CN117647438A - 涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置和试验方法 - Google Patents
涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置和试验方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117647438A CN117647438A CN202311516475.1A CN202311516475A CN117647438A CN 117647438 A CN117647438 A CN 117647438A CN 202311516475 A CN202311516475 A CN 202311516475A CN 117647438 A CN117647438 A CN 117647438A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- mounting
- support column
- auxiliary support
- load
- section
- 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.)
- Pending
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 title claims abstract description 68
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 49
- 238000010998 test method Methods 0.000 title claims description 10
- 238000011068 loading method Methods 0.000 claims abstract description 34
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 16
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims abstract description 11
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims abstract description 11
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 13
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 6
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims description 5
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims description 5
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 abstract description 5
- 238000011160 research Methods 0.000 description 5
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 3
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 239000012141 concentrate Substances 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
本发明公开一种涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置，承力系统包括附件传动机匣、压气机机匣、左主安装节、右主安装节、左辅助安装节和右辅助安装节，安装系统包括左辅助支柱、右辅助支柱和两组拉杆组件，各拉杆组件的第一端分别连接在左主安装节、右主安装节上；试验装置包括承力墙和设置在附件传动机匣上的加载板，安装拉杆、左辅助支柱、右辅助支柱分别通过连接件连接在承力墙上；在左主安装节、右主安装节的锥面上沿圆周方向均匀设置多处第一应变计，在左辅助支柱、右辅助支柱和承力墙连接的连接件上分别在对称位置开设凹槽，凹槽内分别粘贴第二应变计。本试验装置可直接通过试验准确地反映出各安装节的真实载荷情况，无计算误差等的存在。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，具体地，涉及一种涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置和试验方法。
背景技术
涡桨发动机的安装节是发动机的重要承力件，将发动机产生的拉力传递给飞机，还承受起飞、着陆和机动飞行产生的惯性力和力矩，以及螺旋桨的扭矩、1P力和1P力矩，由两件主安装节、两件辅助安装节共同承担，具体如说明书附图1所示，图1中F为发动机总推力，G为发动机的重量，J为发动机的惯性力矩，Mp为螺旋桨1P力矩。
