CN215865823U - 一种飞机发动机假件静力试验加载结构 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机发动安装系统静力试验及发动机载荷参与全机静力试验设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机假件静力试验加载结构，包括：发动机边界模拟板，其一侧具有多个发动机减震器连接区域；各个发动机减振器连接区域以预定角度倾斜；多个发动机减震器，每个发动机减震器对应连接在一个发动机连接区域上；静力试验加载接头，连接在发动边界模拟板上。

Description

一种飞机发动机假件静力试验加载结构

技术领域

本申请属于飞机发动安装系统静力试验及发动机载荷参与全机静力试验设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机假件静力试验加载结构。

背景技术

飞机发动机通过减震器连接在发动机安装系统上，在开展发动机安装系统静力试验或者发动机载荷参与全机静力试验时，通常认为发动机减震器的刚度达到极限状态，不考虑发动机减震器对载荷分配的影响，设计的发动机假件不包括发动机减震器，直接连接在发动机安装系统上进行静力试验。然而，实际表明，发动机减震器对于载荷的分配有较大影响，以不包括发动机减震器的发动机假件直接连接在发动机安装系统上进行静力试验，不能够准确模拟实际的情形，致使试验失真，试验结果与实际存在较大差异，在发动机减震器具有一定安装角度时，上述问题尤为突出。此外，当前的发动机加件上缺少相应的加载连接结构，在进行静力试验时，需要设计相应的加载连接结构进行加载，涉及的部件较多，拆装复杂，耗时、费力。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种飞机发动机假件静力试验加载结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种飞机发动机假件静力试验加载结构，包括：

发动机边界模拟板，其一侧具有多个发动机减震器连接区域；各个发动机减振器连接区域以预定角度倾斜；

多个发动机减震器，每个发动机减震器对应连接在一个发动机连接区域上；

静力试验加载接头，连接在发动边界模拟板上。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机假件静力试验加载结构中，各个发动机减震器通过螺栓紧固件连接在对应的发动机减振器连接区域上。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机假件静力试验加载结构中，还包括：

多根连杆，每根连杆一端与发动机边界模拟板背向各个多个发动机减震器的一侧连接，另一端与静力试验加载接头连接，使静力试验加载接头位于发动机重心。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机假件静力试验加载结构中，各根连杆间向远离发动机边界模拟板方向相互靠近。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机发动机假件静力试验加载结构中，还包括：

连接板，一侧与各根连杆背向发动机边界模拟板的一端连接，具有两个相对的横向连接边缘、在两个横向连接边缘之间延伸的两个相对的垂向连接边缘；

静力试验加载接头包括：

航向载荷加载接头，连接在连接板背向各个连杆的一侧，其轴线穿过发动机重心；

两个横向载荷加载接头，每个横向载荷加载接头对应连接在一个横向连接边缘上，其轴线穿过发动机重心；

两个垂向载荷加载接头，每个垂向载荷加载接头对应连接在一个垂向连接边缘上，其轴线穿过发动机重心。

附图说明

图1是本申请实施例提供的飞机发动机假件静力试验加载结构的示意图；

其中：

1-发动机边界模拟板；2-发动机减震器；3-静力试验加载接头；4-连杆；5-连接板；6-航向载荷加载接头；7-横向载荷加载接头；8-垂向载荷加载接头。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

一种飞机发动机假件静力试验加载结构，包括：

发动机边界模拟板1，其一侧具有多个发动机减震器连接区域；各个发动机减振器连接区域以预定角度倾斜；

多个发动机减震器2，每个发动机减震器2对应连接在一个发动机连接区域上；

静力试验加载接头3，连接在发动边界模拟板1上。

对于上述实施例公开的飞机发动机假件静力试验加载结构，领域内技术人员可以理解的是，在进行飞机发动安装系统静力试验或发动机载荷参与全机静力试验时，可将各个发动机减震器2连接到发动安装系统中，通过静力试验加载接头3施加载荷，进行静力试验，在静力试验过程中，各个发动机减震器2参与对载荷的分配，能够准确模拟实际的情形，保证试验结果的准确性。

对于上述实施例公开的飞机发动机假件静力试验加载结构，领域内技术人员还可以理解的是，其以发动机边界模拟板1作为发动假件的主体，模拟发动机连接在发动安装系统的边界，结构简单，易于制造，且在发动机边界模拟板1设置静力试验加载接头3，作为试验加载的连接结构，不需要在额外设计相应的加载连接结构。

