CN116878896A - 一种飞行器发动机静力实验台 - Google Patents

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thrust longitudinal
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王启家
牛孝霞
王明海
王巍
高为民
叶超
黄文涛
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Shenyang Aerospace University
AECC Shenyang Engine Research Institute
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Shenyang Aerospace University
AECC Shenyang Engine Research Institute
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Abstract

一种飞行器发动机静力实验台，包括实验台架及承力框架；承力框架焊接固装在实验台架上，承力框架沿上下方向安装两台发动机；承力框架的四个承力框之间由长桁固定；承力框上根据发动机外形和偏转角度设有槽口，槽口需要满足发动机装配需求；发动机前端通过主安装节与承力框相连；发动机尾端通过辅助安装节与承力框相连；前三个承力框之间通过螺栓固连有推力纵梁；主安装节处承力框与推力纵梁之间固装有连接板。本发明能够将两台发动机以一定的距离和夹角安装到单一静力实验台上，可以模拟发动机工作状态，可实现两台发动机静力加载实验，能获得发动机和承力框形变并验证主辅安装节强度是否满足工作需求，满足多个发动机组合工作时的静力实验要求。

Description

一种飞行器发动机静力实验台
技术领域
本发明属于发动机静力实验技术领域，特别是涉及一种飞行器发动机静力实验台。
背景技术
目前，发动机静力实验广泛用于航空航天产品的力学模拟验证和可靠性验证，进而用于检验发动机产品在静载荷作用下的强度、刚度以及应力、变形分布情况。
飞行器发动机工作时通常处于高温环境下，因此需要同时进行静力和高温复合试验，用以更加真实地模拟发动机产品的实际力学环境。
然而，传统的发动机静力实验台多适用于单个发动机开展静力实验，而无法满足多个发动机组合工作时的静力实验要求。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提供一种飞行器发动机静力实验台，能够将两台发动机以一定的距离和夹角安装到单一静力实验台上，可以模拟飞行器发动机的工作状态，可以实现两个发动机的静力加载实验，能获得发动机和承力框的形变以及验证主辅安装节的强度是否满足工作需求，满足多个发动机组合工作时的静力实验要求。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种飞行器发动机静力实验台，包括实验台架及承力框架；所述承力框架固定安装在实验台架上，承力框架上部用于安装第一发动机，承力框架下部用于安装第二发动机。
所述承力框架以焊接方式与实验台架固定连接。
所述承力框架包括第一承力框、第二承力框、第三承力框、第四承力框及长桁；所述第一承力框、第二承力框、第三承力框及第四承力框由前至后顺序布设，第一承力框、第二承力框、第三承力框及第四承力框之间由长桁进行固定，若干长桁沿承力框周向分布。
所述长桁通过螺栓与第一承力框、第二承力框、第三承力框和第四承力框固定连接。
在所述第一承力框、第二承力框、第三承力框和第四承力框上根据第一发动机和第二发动机的外形和偏转角度设有槽口，且槽口需要满足第一发动机和第二发动机的装配需求。
所述第一发动机的前端分别通过第一主安装节和第二主安装节与第一承力框相连；所述第二发动机的前端分别通过第三主安装节和第四主安装节与第一承力框相连。
所述第一发动机的尾端分别通过第一辅助安装节、第二辅助安装节和第三辅助安装节与第四承力框相连；所述第二发动机的尾端分别通过第四辅助安装节和第五辅助安装节与第四承力框相连。
在所述第一承力框、第二承力框和第三承力框之间分别安装有第一推力纵梁、第二推力纵梁、第三推力纵梁和第四推力纵梁；所述第一推力纵梁和第二推力纵梁位于第一发动机左右两侧，所述第三推力纵梁和第三推力纵梁位于第二发动机左右两侧。
所述第一推力纵梁、第二推力纵梁、第三推力纵梁和第四推力纵梁均通过螺栓与第一承力框、第二承力框和第三承力框固定连接。