某型涡桨发动机的安装系统与原型机配装的安装系统存在较大差异，该安装系统的安装撑杆见说明书附图2，此时各安装节上承受载荷的分配发生了变化，为此必须确定安装系统的载荷分配关系，为发动机的主要承力件：减速器机匣、附件传动机匣、前安装节、后安装节的强度校核、强度试验以及疲劳寿命试验等提供载荷依据。
上述某型涡桨发动机的安装系统为2度静不定系统，以及主安装节上的减振包和辅助减振支柱中的挠性件均为非线性减振元件，采用有限元计算安装节载荷的误差较大，无法真实反映涡桨发动机的相关性能。目前航空发动机领域的相关研究主要集中于零部件或系统级(如齿轮传动、起落架机轮、复合层板多钉连接、机器人、称重传感器、飞机机身)，且绝大多采用有限元仿真计算分析，试验研究文献较少，国内相关研究也集中在飞机起落架、机翼等系统级试验，以及重型机械、齿轮减速机构、复合材料螺栓连接等试验和仿真技术，在发动机整机载荷分配试验领域缺乏相关研究文献。
公开号为CN115372134A的专利公开一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法，主安装节组件试验件，固定安装在固定底座上，主安装节组件试验件的中间具有安装梁，两端分别具有第一拉杆与第二拉杆，第一拉杆连接F1加载单元，第二拉杆连接F2加载单元；F1加载单元与F2加载单元又分别连接有承载立柱；安装梁，具有第一端与第二端，第一端通过销轴与主安装节组件试验件中间具有的安装孔连接，第二端具有球头，球头上套接有球头加载耳座，球头加载耳座分别连接FYZ加载单元与FX加载单元，该专利的试验装置充分考核了各零件间的相互作用，节省了单独计算各零件试验载荷的工作量。
上述专利虽然是对主安装节施加载荷，但其发明目的是为了验证主安装节的结构强度，并未涉及到安装系统的载荷分配，涡桨发动机在工作状态下其安装系统载荷如何分配，仍是航空发动机领域需要深入研究的问题。
发明内容
本发明要解决的技术问题在于针对现有技术的缺陷，提供一种能可靠地确定涡桨发动机安装系统各安装节真实载荷的载荷分配试验装置。
本发明的目的通过以下技术方案实现：
一种涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置，应用于发动机的承力系统，所述承力系统包括附件传动机匣、压气机机匣、燃烧室机匣、左主安装节、右主安装节、左辅助安装节和右辅助安装节，所述安装系统包括左辅助支柱、右辅助支柱和两组拉杆组件，所述拉杆组件包括三根安装拉杆，拉杆组件的第一端为三根安装拉杆的汇聚端，各拉杆组件的第一端分别连接在左主安装节、右主安装节上，所述左辅助支柱连接在左辅助安装节上，所述右辅助支柱连接在右辅助安装节上；所述试验装置包括承力墙和设置在附件传动机匣上的加载板，所述安装拉杆、左辅助支柱、右辅助支柱分别通过连接件连接在承力墙上；在所述左主安装节、右主安装节的锥面上沿圆周方向均匀设置多处第一应变计，在左辅助支柱、右辅助支柱和承力墙连接的连接件上分别在对称位置开设凹槽，所述凹槽的长度延伸至覆盖所述连接件的受力中点处，在连接件受力中点两侧的凹槽内分别粘贴第二应变计。
进一步地，所述第一应变计分别设置在左主安装节、右主安装节的锥面中部。
进一步地，左主安装节上第一应变计设置数量、右主安装节上第一应变计设置数量均为四个。
进一步地，左辅助支柱、右辅助支柱和承力墙连接的连接件为连接销钉，所述凹槽贯穿连接销钉长度方向。
本发明同时提供一种采用如上所述的试验装置进行涡桨发动机安装系统载荷分配的试验方法，分别对第一应变计、第二应变计进行标定，通过分级施加载荷，得到应变量和载荷之间的函数关系；之后使发动机安装系统恢复至正常状态，进行载荷分配试验，结合第一应变计、第二应变计的应变量得出相应载荷。
进一步地，第一应变计的标定过程为：将涡桨发动机燃烧室机匣端起吊，将左辅助支柱、右辅助支柱从左辅助安装节和右辅助安装节上脱开，使涡桨发动机保持水平位置摆放，对涡桨发动机依次施加X、Y、Z方向的载荷，分别实现对X方向、Y方向和Z方向的加载标定。
更进一步地，Y方向的加载标定为：采用一根两端分别连接在附件传动机匣安装边上的钢丝绳，Y方向载荷施力在钢丝绳上，Y方向载荷与左主安装节、右主安装节同轴。
更进一步地，Z方向的加载标定为：Z方向载荷施加在附件传动机匣上，施力点位于左主安装节中心和右主安装节中心所在的竖直平面上。
进一步地，第二应变计的标定过程为：设置一固定支架，所述固定支架包括固定底板和顶框，所述顶框和固定底板平行布置，所述固定底板上设有单耳片，将所述左辅助支柱或右辅助支柱竖直放置且一端通过开设凹槽的所述连接件连接在单耳片上、另一端连接在顶框上，沿左辅助支柱或右辅助支柱轴向施加载荷。
更进一步地，固定底板上还设有压板组件对单耳片进行压紧固定。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
无需通过计算分析安装系统各安装节上载荷情况，本发明的试验装置可直接通过试验即得出各安装节的真实载荷，该试验方法相较于传统的计算分析过程来说更直观，且因无复杂的计算过程和参数等引用，无计算误差等的存在，因而能更准确地反映出真实载荷情况。
附图说明
图1为背景技术所述的涡桨发动机安装节所承受的并传给承力组件的力和力矩示意图；
图2为背景技术和实施例1所述的承力系统的结构示意图；
图3为背景技术和实施例1所述的安装系统的结构示意图；
图4为实施例1所述的左主安装节/右主安装节上第一应变计位置示意图；
图5为图4视图的剖面图；
图6为实施例1所述的连接销钉上第二应变计位置示意图；
图7为图6视图的横截面示意图；
