CN219714752U - 一种姿态角可调式航空发动机试验台架 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种姿态角可调式航空发动机试验台架，涉及航空发动机试验台架技术领域，该试验台架包括：安装板；两支撑架，两支撑架对称设置在安装板上，两支撑架的顶部分别用于与航空发动机两侧的主安装结转动连接；至少一个第一伸缩组件，第一伸缩组件设置在两支撑架之间，第一伸缩组件的一端铰接在安装板上，第一伸缩组件的另一端用于与航空发动机尾喷口上方的副安装结转动连接。当需要调节航空发动机的攻角或姿态角时，通过调节第一伸缩组件的长度，使航空发动机以主安装结为圆心进行转动，改变航空发动机的倾角，模拟无人机飞行过程中发动机的状态，以满足实验要求。

Description

一种姿态角可调式航空发动机试验台架

技术领域

本实用新型属于航空发动机试验台架技术领域，更具体地，涉及一种姿态角可调式航空发动机试验台架。

背景技术

在某型号无人机动力系统航空发动机装机前，需要进行发动机相关性能的测试，如航空发动机的耐久性测试、桨发匹配等试验，保证其性能能够满足动力系统相关技术要求。同时，发动机试验是考核发动机的动力性、经济性和工作可靠性以及耐磨性等不可缺少的手段,也是研究、设计、制造新型发动机的一个必不可少的重要环节。

目前，传统试验台架结构较为固定，发动机的攻角、姿态角等不能调整，无法模拟无人机飞行过程中攻角和姿态角的变化，不能满足航空发动机的实验要求。

实用新型内容

本实用新型的目的是针对现有的技术不足提供一种姿态角可调式航空发动机试验台架，以解决上述背景技术中提出的传统试验台架结构较为固定，发动机的攻角、姿态角等不能调整，无法模拟无人机飞行过程中攻角和姿态角的变化，不能满足航空发动机的实验要求问题。

为了实现上述目的，本实用新型提供一种姿态角可调式航空发动机试验台架，该试验台架包括：

安装板；

两支撑架，两所述支撑架对称设置在安装板上，两所述支撑架的顶部分别用于与所述航空发动机两侧的主安装结转动连接；

至少一个第一伸缩组件，所述第一伸缩组件设置在两所述支撑架之间，所述第一伸缩组件的一端铰接在所述安装板上，所述第一伸缩组件的另一端用于与所述航空发动机尾喷口上方的副安装结转动连接。

优选地，所述支撑架包括连杆和第二伸缩组件，所述连杆的一端与所述第二伸缩组件的一端相互远离且均铰接在所述安装板上，所述连杆的另一端与所述第二伸缩组件的另一端相互铰接连接。

优选地，所述连杆的另一端设有圆孔，所述圆孔的内部安装有第二减震器，所述第二减震器的中心孔用于插入对应的所述主安装结。

优选地，第一伸缩组件包括：

第一套筒，所述第一套筒的两端内侧分别设有第一左旋内螺纹和第一右旋内螺纹；

第一左旋拉杆和第一右旋拉杆，所述第一左旋拉杆贯穿所述第一套筒的一端且与所述第一左旋内螺纹螺纹连接，所述第一右旋拉杆贯穿所述第一套筒的另一端且与所述第一右旋内螺纹螺纹螺纹连接。

优选地，所述第二伸缩组件包括：

第二套筒，所述第二套筒的两端内侧分别设有第二左旋内螺纹和第二右旋内螺纹；

第二左旋拉杆和第二右拉杆，所述第二左旋拉杆贯穿所述第二套筒的一端且与所述第二左旋内螺纹螺纹连接，所述第二右拉杆贯穿所述第二套筒的另一端且与所述第二右旋内螺纹螺纹螺纹连接。

优选地，该试验台架还包括双孔铰接件和两个第三伸缩组件，所述双孔铰接件设置在两所述支撑架之间，两所述第三伸缩组件的一端铰接在所述双孔铰接件上，两所述第三伸缩组件的另一端分别铰接在两所述连杆的侧壁上。

优选地，所述第三伸缩组件包括：

第三套筒，所述第三套筒的两端内侧分别设有第三左旋内螺纹和第三右旋内螺纹；

第三左旋拉杆和第三右旋拉杆，所述第三左旋拉杆贯穿所述第三套筒的一端且与所述第三左旋内螺纹螺纹连接，所述第三右旋拉杆贯穿所述第三套筒的另一端且与所述第三右旋内螺纹螺纹螺纹连接。

