CN115560989A - 一种航空发动机高空模拟测试集成式平台 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空发动机测试技术领域，具体为一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，包括支撑平台、发动机前支架总成、发动机后支架总成，航空活塞发动机通过发动机前支架总成和发动机后支架总成固定在支撑平台上；发动机前支架总成包括水平支撑总成和垂直支撑总成，用于限制航空活塞发动机在运行过程中由振动引起的水平方向位移和垂直方向位移；发动机后支架总成包括发动机连接支架、发动机后支架、执行机构支架和舵机系统，用以对航空活塞发动机及其各个执行机构进行固定；本平台能够在高空环境模拟舱外完成高空模拟试验的大部分前期准备工作，通过吊装设备从高空环境模拟舱中进行一体化吊离，节省了试验准备过程中的使用时间，更方便快捷。

Description

一种航空发动机高空模拟测试集成式平台

技术领域

本发明属于航空发动机测试技术领域，具体涉及一种航空发动机高空模拟测试集成式平台。尤其是涉及一种具备航空活塞发动机和测功机等设备集成化安装调试能力、设备与平台一体化吊装能力和多试验通用能力的集成式平台。

背景技术

航空活塞发动机的高空模拟测试通常在位于地面的高空模拟测试台进行，它通过控制环境舱内的压力和温度来模拟不同海拔高度的大气环境，试验时通过测功机测量航空活塞发动机的性能。当航空活塞发动机在高空模拟测试台进行试验时，需要在高空环境模拟舱底座上固定测功机、航空活塞发动机和发动机其他部件。

在通常的航空活塞发动机高空模拟测试的试验准备过程中，测功机、航空活塞发动机和发动机各部件通过多次吊装分别放入高空环境模拟舱内，之后被分别安装和固定在高空环境模拟舱底座上。并且，各个设备的调试和设备间的连接过程均需要在高空环境模拟舱内进行，包括航空活塞发动机与测功机之间的同轴度调整过程和航空活塞发动机与发动机执行机构的连接与调试过程等。在试验结束后的设备拆卸过程中，各试验设备在解除固定并断开连接后被分别吊离高空环境模拟舱。上述的过程均极大延长了在试验开始前和试验结束后对高空环境模拟舱的使用时间，提高了试验成本。

在航空活塞发动机的高空模拟测试前，通常需要进行海平面状态的常规发动机台架试验，试验中测功机通常直接固定在常规发动机台架实验室地面的铸铁平台上，发动机通过发动机台架接固定在铸铁平台上。在海平面状态的常规发动机台架试验结束后，测功机和航空活塞发动机需要被拆卸并分别运送至高空模拟环境舱中，这导致了两个试验之间的衔接困难，试验准备成本高。

CN103063435A公开了一种发动机的测试装置即发动机试验台，包括沿对接方向前后延伸设置于试验台上的对接导轨、以及具有与对接导轨适配的平台导轨从而能够在对接导轨上导向移动的移动平台，移动平台底部沿前后方向设置有至少两对滚轮，试验台上设置有供滚轮前后滚动移动的滚道，滚道具有用于使各滚轮下降且下降高度大于移动平台通过滚轮支撑在滚道上时对接导轨与平台导轨之间的高度差的台阶、或者对接导轨或平台导轨或滚道或滚轮设置在具有上下位移输出并能够使对接导轨与平台导轨相向移动靠近形成滑动配合或相背移动分离并使滚轮支撑到滚道上的升降机构上。该方案可以容易实现移动平台从准备间到试验室的转移及测试时的对接。

CN203719903U公开了一种气动发动机测试装置，包括底座，设置在该底座上用于固定气动发动机的三维可调夹具和固定夹具，以及设于底座上方与固定夹具连接的测试装置，所述测试装置通过固定夹具与发动机连接，所述底座内还设有冷却水循环系统，该冷却水循环系统与测试装置连接。主要解决现有技术对气动发动机的性能测试不规范、不精确的问题。