图8为实施例1所述的安装系统X方向加载标定示意；
图9和图10为实施例1所述的安装系统Y方向加载标定示意；
图11为实施例1所述的安装系统Z方向加载标定示意；
图12为实施例1所述的连接销钉上第二应变计标定示意图；
图13为实施例1所述的安装系统X方向加载试验示意；
图14和图15为实施例1所述的安装系统Y方向加载试验示意；
图16为实施例1所述的安装系统Z方向加载试验示意。
具体实施方式
为能清楚说明本方案的技术特点，下面通过具体实施方式，并结合其附图，对本技术方案进行详细阐述。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本申请，但是，本申请还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本申请的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
另外，在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“轴向”、“径向”、“周向”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的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是通信；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
实施例1
本实施例针对航空领域涡桨发动机在飞行工况下需要准确获悉传递到发动机安装节上的X、Y、Z方向的力，提供一种安装系统载荷分配的试验方法，具体通过设置载荷分配试验装置应用于发动机的承力系统，如图2所示，发动机的承力系统包括附件传动机匣11、压气机机匣12、燃烧室机匣13、左主安装节14、右主安装节(和左主安装节采用同一标号14)、左辅助安装节15和右辅助安装节(和左辅助安装节采用同一标号15)，按发动机的装配要求组装；如图3所示，发动机的安装系统包括左辅助支柱21、右辅助支柱(和左辅助支柱采用同一标号21)和两组拉杆组件，拉杆组件包括三根安装拉杆22，拉杆组件的第一端为三根安装拉杆22的汇聚端，各拉杆组件的第一端分别连接在左主安装节14和右主安装节上，左辅助支柱21连接在左辅助安装节15上，右辅助支柱连接在右辅助安装节上。
如图3所示，上述试验装置包括承力墙31和设置在附件传动机匣上的加载板32，加载板32厚约20mm，安装拉杆22、左辅助支柱21、右辅助支柱分别通过连接件连接在承力墙31上，连接件可以为螺栓或连接销钉等。
如图4和图5所示，在左主安装节14、右主安装节的锥面中部沿圆周方向均匀粘贴四处第一应变计33，即左主安装节14上第一应变计设置数量、右主安装节上第一应变计设置数量均为四个。
左辅助支柱21、右辅助支柱和承力墙31连接的连接件选用为连接销钉34，如图6和图7所示，在各连接销钉34上的对称位置开设轴向凹槽341，凹槽341的长度延伸至贯穿连接销钉长度方向，此时凹槽341覆盖连接销钉34的受力中点处，在连接销钉受力中点两侧的凹槽341内分别粘贴一片第二应变计35，组成半桥。
本实施例的试验方法为：分别对第一应变计33、第二应变计35进行标定，通过分级施加载荷，得到应变量-载荷之间的函数关系；之后使发动机安装系统恢复至正常状态进行载荷分配试验，通过第一应变计33、第二应变计35所反馈的应变量，结合标定时得出的函数关系，即可计算出各安装节的相应载荷。
标定左/右主安装节的第一应变计时，将涡桨发动机燃烧室机匣端通过吊绳4吊起，依图8～图10所示，吊绳4另一端连接在吊车上，保持涡桨发动机呈水平位置摆放，将左辅助支柱21、右辅助支柱从左辅助安装节15和右辅助安装节上脱开；之后通过施力组件对涡桨发动机依次施加X、Y、Z方向的载荷，分别实现对X方向、Y方向和Z方向的加载标定；施力组件包括依次设置的固定座51、作动筒52和测力计53，测力计53位于施力部位处。
如图8所示，X方向的加载标定为：两个施力组件分别连接在附件传动机匣的加载板上两侧对称处，施力方向平行于涡桨发动机轴向，且两个施力组件的施力方向所形成的平面为水平面，相当于对涡桨发动机的左主安装节和右主安装节分别施加FX/2载荷。
如图9和图10所示，Y方向的加载标定为：采用一根两端分别连接在附件传动机匣安装边上的钢丝绳，Y方向载荷施力在钢丝绳上，Y方向载荷与左主安装节、右主安装节同轴，相当于对涡桨发动机的左主安装节和右主安装节分别施加FY/2载荷。
如图11所示，Z方向的加载标定为：Z方向载荷施加在附件传动机匣上，施力点位于左主安装节中心和右主安装节中心所在的竖直平面上，相当于对涡桨发动机的左主安装节和右主安装节分别施加FZ/2载荷。
标定左/右辅助安装节的第二应变计的方案如图12所示，借助左辅助支柱21或右辅助支柱对连接销钉34进行标定，例如选用左辅助支柱21，设置一固定支架，该固定支架包括固定底板61和顶框62，顶框62和固定底板61平行布置，固定底板61上设有单耳片63，将左辅助支柱21竖直放置且一端通过粘贴有第二应变计35的连接销钉34连接在单耳片63上、另一端连接在顶框62上，沿左辅助支柱21轴向在左辅助支柱靠近顶框62的端部施加载荷，对第二应变计35加载标定，左辅助支柱21上安装有测力计53。