在所述第一主安装节所在处的第一承力框与第一推力纵梁之间通过螺栓固定安装有第一连接板；在所述第二主安装节所在处的第一承力框与第二推力纵梁之间通过螺栓固定安装有第二连接板；在所述第三主安装节所在处的第一承力框与第三推力纵梁之间通过螺栓固定安装有第三连接板；在所述第四主安装节所在处的第一承力框与第四推力纵梁之间通过螺栓固定安装有第四连接板。
本发明的有益效果：
本发明的飞行器发动机静力实验台，能够将两台发动机以一定的距离和夹角安装到单一静力实验台上，可以模拟飞行器发动机的工作状态，可以实现两个发动机的静力加载实验，能获得发动机和承力框的形变以及验证主辅安装节的强度是否满足工作需求，满足多个发动机组合工作时的静力实验要求。
附图说明
图1为本发明的一种飞行器发动机静力实验台的结构示意图(视角一)；
图2为本发明的一种飞行器发动机静力实验台(安装有第一发动机和第二发动机)的结构示意图(视角一)；
图3为本发明的一种飞行器发动机静力实验台(安装有第一发动机和第二发动机)的结构示意图(视角二)；
图4为本发明的一种飞行器发动机静力实验台的实验台架结构示意图；
图中，1—实验台架，2—第一发动机，3—第二发动机，4—第一承力框，5—第二承力框，6—第三承力框，7—第四承力框，8—长桁，9—第一主安装节，10—第二主安装节，11—第三主安装节，12—第四主安装节，13—第一辅助安装节，14—第二辅助安装节，15—第三辅助安装节，16—第四辅助安装节，17—第一推力纵梁，18—第二推力纵梁，19—第三推力纵梁，20—第四推力纵梁，21—第一连接板，22—第三连接板。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的详细说明。
如图1～4所示，一种飞行器发动机静力实验台，包括实验台架1及承力框架；所述承力框架固定安装在实验台架1上，承力框架上部用于安装第一发动机2，承力框架下部用于安装第二发动机3。
所述承力框架以焊接方式与实验台架1固定连接。
所述承力框架包括第一承力框4、第二承力框5、第三承力框6、第四承力框7及长桁8；所述第一承力框4、第二承力框5、第三承力框6及第四承力框7由前至后顺序布设，第一承力框4、第二承力框5、第三承力框6及第四承力框7之间由长桁8进行固定，若干长桁8沿承力框周向分布。
所述长桁8通过螺栓与第一承力框4、第二承力框5、第三承力框6和第四承力框7固定连接。
在所述第一承力框4、第二承力框5、第三承力框6和第四承力框7上根据第一发动机2和第二发动机3的外形和偏转角度设有槽口，且槽口需要满足第一发动机2和第二发动机3的装配需求。
所述第一发动机2的前端分别通过第一主安装节9和第二主安装节10与第一承力框4相连；所述第二发动机3的前端分别通过第三主安装节11和第四主安装节12与第一承力框4相连。
所述第一发动机2的尾端分别通过第一辅助安装节13、第二辅助安装节14和第三辅助安装节15与第四承力框7相连；所述第二发动机3的尾端分别通过第四辅助安装节16和第五辅助安装节与第四承力框7相连。
在所述第一承力框4、第二承力框5和第三承力框6之间分别安装有第一推力纵梁17、第二推力纵梁18、第三推力纵梁19和第四推力纵梁20；所述第一推力纵梁17和第二推力纵梁18位于第一发动机2左右两侧，所述第三推力纵梁19和第三推力纵梁20位于第二发动机3左右两侧。
所述第一推力纵梁17、第二推力纵梁18、第三推力纵梁19和第四推力纵梁20均通过螺栓与第一承力框4、第二承力框5和第三承力框6固定连接。
在所述第一主安装节9所在处的第一承力框4与第一推力纵梁17之间通过螺栓固定安装有第一连接板21；在所述第二主安装节10所在处的第一承力框4与第二推力纵梁18之间通过螺栓固定安装有第二连接板；在所述第三主安装节11所在处的第一承力框4与第三推力纵梁19之间通过螺栓固定安装有第三连接板22；在所述第四主安装节12所在处的第一承力框4与第四推力纵梁20之间通过螺栓固定安装有第四连接板。
在开展发动机静力实验时，承力框架用来传递发动机的载荷。具体的，由第一主安装节9和第二主安装节10将第一发动机2承受的载荷传递给第一承力框4，由第三主安装节11和第四主安装节12将第二发动机3承受的载荷传递给第一承力框4。
第一辅助安装节13、第二辅助安装节14和第三辅助安装节15一方面用来辅助支撑第一发动机2，另一方面可通过调整第一辅助安装节13、第二辅助安装节14和第三辅助安装节15的长度来控制第一发动机2的俯仰角度，而第四辅助安装节16和第五辅助安装节仅用来辅助支撑第二发动机3。
针对第一推力纵梁17、第二推力纵梁18、第三推力纵梁19和第四推力纵梁20来说，用以传递拉力，针对第一主安装节9、第二主安装节10、第三主安装节11及第四主安装节12处的第一连接板21、第二连接板、第三连接板22及第四连接板，用以增强各个主安装节孔处的强度，保证均匀的传递压力。
实施例中的方案并非用以限制本发明的专利保护范围，凡未脱离本发明所为的等效实施或变更，均包含于本案的专利范围中。