但上述装置均不能解决航空发动机高空模拟测试时，需要将测功机、航空活塞发动机和发动机各部件通过多次吊装分别放入高空环境模拟舱内，之后被分别安装和固定在高空环境模拟舱底座，而对于高空环境模拟舱的台架支撑，难以同时保证对航空活塞发动机的稳定固定和减轻发动机运转过程中产生的振动，必须通过专门的支撑设计进行保证。但两个试验的设备安装位置不同，导致不同试验的设备支撑需要分别设计。现有的发明仅设计为提高单个测功机或发动机的拆装便捷性。在高空模拟测试准备和试验进行过程中，现有的发明无法满足对提高航空活塞发动机和测功机的拆装效率、提高各设备间的连接和调试效率、降低高空环境模拟舱的使用时间和成本、提高发动机高空模拟测试和海平面状态试验之间衔接程度、减轻发动机在运转过程中振动的多重要求。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机高空模拟测试集成式平台。

本发明完整的技术方案包括：

一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，包括支撑平台、发动机前支架总成、发动机后支架总成，所述支撑平台用以固定和支撑测功机、发动机前支架总成和发动机后支架总成，航空活塞发动机通过发动机前支架总成和发动机后支架总成固定在支撑平台上；

所述支撑平台包括位于两侧的两根纵梁和四根测功机底座横梁、一根前支架总成底座横梁和一根后支架总成底座横梁，支撑平台的底部通过焊接在纵梁上的六个支撑平台连接法兰固定在高空环境模拟舱底座上，每根纵梁上各焊接有三个形状不同的支撑平台连接法兰；

支撑平台的重量和形状经过计算和优化，在保证试验顺利进行的前提下极大减轻了重量。其中，横梁和纵梁通过焊接连接成坚固的刚性构架，实现了结构方面的优化，与同体积的试验用铸铁平台相比，重量从1482.4kg降低到172.7kg。支撑平台的形状设计采用三维建模技术和有限元分析方法，对由不同数量的纵梁和横梁组成的支撑平台的结构进行刚度和强度分析比较后，选择了由两根纵梁和六根横梁焊接方法形成的刚性支架。

支撑平台连接法兰的形状由高空环境模拟舱底座的安装孔的位置决定。

支撑平台的四根测功机底座横梁的位置根据测功机的底面尺寸和重心位置计算决定，提高了对测功机的支承刚度，减轻了测功机的振动。支撑平台的四根测功机底座横梁中，其中两根分别位于测功机长方形底部的横边位置，其余测功机底座横梁是通过三维有限元分析的方法进行刚度和强度计算，根据支撑测功机所需的强度和刚度，确定测功机底座横梁的数量和位置。经过三维有限元分析计算，四根测功机底座横梁的设计方案满足支撑测功机所需的强度和刚度。

支撑平台上焊接有四块测功机支撑板，每块测功机支撑板加工有一个测功机安装孔，用以固定测功机的角点；

支撑平台两根纵梁的侧面各焊接有两个吊环，用于集成式平台和固定在集成式平台上的设备的一体化吊装；

吊环的位置由集成式安装平台和设备的整体位置和重心计算决定。通过建立带吊环的安装平台有限元模型，通过分析应力云图校核吊装时集成式安装平台得抗弯强度，根据安装平台的允许应力大于最大应力的设计条件，确定两吊钩纵向（X向）距离和横向（Y向）距离。

前支架总成底座横梁上焊接有两块前支架总成连接法兰，前支架总成连接法兰用于固定垂直支撑臂架和水平支撑臂架；后支架总成底座横梁上焊接有一块后支架总成连接法兰，后支架总成连接法兰用以固定发动机后支架总成；