对于上述实施例公开的飞机发动机假件静力试验加载结构，领域内技术人员还可以理解的是，发动机减震器2的具体数量，以及在发动机边界模拟板1上的连接位置、角度，与实际发动机上减震器的数量、位置、角度相对应，发动机边界模拟板1上各个发动机连接区域预定倾斜角度适配于实际发动机上各个减震器的角度。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机假件静力试验加载结构中，各个发动机减震器2通过螺栓紧固件连接在对应的发动机减振器连接区域上。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机假件静力试验加载结构中，还包括：

多根连杆4，每根连杆4一端与发动机边界模拟板1背向各个多个发动机减震器2的一侧连接，另一端与静力试验加载接头3连接，使静力试验加载接头3位于发动机重心，以保证试验载荷加载的准确性。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机假件静力试验加载结构中，各根连杆4间向远离发动机边界模拟板1方向相互靠近。

在一些可选的实施例中，上述的飞机发动机假件静力试验加载结构中，还包括：

连接板5，一侧与各根连杆4背向发动机边界模拟板1的一端连接，具有两个相对的横向连接边缘、在两个横向连接边缘之间延伸的两个相对的垂向连接边缘；

静力试验加载接头3包括：

航向载荷加载接头6，连接在连接板5背向各个连杆4的一侧，其轴线穿过发动机重心；

两个横向载荷加载接头7，每个横向载荷加载接头7对应连接在一个横向连接边缘上，其轴线穿过发动机重心；

两个垂向载荷加载接头8，每个垂向载荷加载接头8对应连接在一个垂向连接边缘上，其轴线穿过发动机重心。

基于上述实施例公开的飞机发动机假件静力试验加载结构，进行飞机发动安装系统静力试验或发动机载荷参与全机静力试验，可将通过发动机重心的载荷按照等效分配到各加载接头，力矩根据计算等效到加载接头的力偶进行施加，具体可参照以下方法进行：

通过航向载荷加载接头6进行加载，实现航向加载；

通过两个横向载荷加载接头7进行加载，实现偏航矩加载；

通过两个垂向载荷加载接头8进行加载，实现俯仰矩加载；

通过航向载荷加载接头6、两个横向载荷加载接头7、两个垂向载荷加载接头8进行加载，实现滚转矩加载。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种飞机发动机假件静力试验加载结构，其特征在于，包括：

发动机边界模拟板(1)，其一侧具有多个发动机减震器连接区域；各个所述发动机减震器连接区域以预定角度倾斜；

多个发动机减震器(2)，每个所述发动机减震器(2)对应连接在一个所述发动机减震器连接区域上；

静力试验加载接头(3)，连接在所述发动机边界模拟板(1)上。

2.根据权利要求1所述的飞机发动机假件静力试验加载结构，其特征在于，

各个所述发动机减震器(2)通过螺栓紧固件连接在对应的发动机减振器连接区域上。

3.根据权利要求1所述的飞机发动机假件静力试验加载结构，其特征在于，

还包括：

多根连杆(4)，每根所述连杆(4)一端与所述发动机边界模拟板(1)背向各个所述多个发动机减震器(2)的一侧连接，另一端与所述静力试验加载接头(3)连接，使所述静力试验加载接头(3)位于发动机重心。

4.根据权利要求3所述的飞机发动机假件静力试验加载结构，其特征在于，

各根所述连杆(4)间向远离所述发动机边界模拟板(1)方向相互靠近。

5.根据权利要求3所述的飞机发动机假件静力试验加载结构，其特征在于，

还包括：

连接板(5)，一侧与各根所述连杆(4)背向所述发动机边界模拟板(1)的一端连接，具有两个相对的横向连接边缘、在两个横向连接边缘之间延伸的两个相对的垂向连接边缘；

所述静力试验加载接头(3)包括：

航向载荷加载接头(6)，连接在所述连接板(5)背向各个所述连杆(4)的一侧，其轴线穿过发动机重心；

两个横向载荷加载接头(7)，每个所述横向载荷加载接头(7)对应连接在一个所述横向连接边缘上，其轴线穿过发动机重心；

两个垂向载荷加载接头(8)，每个所述垂向载荷加载接头(8)对应连接在一个所述垂向连接边缘上，其轴线穿过发动机重心。

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