Claims (10)

1.一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：包括实验台架及承力框架；所述承力框架固定安装在实验台架上，承力框架上部用于安装第一发动机，承力框架下部用于安装第二发动机。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：所述承力框架以焊接方式与实验台架固定连接。
3.根据权利要求2所述的一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：所述承力框架包括第一承力框、第二承力框、第三承力框、第四承力框及长桁；所述第一承力框、第二承力框、第三承力框及第四承力框由前至后顺序布设，第一承力框、第二承力框、第三承力框及第四承力框之间由长桁进行固定，若干长桁沿承力框周向分布。
4.根据权利要求3所述的一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：所述长桁通过螺栓与第一承力框、第二承力框、第三承力框和第四承力框固定连接。
5.根据权利要求4所述的一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：在所述第一承力框、第二承力框、第三承力框和第四承力框上根据第一发动机和第二发动机的外形和偏转角度设有槽口，且槽口需要满足第一发动机和第二发动机的装配需求。
6.根据权利要求5所述的一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：所述第一发动机的前端分别通过第一主安装节和第二主安装节与第一承力框相连；所述第二发动机的前端分别通过第三主安装节和第四主安装节与第一承力框相连。
7.根据权利要求6所述的一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：所述第一发动机的尾端分别通过第一辅助安装节、第二辅助安装节和第三辅助安装节与第四承力框相连；所述第二发动机的尾端分别通过第四辅助安装节和第五辅助安装节与第四承力框相连。
8.根据权利要求7所述的一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：在所述第一承力框、第二承力框和第三承力框之间分别安装有第一推力纵梁、第二推力纵梁、第三推力纵梁和第四推力纵梁；所述第一推力纵梁和第二推力纵梁位于第一发动机左右两侧，所述第三推力纵梁和第三推力纵梁位于第二发动机左右两侧。
9.根据权利要求8所述的一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：所述第一推力纵梁、第二推力纵梁、第三推力纵梁和第四推力纵梁均通过螺栓与第一承力框、第二承力框和第三承力框固定连接。
10.根据权利要求9所述的一种飞行器发动机静力实验台，其特征在于：在所述第一主安装节所在处的第一承力框与第一推力纵梁之间通过螺栓固定安装有第一连接板；在所述第二主安装节所在处的第一承力框与第二推力纵梁之间通过螺栓固定安装有第二连接板；在所述第三主安装节所在处的第一承力框与第三推力纵梁之间通过螺栓固定安装有第三连接板；在所述第四主安装节所在处的第一承力框与第四推力纵梁之间通过螺栓固定安装有第四连接板。
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