发动机前支架总成包括水平支撑总成和垂直支撑总成，用于限制航空活塞发动机在运行过程中由振动引起的水平方向位移和垂直方向位移；

发动机后支架总成包括发动机连接支架、发动机后支架、执行机构支架和舵机系统，用以对航空活塞发动机各个执行机构进行固定。

进一步的，支撑平台连接法兰的形状由高空环境模拟舱底座的安装孔的位置决定。

进一步的，水平支撑总成和垂直支撑总成均固定在前支架总成连接法兰上，水平支撑总成和垂直支撑总成中分别安装有水平支撑阻尼垫和垂直支撑阻尼垫。

阻尼垫用于吸收航空活塞发动机的振动能量，并且在可控范围内降低了支架的刚性，释放部分自由度，防止过约束。

进一步的，水平支撑总成由Z形水平支撑臂、水平支撑臂架、水平支撑阻尼垫和推力关节轴承组成；Z形水平支撑臂与水平支撑臂架之间安装水平支撑阻尼垫；水平支撑臂架固定在支撑平台的前支架总成连接法兰上，Z形水平支撑臂另一端与发动机支撑安装孔连接；Z形水平支撑臂与航空活塞发动机的安装孔之间采用推力关节轴承；Z形水平支撑臂绕航空活塞发动机安装孔轴线的旋转自由度没有被限制，防止产生过约束，并且可以承受较大的轴向载荷。

Z形水平支撑臂和水平支撑臂架上的安装孔为腰形孔设计，两组水平支撑腰形孔分别平行于X轴和Y轴，水平支撑总成能够在X轴方向和Y轴方向进行位置调节。

进一步的，垂直支撑总成由垂直支撑臂、垂直支撑臂架和垂直支撑阻尼垫组成；垂直支撑臂与垂直支撑臂架之间安装垂直支撑阻尼垫，垂直支撑臂架的底座固定在支撑平台的前支架总成连接法兰上；垂直支撑臂与航空活塞发动机的支撑安装孔之间采用带轴向定位的向心关节轴承；垂直支撑臂绕安装孔轴线的旋转自由度没有被限制，防止产生过约束，同时能够承受较大的径向载荷。

垂直支撑臂和垂直支撑臂架上的安装孔为腰形孔设计，并且两组垂直支撑腰形孔分别平行于X轴和Y轴，垂直支撑总成能够在轴方向和Y轴方向进行位置调节。

进一步的，发动机连接支架一端与航空活塞发动机的支撑安装孔相连接，另一端固定在发动机后支架上，发动机后支架的底座固定在支撑平台的后支架总成连接法兰上，发动机后支架与执行机构支架通过焊接连接，执行机构支架上安装有航空活塞发动机的各个执行机构。

发动机连接支架选用角钢材料焊接而成，并通过仿真计算，在保证支架的刚度和强度的同时简化了结构，减轻了整体重量。

发动机连接支架通过三个螺栓固定在发动机后支架上，三个螺栓安装孔呈三角形分布；其中顶部的两个螺栓安装孔的连接线平行于X轴并设计为腰形孔，腰形孔的宽度大于螺栓直径，使航空活塞发动机在XZ平面内的位置能够调整，以调整发动机与测功机的同轴度；

进一步的，发动机后支架上设置有涡轮增压器控制单元安装孔、废气门舵机安装孔和起动机继电器安装孔；发动机后支架的顶部安装了舵机系统，并通过滑油箱卡箍和滑油箱支架对滑油箱进行固定。

进一步的，发动机后支架通过平行的三个安装孔固定在支撑平台上，两侧的两个安装孔设计为腰形孔，腰形孔的宽度大于螺栓直径，使航空活塞发动机在XY平面内的位置可以调整，以调整发动机与测功机的同轴度。

执行机构支架上安装航空活塞发动机的各个执行机构，它与发动机后支架通过焊接连接。执行机构支架上设置有分电器安装孔、第一汇流排安装孔、第二汇流排安装孔、保险盒继电器安装孔、电容安装孔和整流器安装孔。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明提供的集成式平台在不同试验中具有通用性，既可以用于发动机高空模拟试验，也可以用于海平面状态试验。通过集成式平台和试验设备的一体化吊装，便捷地实现试验设备在两个试验之间的转运。

1.本发明的集成式平台能够集成式地安装和固定航空活塞发动机高空模拟试验的大部分试验设备，包括测功机、航空活塞发动机、发动机各执行机构和发动机的舵机系统。发动机的执行机和舵机系统构被集成和固定在了后支撑总成的后支架和执行机构支架上，充分利用了安装平台的空间。

