柔性板212、第四柔性板214、测力弹性体2134承压能力，避免压杆失稳现象。

类似的，第二测力单元3、第三测力单元13、第四测力单元14组成与第一测力单元2传力和测力路径一致，通过四套升力测量组件实现发动机升力测量。

进一步地，实施例的具体实施过程按照以下步骤：

第一步、根据航空发动机的外形尺寸和测试要求，确定安装底座1、第一测力单元2、第二测力单元3、第二支柱5、第一支柱4、主支座6、被测航空发动机7、横梁8、第一辅助支座9、第二辅助支座10、第三支柱11、第四支柱12、第三测力单元13和第四测力单元14的外廓尺寸，及测力单元与相应支柱的相对位置关系，以降低俯仰力矩对升力测量精度的影响。

第二步、根据发动机推力量级和测量精度要求，确定第一测力单元2、第二测力单元3、第三测力单元13和第四测力单元14的结构参数，主要是确定第一柔性板206、第二柔性板208、第三柔性板212、第四柔性板214、升力测量块213的长度、宽度和厚度参数，满足量程需要。

第三步、根据初步几何参数，进行仿真计算，验证第一柔性板206、第二柔性板208、第三柔性板212、第四柔性板214、升力测量块213强度、稳定性是否满足要求；验证第二支柱5、第一支柱4、主支座6、横梁8、第一辅助支座9、第二辅助支座10、第三支柱11、第四支柱12的强度和刚度是否满足要求。

第四步、确定第一测力单元2、第二测力单元3、第三测力单元13、第四测力单元14的加工方式。

需要说明的是，测力单元共有两种加工方式。

第一种加工方式：固定座201、第一承力块202、第一保护块203、第一连接座205、第一柔性板206、刚性块207、第二柔性板208、第二保护块209、第二承力块210、第二限位块211、第三柔性板212、升力测量块213、第四柔性板214、第二连接座215为一个整体，采用慢走丝电火花线切割对一块弹簧钢整料进行切割，同时保证四个测力单元第一连接座205、第一柔性板206、刚性块207、第二柔性板208、第三柔性板212、升力测量块213、第四柔性板214、第二连接座215的几何参数一致，然后再采用慢走丝电火花线切割完成各测力单元分割。

第二种加工方式：第一柔性板206、刚性块207、第二柔性板208为一个整体采用慢走丝电火花线切割加工，第三柔性板212、升力测量块213、第四柔性板214和第二连接座215为一个整体采用慢走丝电火花线切割加工，其他部件各自单独加工。其中第一柔性板206与第一承力块202采用键槽限位、螺栓连接，第二柔性板208与第二承力块210采用键槽限位、螺栓连接，第二连接座215与刚性块207采用键槽限位、螺栓连接，第四柔性板214与固定座201采用键槽限位、螺栓连接，第一限位块216与第一承力块202采用螺栓连接，第二限位块211与第二承力块210采用螺栓连接，第一保护块203与第一承力块202采用螺栓连接，第二保护块209与第二限位块211采用螺栓连接。

第五步、测力单元组装完成后，完成测力单元标定和校准。

第六步、根据设计参数，将第一测力单元2、第二测力单元3、第三测力单元13、第四测力单元14分别固定在安装底座1的相应位置上；其次，分别完成第一支柱4、第二支柱5、第三支柱11和第四支柱12的安装；再次，完成主支座6、第一辅助支座9和第二辅助支座10的安装；最后，完成被测航空发动机7的安装。

第七步、将矢量航空发动机升力测量装置作为一个整体，安装在试验台架上，获取矢量航空发动机升力参数。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例侧重说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于后面说明的方法实施例而言，由于其与系统是对应的，描述比较简单，相关之处参见系统实施例的部分说明即可。

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权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种发动机升力测量装置，其特征在于，航空发动机（7）通过所述发动机升力测量装置固定在安装架上，所述发动机升力测量装置包括：

安装底座（1），安装底座（1）底部固定在所述安装架上；

支座组件，下端设置在安装底座（1）的上表面，所述支座组件的上端与航空发动机（7）固定连接；

升力测量组件，下表面与安装底座（1）固定连接，所述升力测量组件的上端与所述支座组件的下端连接，且所述升力测量组件能够测量与所述支座组件相连的航空发动机（7）的升力大小，所述升力测量组件包括第一测力单元（2）、第二测力单元（3）、第三测力单元（13）和第四测力单元（14），第一测力单元（2）、第二测力单元（3）、第三测力单元（13）和第四测力单元（14）的结构相同，且设置在同一水平高度；