在左/右主安装节和左/右辅助安装节的标定均完成后，使发动机安装系统恢复到正常状态(参见图3)，即将拉杆组件分别连接至左/右主安装节和承力墙上、左辅助支柱和右辅助支柱分别连接至左辅助安装节、右辅助安装节和承力墙上，再进行载荷分配试验，图13～图16分别给出了安装系统X方向、Y方向、Z方向的加载试验示意。
正式加载试验中，关于载荷的确定方式为：结合图4看，例如将四个第一应变计的应变量分别标记为a、b、c、d,则水平方向第一应变计的输出(a-c)，测X方向力；用垂直方向第一应变计的输出(b-d)，测Z方向力；用四个第一应变计的输出(a+b+c+d)，测Y方向力。
本发明设计的试验装置和试验方法准确度高,经试验表明，正负加载输出标定结果的误差在±2％以内。
实施例2
本实施例是在实施例1的基础上，在标定第二应变计时，固定底板上还设有压板组件(见图12中标号64)对单耳片进行压紧固定。
实施例3
本实施例与实施例1的区别在于第二应变计的标定方案不同，具体为：左辅助支柱竖直摆放，一端固定在固定板上，另一端和加载器相连，加载器直接对左辅助支柱施加竖向载荷。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明的技术方案所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置，应用于发动机的承力系统，其特征在于，所述承力系统包括附件传动机匣、压气机机匣、燃烧室机匣、左主安装节、右主安装节、左辅助安装节和右辅助安装节，所述安装系统包括左辅助支柱、右辅助支柱和两组拉杆组件，所述拉杆组件包括三根安装拉杆，拉杆组件的第一端为三根安装拉杆的汇聚端，各拉杆组件的第一端分别连接在左主安装节、右主安装节上，所述左辅助支柱连接在左辅助安装节上，所述右辅助支柱连接在右辅助安装节上；所述试验装置包括承力墙和设置在附件传动机匣上的加载板，所述安装拉杆、左辅助支柱、右辅助支柱分别通过连接件连接在承力墙上；在所述左主安装节、右主安装节的锥面上沿圆周方向均匀设置多处第一应变计，在左辅助支柱、右辅助支柱和承力墙连接的连接件上分别在对称位置开设凹槽，所述凹槽的长度延伸至覆盖所述连接件的受力中点处，在连接件受力中点两侧的凹槽内分别粘贴第二应变计。
2.根据权利要求1所述的涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置，其特征在于，所述第一应变计分别设置在左主安装节、右主安装节的锥面中部。
3.根据权利要求1或2所述的涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置，其特征在于，左主安装节上第一应变计设置数量、右主安装节上第一应变计设置数量均为四个。
4.根据权利要求1所述的涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置，其特征在于，左辅助支柱、右辅助支柱和承力墙连接的连接件为连接销钉，所述凹槽贯穿连接销钉长度方向。
5.一种采用如权利要求1～4任意一项所述的试验装置进行涡桨发动机安装系统载荷分配的试验方法，其特征在于，分别对第一应变计、第二应变计进行标定，通过分级施加载荷，得到应变量和载荷之间的函数关系；之后使发动机安装系统恢复至正常状态，进行载荷分配试验，结合第一应变计、第二应变计的应变量得出相应载荷。
6.根据权利要求5所述的涡桨发动机安装系统载荷分配的试验方法，其特征在于，第一应变计的标定过程为：将涡桨发动机燃烧室机匣端起吊，将左辅助支柱、右辅助支柱从左辅助安装节和右辅助安装节上脱开，使涡桨发动机保持水平位置摆放，对涡桨发动机依次施加X、Y、Z方向的载荷，分别实现对X方向、Y方向和Z方向的加载标定。
7.根据权利要求6所述的涡桨发动机安装系统载荷分配的试验方法，其特征在于，Y方向的加载标定为：采用一根两端分别连接在附件传动机匣安装边上的钢丝绳，Y方向载荷施力在钢丝绳上，Y方向载荷与左主安装节、右主安装节同轴。
8.根据权利要求6所述的涡桨发动机安装系统载荷分配的试验方法，其特征在于，Z方向的加载标定为：Z方向载荷施加在附件传动机匣上，施力点位于左主安装节中心和右主安装节中心所在的竖直平面上。
9.根据权利要求5所述的涡桨发动机安装系统载荷分配的试验方法，其特征在于，第二应变计的标定过程为：设置一固定支架，所述固定支架包括固定底板和顶框，所述顶框和固定底板平行布置，所述固定底板上设有单耳片，将所述左辅助支柱或右辅助支柱竖直放置且一端通过开设凹槽的所述连接件连接在单耳片上、另一端连接在顶框上，沿左辅助支柱或右辅助支柱轴向施加载荷。
10.根据权利要求9所述的涡桨发动机安装系统载荷分配的试验方法，其特征在于，固定底板上还设有压板组件对单耳片进行压紧固定。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311516475.1A CN117647438A (zh) | 2023-11-14 | 2023-11-14 | 涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置和试验方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311516475.1A CN117647438A (zh) | 2023-11-14 | 2023-11-14 | 涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置和试验方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117647438A true CN117647438A (zh) | 2024-03-05 |