2.通过本发明的集成式平台，能够在高空环境模拟舱外完成高空模拟试验的大部分前期准备工作，节省了试验准备过程中对高空环境模拟舱的使用时间。在集成式平台上可以完成的试验前期准备工作包括测功机和航空活塞发动机及其部件的安装工作、部件间的连接调试工作以及测功机和航空活塞发动机的同轴度预校准工作。

3.通过本发明的集成式平台，提高了试验结束后试验设备的拆卸效率，减少了试验设备占据模拟高空试验台的时间。在拆卸过程中，仅需解除集成式平台和高空环境模拟舱底座的螺栓连接，就可以将集成式平台和航空活塞发动机、测功机和发动机重要部件通过吊装设备从高空环境模拟舱中进行一体化吊离，与将各设备从高空环境模拟舱中分别吊离的传统拆卸方式相比更加方便快捷。

4.通过本发明在发动机后支架与发动机连接支架连接处的腰形安装孔设计和发动机后支架与支撑平台连接处的腰形安装孔设计，保证了航空活塞发动机在所有方位的可调整范围，便于测功机与航空活塞发动机的同轴度调节。其中，发动机后支架与发动机连接支架连接处的腰形安装孔设计使航空活塞发动机在XZ平面内的位置可以调整，发动机后支架与支撑平台连接处的腰形安装孔设计使航空活塞发动机在XY平面内的位置可以调整。

5.本发明提供的集成式平台在不同试验中具有通用性，安装平台既可以用于发动机高空模拟试验，也可以用于海平面状态试验。安装平台底部的连接法兰可以通过螺栓固定在海平面状态试验台架实验室地面的铸铁平台上。并且，通过集成式平台和试验设备的一体化吊装，使测功机和发动机等设备在常规发动机海平面状态试验和高空模拟试验之间的转运更加便捷高效。

6.本发明的集成式平台的重心和形状经过计算和优化，保证了试验的安全。经过优化的集成式平台可以保证即使安装平台本身没有被固定时，发动机和测功机在运转时的振动和倾覆力矩也不会引起安装平台的移动和倾覆。集成式平台一方面可以独立作为发动机的试验台架使用，另一方面安装平台可以保证在试验中螺栓固定失效时试验仍能够顺利进行，保证了试验的安全性。

7.本发明的前支架总成通过水平支撑总成和垂直支撑总成，限制了发动机由振动引起的水平位移和轴向位移，降低了发动机的振动对测功机的影响，防止发动机在运转过程中侧翻。垂直支撑臂与航空活塞发动机的支撑安装孔之间采用带轴向定位的向心关节轴承，垂直支撑臂绕安装孔轴线的旋转自由度没有被限制，防止产生过约束，同时能够承受较大的径向载荷。Z形水平支撑臂与航空活塞发动机的安装孔之间采用推力关节轴承，Z形水平支撑臂绕航空活塞发动机安装孔轴线的旋转自由度没有被限制，防止产生过约束，并且可以承受较大的轴向载荷。水平支撑总成和垂直支撑总成上的螺栓安装孔设计为腰形孔，并且两组腰形孔分别平行于X轴和Y轴，使得前支架总成具有X轴方向和Y轴方向的位置调节能力，便于前支架总成的安装和位置调整。