第一测力单元（2）包括：

固定座（201）；

两个间隔且对称设置的承力块，均设置在固定座（201）上；

两个间隔且对称设置的限位块，所述限位块设置在两个所述承力块之间，且两个所述限位块之间形成锥形容纳空间，所述锥形容纳空间的小径端朝向上方；

两个间隔且对称设置的保护块，所述保护块对应设置在所述承力块上，且两个所述限位块之间形成燕尾凹槽；

第一连接座（205），能上下移动地设置在所述燕尾凹槽中；

第二连接座（215），左右两端分别与两个间隔且对称设置的所述限位块形成嵌套结构；

刚性块（207），第一连接座（205）固定在刚性块（207）的上表面，第二连接座（215）固定在刚性块（207）下表面；

第一柔性板（206），第一柔性板（206）左端与左侧所述承力块右端连接，第一柔性板（206）右端与刚性块（207）左端固定连接；

第二柔性板（208），第二柔性板（208）左端与刚性块（207）右端固定连接，第二柔性板（208）右端与右侧所述承力块左端连接；

第三柔性板（212），第三柔性板（212）固定在第二连接座（215）下表面；

第四柔性板（214），第四柔性板（214）与固定座（201）连接；

升力测量块（213），升力测量块（213）上端与第三柔性板（212）下端固定连接，升力测量块（213）下端与第四柔性板（214）上端固定连接；

第三柔性板（212）、升力测量块（213）和第四柔性板（214）设置在所述锥形容纳空间中。

2.根据权利要求1所述的发动机升力测量装置，其特征在于，所述支座组件包括沿竖直方向间隔设置的第一支柱（4）、第二支柱（5）、第三支柱（11）和第四支柱（12）；

沿航空发动机（7）的顺航方向，第一支柱（4）和第二支柱（5）设置在航空发动机（7）的前段位置，且第一支柱（4）和第二支柱（5）分别固定在航空发动机（7）的两侧，第三支柱（11）和第四支柱（12）设置在航空发动机（7）的后段位置，且第三支柱（11）和第四支柱（12）分别固定在航空发动机（7）的两侧。

3.根据权利要求2所述的发动机升力测量装置，其特征在于，第一测力单元（2）、第二测力单元（3）、第三测力单元（13）和第四测力单元（14）与第二支柱（5）、第一支柱（4）、第三支柱（11）和第四支柱（12）一一对应连接。

4.根据权利要求2所述的发动机升力测量装置，其特征在于，第一支柱（4）和第二支柱（5）的上端均设置有主支座（6），第一支柱（4）和第二支柱（5）均通过主支座（6）与航空发动机（7）的前段固定连接，第三支柱（11）和第四支柱（12）的上端均设置有辅助支座，第三支柱（11）和第四支柱（12）均通过所述辅助支座与航空发动机（7）的后段固定连接。

5.根据权利要求2所述的发动机升力测量装置，其特征在于，所述支座组件还包括两条横梁（8），每条横梁（8）的延伸方向均与航空发动机（7）的顺航方向平行，且两条横梁（8）对称设置在航空发动机（7）的两侧，第一支柱（4）与第四支柱（12）通过其中一条横梁（8）连接，第二支柱（5）与第三支柱（11）通过另一条横梁（8）连接。

6.根据权利要求1所述的发动机升力测量装置，其特征在于，升力测量块（213）包括测力弹性体（2134）和主测力桥路（2132），主测力桥路（2132）设置在测力弹性体（2134）的中心。

7.根据权利要求6所述的发动机升力测量装置，其特征在于，升力测量块（213）还包括第一辅助测力桥路（2131）和第二辅助测力桥路（2133），第一辅助测力桥路（2131）和第二辅助测力桥路（2133）对称设置在主测力桥路（2132）的两端且主测力桥路（2132）、第一辅助测力桥路（2131）和第二辅助测力桥路（2133）在竖直方向高度相同。

8.根据权利要求1所述的发动机升力测量装置，其特征在于，所述第一测力单元（2）还包括侧板（204），两个所述承力块均与侧板（204）的同一端面抵接。

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