Family
ID=90048701
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311516475.1A Pending CN117647438A (zh) | 2023-11-14 | 2023-11-14 | 涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置和试验方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117647438A (zh) |
-
2023
- 2023-11-14 CN CN202311516475.1A patent/CN117647438A/zh active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10053238B1 (en) | Fixture, system, and method for testing loads in a flexible aerodynamic member | |
| US9151697B2 (en) | Method of measuring loadings in joins in a high-temperature environment and instrumented shaft for implementation, in particular for rear attachment of aircraft turbojet | |
| CN105527092A (zh) | 航空发动机主要承力部件整体静强度考核试验系统及方法 | |
| EP1147384B1 (en) | Load measurement | |
| CN107202660A (zh) | 4‑25n姿控发动机真空热环境稳态推力校准测量装置 | |
| CN110895194A (zh) | 一种发动机轴系刚度模拟与加载精度控制装置 | |
| CN103884495A (zh) | 一种大型结构件多维受力测试的封闭式加载框架 | |
| CN109827857B (zh) | 一种多参数多轴微动疲劳试验装置及方法 | |
| CN113237661B (zh) | 一种翼吊发动机的动力学试验载荷测量装置和方法 | |
| CN117647438A (zh) | 涡桨发动机安装系统载荷分配试验装置和试验方法 | |
| Dubois | Six-component strain-gage balances for large wind tunnels: This paper concerns the design, equipment, thermal-effects compensation and calibration of various multicomponent strain-gage balances used in the large subsonic and supersonic ONERA wind tunnels in France | |
| RU127464U1 (ru) | Стенд для измерения вертикальной нагрузки, воздействующей на объект авиационной техники | |
| CN212658406U (zh) | 一种可加载位移的水平向振动试验工装 | |
| CN111855413A (zh) | 复材风扇叶片叶根元件级试样的拉-弯耦合强度试验系统 | |
| CN211527807U (zh) | 一种大型轴类部件综合力学试验装置 | |
| CN110823431B (zh) | 由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法 | |
| Korsch et al. | Dynamic qualification of the HIRENASD elastic wing model | |
| CN116337321B (zh) | 用于超重力环境下传感器轴向压力标定系统及方法 | |
| Begishev et al. | Features and modernization methods of thrust measurement devices for liquid rocket engine test stands | |
| CN108982041B (zh) | 一种空气舵舵芯激振测试装置 | |
| CN111238789A (zh) | 一种大型轴类部件综合力学试验装置 | |
| CN111982443B (zh) | 一种可加载位移的水平向振动试验工装 | |
| CN112461644A (zh) | 用于测试机翼静力变形下传感器天线电性能的夹持装置 | |
| CN111537209B (zh) | 用于尾减机匣疲劳试验的承力座组件及安装方法 | |
| CN114720169B (zh) | 飞机平面结构抗离散源撞击测试用复杂应力边界加载系统 |
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 |