优选地，所述支撑架还包括单孔铰接件和主铰接支座，所述单孔铰接件和铰接支座相互远离且均固接在所述安装板上，所述连杆的一端与所述第二伸缩组件的一端分别铰接在单孔铰接件上和铰接支座上，所述单孔铰接件的铰接孔中心线与所述铰接支座的铰接孔中心线垂直。

优选地，该试验台架还包括至少一个垫块和至少一个副铰接支座，所述垫块设置在两所述支撑架之间，所述副铰接支座固接在垫块上，所述第一伸缩组件的一端安装有第一减震器，所述第一减震器铰接在所述副铰接支座上。

优选地，所述第一伸缩组件的数量为两个，两所述第一伸缩组件的另一端用于与两所述副安装结转动连接。

本实用新型提供一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其有益效果在于：

该试验台架的两支撑架的顶部分别用于与航空发动机两侧的主安装结转动连接，第一伸缩组件的一端铰接在安装板上，第一伸缩组件的另一端用于与航空发动机尾喷口上方的副安装结转动连接，当需要调节航空发动机的攻角或姿态角时，通过调节第一伸缩组件的长度，使航空发动机以主安装结为圆心进行转动，改变航空发动机的倾角，模拟无人机飞行过程中发动机的状态，以满足实验要求。

本实用新型的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

通过结合附图对本实用新型示例性实施方式进行更详细的描述，本实用新型的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本实用新型示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1示出了根据本实用新型的一个实施例的一种姿态角可调式航空发动机试验台架的立体结构示意图；

图2示出了根据本实用新型的一个实施例的一种姿态角可调式航空发动机试验台架的俯视结构示意图；

图3示出了根据本实用新型的一个实施例的一种姿态角可调式航空发动机试验台架的第一伸缩组件的结构示意图；

图4示出了根据本实用新型的一个实施例的一种姿态角可调式航空发动机试验台架的第二伸缩组件的结构示意图；

图5示出了根据本实用新型的一个实施例的一种姿态角可调式航空发动机试验台架的第三伸缩组件的结构示意图。

附图标记说明：

1、安装板；2、连杆；3、单孔铰接件；4、第三伸缩组件；5、双孔铰接件；6、垫块；7、副铰接支座；8、第一伸缩组件；9、第二伸缩组件；10第二减震器；11、吊环活接螺栓；12铰接支座；13、吊装螺纹孔；14、第二左旋拉杆；15、第二套筒；16、第二右旋拉杆；17、第二锁紧螺母；18、第一左旋拉杆；19、第一套筒；20、第一锁紧螺母；21、第一右旋拉杆；22、第一减震器；23、第三左旋拉杆；24、第三套筒；25第三右旋拉杆；26、第三锁紧螺母。

具体实施方式

下面将更详细地描述本实用新型的优选实施方式。虽然以下描述了本实用新型的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本实用新型而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本实用新型更加透彻和完整，并且能够将本实用新型的范围完整地传达给本领域的技术人员。

如图1和图2所示，本实用新型提供一种姿态角可调式航空发动机试验台架，该试验台架包括：

安装板1；

两支撑架，两支撑架对称设置在安装板1上，两支撑架的顶部分别用于与航空发动机两侧的主安装结转动连接；

至少一个第一伸缩组件8，第一伸缩组件8设置在两支撑架之间，第一伸缩组件8的一端铰接在安装板1上，第一伸缩组件8的另一端用于与航空发动机尾喷口上方的副安装结转动连接。

具体的，为解决传统试验台架结构较为固定，发动机的攻角、姿态角等不能调整，无法模拟无人机飞行过程中攻角和姿态角的变化，不能满足航空发动机的实验要求问题，本实用新型提供一种姿态角可调式航空发动机试验台架，该试验台架的两支撑架的顶部分别用于与航空发动机两侧的主安装结转动连接，第一伸缩组件8的一端铰接在安装板1上，第一伸缩组件8的另一端用于与航空发动机尾喷口上方的副安装结转动连接，当需要调节航空发动机的攻角或姿态角时，通过调节第一伸缩组件8的长度，使航空发动机以主安装结为圆心进行转动，改变航空发动机的倾角，模拟无人机飞行过程中发动机的状态，以满足实验要求。