附图说明

图1是本发明集成式平台的整体结构示意图；

图2是本发明支撑平台的结构示意图；

图3是本发明发动机前支架总成的结构示意图；

图4是本发明发动机后支架总成的发动机连接支架一侧的结构示意图；

图5是本发明发动机后支架总成的执行机构支架一侧的结构示意图。

其中，1-支撑平台，2-发动机前支架总成，3-发动机后支架总成，4-测功机，5-航空活塞发动机，6-高空环境模拟舱底座，101-纵梁，102-测功机底座横梁，103-前支架总成底座横梁，104-后支架总成底座横梁，105-支撑平台连接法兰，106-吊环，107-前支架总成连接法兰，108-测功机支撑板，109-后支架总成连接法兰，1010-测功机安装孔，201-垂直支撑总成，202-水平支撑总成，203-垂直支撑臂，204-垂直支撑阻尼垫，205-垂直支撑臂架，206-Z形水平支撑臂，207-水平支撑阻尼垫，208-水平支撑臂架，209-向心关节轴承，2010-推力关节轴承，2011-垂直支撑腰形孔，2012-水平支撑腰形孔，301-发动机后支架，302-执行机构支架，303-发动机连接支架，304-舵机系统，305-滑油箱卡箍，306-滑油箱支架，307-分电器安装孔，308-第一汇流排安装孔，309-第二汇流排安装孔，3010-保险盒继电器安装孔，3011-电容安装孔，3012-整流器安装孔，3013-涡轮增压器控制单元安装孔，3014-废气门舵机安装孔，3015-起动机继电器安装孔，3016-发动机后支架安装腰形孔，3017-发动机连接支架安装腰形孔，3018-滑油箱。

具体实施方式

下面结合本发明的附图，对本发明的技术方案进行进一步的详细说明，显然，所描述的实施例仅作为例示，并非用于限制本次申请。

下面结合附图，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

一种用于航空活塞发动机高空模拟试验的集成式平台，如图1所示，包括：支撑平台1、发动机前支架总成2、发动机后支架总成3。支撑平台1固定在高空试验舱底座6上，支撑平台1上固定和支撑了测功机4、发动机前支架总成2和发动机后支架总成3，航空活塞发动机5通过发动机前支架总成2和发动机后支架总成3固定在支撑平台1上。发动机前支架总成2用以限制航空活塞发动机5由振动引起的位移，并防止发动机在运转过程中侧翻，发动机后支架总成3用以固定和支撑航空活塞发动机5。

支撑平台1的结构如图2所示，包括：纵梁101、测功机底座横梁102、前支架总成底座横梁103、后支架总成底座横梁104、支撑平台连接法兰105、吊环106、前支架总成连接法兰107、测功机支撑板108、后支架总成连接法兰109。支撑平台1具有框架式结构，整体框架是由两根纵梁101和六根横梁焊接而成，六根横梁分为四根用于支撑测功机的测功机底座横梁102、一根用于支撑发动机前支架总成2的前支架总成底座横梁103和一根用于支撑发动机后支架总成3的后支架总成底座横梁104。

支撑平台1的底部通过焊接在纵梁上的六个支撑平台连接法兰105固定在高空环境模拟舱底座6上，每根纵梁101上各焊接有三个形状不同的支撑平台连接法兰105，支撑平台连接法兰105的形状由高空环境模拟舱底座6的安装孔的位置决定。前支架总成底座横梁103上焊接有两块前支架总成连接法兰107，分别用于固定垂直支撑臂架203和水平支撑臂架205。

支撑平台1上焊接有四块测功机支撑板108，每块测功机支撑板108焊接在两根测功机底座横梁102和一根纵梁101之上，每个测功机支撑板108表面加工有一个测功机安装孔1010，用以固定测功机的角点。支撑平台1的两根纵梁101的侧面各焊接有两个吊环106。后支架总成底座横梁104上焊接有后支架总成连接法兰109，后支架总成连接法兰109上加工有三个发动机后支架安装孔1011，用以固定发动机后支架总成3的发动机后支架301。

发动机前支架总成2的结构如图3所示，包括:垂直支撑总成201、水平支撑总成202、垂直支撑臂203、垂直支撑阻尼垫204、垂直支撑臂架205、Z形水平支撑臂206、水平支撑阻尼垫207、水平支撑臂架208、向心关节轴承209、推力关节轴承2010、垂直支撑腰形孔2011、水平支撑腰形孔2012。垂直支撑总成201和水平支撑总成202分别限制航空活塞发动机5在运行过程中由振动引起的垂直方向位移和水平方向位移。垂直支撑总成201和水平支撑总成202均固定在支撑平台1的前支架总成连接法兰107上。

垂直支撑总成201由垂直支撑臂203、垂直支撑阻尼垫204、垂直支撑臂架205和向心关节轴承209组成。垂直支撑臂203与垂直支撑臂架205之间安装有垂直支撑阻尼垫204。垂直支撑臂架205固定在前支架总成连接法兰107上，垂直支撑臂203另一端与航空活塞发动机5的安装孔连接。垂直支撑臂203与航空活塞发动机5的安装孔之间采用带轴向定位的向心关节轴承209，垂直支撑臂203绕航空活塞发动机5的安装孔轴线的旋转自由度没有被限制，防止产生过约束，同时能够承受较大的径向载荷。垂直支撑臂和垂直支撑臂架205上的安装孔使用了腰形孔设计，并且两组垂直支撑腰形孔2011分别平行于X轴和Y轴，使得垂直支撑总成201具有X轴方向和Y轴方向的位置调节能力。

水平支撑总成202由Z形水平支撑臂206、水平支撑阻尼垫207、水平支撑臂架208和推力关节轴承2010组成。Z形水平支撑臂206与水平支撑臂架208之间安装有水平支撑阻尼垫207。水平支撑臂架208固定在前支架总成连接法兰107上，Z形水平支撑臂206另一端与航空活塞发动机5的安装孔连接。Z形水平支撑臂206与航空活塞发动机5的安装孔之间采用推力关节轴承2010，Z形水平支撑臂206绕航空活塞发动机5的安装孔轴线的旋转自由度没有被限制，防止产生过约束，可以承受较大的轴向载荷。Z形水平支撑臂206和水平支撑臂架208上的安装孔使用腰形孔设计，并且两组水平支撑腰形孔2012分别平行于X轴和Y轴，使得水平支撑总成202具有X轴方向和Y轴方向的位置调节能力。

发动机后支架总成3对航空活塞发动机5和它的各个执行机构进行固定，如图4所示，发动机后支架总成3包括发动机后支架301、执行机构支架302、发动机连接支架303、舵机系统304。发动机连接支架303是由角钢焊接而成，发动机连接支架303的形状是根据航空活塞发动机5的形状和结构强度计算结果共同确定的。发动机连接支架303通过三个螺栓固定在发动机后支架301上，三个螺栓安装孔呈三角形分布。其中顶部的两个螺栓安装孔的连接线平行于X轴并设计为腰形孔，发动机连接支架安装腰形孔3017的宽度大于螺栓直径，使航空活塞发动机5在XZ平面内的位置可以调整，便于调整航空活塞发动机5与测功机4的同轴度。

发动机后支架301通过平行的三个安装孔固定在支撑平台1上，两侧的两个安装孔设计为腰形孔，发动机后支架安装腰形孔3016的宽度大于螺栓直径，使航空活塞发动机5在XY平面内的位置可以调整，便于调整航空活塞发动机5与测功机4的同轴度。发动机后支架301上设置有涡轮增压器控制单元安装孔3013、废气门舵机安装孔3014和起动机继电器安装孔3015，用以安装航空活塞发动机5的涡轮增压器控制单元、废气门舵机和起动机继电器。发动机后支架301的顶部安装了舵机系统304，发动机后支架301上通过滑油箱卡箍305和滑油箱支架306对滑油箱3018进行固定。

执行机构支架302上安装航空活塞发动机5的各个执行机构，它与发动机后支架301通过焊接连接，如图5所示。执行机构支架上设置有分电器安装孔307、第一汇流排安装孔308、第二汇流排安装孔309、保险盒继电器安装孔3010、电容安装孔3011和整流器安装孔3012，用以安装航空活塞发动机5的分电器、第一汇流排、第二汇流排、保险盒继电器电容和整流器。

以上申请的仅为本申请的一些实施方式。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请创造构思的前提下，还可以做出若干变型和改进，这些都属于本申请的保护范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，其特征在于，包括支撑平台、发动机前支架总成、发动机后支架总成，所述支撑平台用以固定和支撑测功机、发动机前支架总成和发动机后支架总成，航空活塞发动机通过发动机前支架总成和发动机后支架总成固定在支撑平台上；

所述支撑平台包括位于两侧的两根纵梁和四根测功机底座横梁、一根前支架总成底座横梁和一根后支架总成底座横梁，支撑平台的底部通过焊接在纵梁上的六个支撑平台连接法兰固定在高空环境模拟舱底座上，每根纵梁上各焊接有三个形状不同的支撑平台连接法兰；

支撑平台上焊接有四块测功机支撑板，每块测功机支撑板加工有一个测功机安装孔，用以固定测功机的角点；

支撑平台两根纵梁的侧面各焊接有两个吊环，用于集成式平台和固定在集成式平台上的设备的一体化吊装；

前支架总成底座横梁上焊接有两块前支架总成连接法兰，前支架总成连接法兰用于固定垂直支撑臂架和水平支撑臂架；后支架总成底座横梁上焊接有一块后支架总成连接法兰，后支架总成连接法兰用以固定发动机后支架总成；

发动机前支架总成包括水平支撑总成和垂直支撑总成，用于限制航空活塞发动机在运行过程中由振动引起的水平方向位移和垂直方向位移；

发动机后支架总成包括发动机连接支架、发动机后支架、执行机构支架和舵机系统，用以对航空活塞发动机各个执行机构进行固定。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，其特征在于，支撑平台连接法兰的形状由高空环境模拟舱底座的安装孔的位置决定。

3.根据权利要求2所述的一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，其特征在于，水平支撑总成和垂直支撑总成均固定在前支架总成连接法兰上，水平支撑总成和垂直支撑总成中分别安装有水平支撑阻尼垫和垂直支撑阻尼垫。

4.根据权利要求3所述的一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，其特征在于，水平支撑总成由Z形水平支撑臂、水平支撑臂架、水平支撑阻尼垫和推力关节轴承组成；Z形水平支撑臂与水平支撑臂架之间安装水平支撑阻尼垫；水平支撑臂架固定在支撑平台的前支架总成连接法兰上，Z形水平支撑臂另一端与发动机支撑安装孔连接；Z形水平支撑臂与航空活塞发动机的安装孔之间采用推力关节轴承；

Z形水平支撑臂和水平支撑臂架上的安装孔为腰形孔设计，两组水平支撑腰形孔分别平行于X轴和Y轴，水平支撑总成能够在X轴方向和Y轴方向进行位置调节。

5.根据权利要求4所述的一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，其特征在于，

垂直支撑总成由垂直支撑臂、垂直支撑臂架和垂直支撑阻尼垫组成；垂直支撑臂与垂直支撑臂架之间安装垂直支撑阻尼垫，垂直支撑臂架的底座固定在支撑平台的前支架总成连接法兰上；垂直支撑臂与航空活塞发动机的支撑安装孔之间采用带轴向定位的向心关节轴承；

垂直支撑臂和垂直支撑臂架上的安装孔为腰形孔设计，并且两组垂直支撑腰形孔分别平行于X轴和Y轴，垂直支撑总成能够在轴方向和Y轴方向进行位置调节。

6.根据权利要求5所述的一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，其特征在于，发动机连接支架一端与航空活塞发动机的支撑安装孔相连接，另一端固定在发动机后支架上，发动机后支架的底座固定在支撑平台的后支架总成连接法兰上，发动机后支架与执行机构支架通过焊接连接，执行机构支架上安装有航空活塞发动机的各个执行机构；

发动机连接支架通过三个螺栓固定在发动机后支架上，三个螺栓安装孔呈三角形分布；其中顶部的两个螺栓安装孔的连接线平行于X轴并设计为腰形孔，腰形孔的宽度大于螺栓直径，使航空活塞发动机在XZ平面内的位置能够调整，以调整发动机与测功机的同轴度；

发动机后支架上设置有涡轮增压器控制单元安装孔、废气门舵机安装孔和起动机继电器安装孔；发动机后支架的顶部安装了舵机系统，并通过滑油箱卡箍和滑油箱支架对滑油箱进行固定。

7.根据权利要求6所述的一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，其特征在于，发动机后支架通过平行的三个安装孔固定在支撑平台上，两侧的两个安装孔设计为腰形孔，腰形孔的宽度大于螺栓直径，使航空活塞发动机在XY平面内的位置能够调整，以调整发动机与测功机的同轴度。

8.根据权利要求7所述的一种航空发动机高空模拟测试集成式平台，其特征在于，执行机构支架上设置有分电器安装孔、第一汇流排安装孔、第二汇流排安装孔、保险盒继电器安装孔、电容安装孔和整流器安装孔。

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