优选地，支撑架包括连杆2和第二伸缩组件9，连杆2的一端与第二伸缩组件9的一端相互远离且均铰接在安装板1上，连杆2的另一端与第二伸缩组件9的另一端相互铰接连接。

具体的，可以通过更换不同长度的连杆2和调节第二伸缩组件9以及第一伸缩组件8的长度，可适应各种规格不同安装尺寸航空发动机的安装。

优选地，连杆2的另一端设有圆孔，圆孔的内部安装有第二减震器10，第二减震器10的中心孔用于插入对应的主安装结。

具体的，通过在圆孔内设计第二减震器10，可降低航空发动机本身振动，对航空发动机起到保护作用。

如图3所示，优选地，第一伸缩组件8包括：

第一套筒19，第一套筒19的两端内侧分别设有第一左旋内螺纹和第一右旋内螺纹；

第一左旋拉杆18和第一右旋拉杆21，第一左旋拉杆18贯穿第一套筒19的一端且与第一左旋内螺纹螺纹连接，第一右旋拉杆21贯穿第一套筒19的另一端且与第一右旋内螺纹螺纹连接。

具体的，当需要调节第一伸缩组件8的长度时，由于第一套筒19的两端内侧分别设有第一左旋内螺纹和第一右旋内螺纹，当第一左旋拉杆18和第一右旋拉杆21分别铰接在航空发动机尾喷口上方的副安装结和安装板1上时，转动第一套筒19，第一伸缩组件8的长度会发生变化，航空发动机两侧的主安装结会在两第二减震器中转动，以主安装结为圆心倾转，进而改变航空发动的攻角或姿态角。

优选地，第一伸缩组件8还包括螺纹连接在第一左旋拉杆18上的两个第一锁紧螺母20和螺纹连接在第一右旋拉杆21上的两个第一锁紧螺母20。

具体的，第一左旋拉杆18上的两个第一锁紧螺母20和第一右旋拉杆21上的两个第一锁紧螺母20分别顶靠在第一套筒19的两端时，能够限制第一左旋拉杆18和第一右旋拉杆21活动以及限制第一套筒19的转动，进而，能够保证第一伸缩组件8的稳定性。

如图4所示，优选地，第二伸缩组件9包括：

第二套筒15，第二套筒15的两端内侧分别设有第二左旋内螺纹和第二右旋内螺纹；

第二左旋拉杆14和第二右拉杆16，第二左旋拉杆14贯穿第二套筒15的一端且与第二左旋内螺纹螺纹连接，第二右拉杆16贯穿第二套筒15的另一端且与第二右旋内螺纹螺纹螺纹连接。

具体的，当需要调节第二伸缩组件9的长度时，由于第二套筒15的两端内侧分别设有第二左旋内螺纹和第二右旋内螺纹，当第二左旋拉杆14和第二右旋拉杆16分别铰接在连杆2的另一端和安装板1上时，转动第二套筒15，第二伸缩组件9的长度会发生变化，进而，可以更换不同长度的连杆2，以适应各种规格不同安装尺寸航空发动机的安装。

优选地，第二伸缩组件9还包括螺纹连接在第二左旋拉杆14上的两个第二锁紧螺母17和螺纹连接在第二右旋拉杆16上的两个第二锁紧螺母17。

具体的，第二左旋拉杆14上的两个第二锁紧螺母17和第二右旋拉杆16上的两个第二锁紧螺母17分别顶靠在第二套筒15的两端时，能够限制第二左旋拉杆18和第二右旋拉杆16活动以及限制第二套筒15的转动，进而，在自然状态时，能够保证第二伸缩组件9的稳定性。

优选地，该试验台架还包括双孔铰接件5和两个第三伸缩组件4，双孔铰接件5设置在两支撑架之间，两第三伸缩组件4的一端铰接在双孔铰接件5上，两第三伸缩组件4的另一端分别铰接在两连杆2的侧壁上。

具体的，通过调节第三伸缩组件的长度，能够使两第二减震器10适当的相互远离或靠近，当航空发动机两侧的主安装结插入两第二减震器10时，能够保证两第二减震器10较好的固定两侧的主安装结，避免两侧的主安装结脱落。

优选地，连杆2上排列有多个吊装螺纹孔13，吊装螺纹孔13内螺纹连接有吊环活接螺栓11，第三伸缩组件4的另一端转动连接在吊环活接螺栓11上。

如图5所示，优选地，第三伸缩组件4包括：

第三套筒24，第三套筒24的两端内侧分别设有第三左旋内螺纹和第三右旋内螺纹；

第三左旋拉杆23和第三右旋拉杆25，第三左旋拉杆23贯穿第三套筒24的一端且与第三左旋内螺纹螺纹连接，第三右旋拉杆25贯穿第三套筒24的另一端且与第三右旋内螺纹螺纹连接。

具体的，当需要调节第三伸缩组件4的长度时，由于第三套筒24的两端内侧分别设有第三左旋内螺纹和第三右旋内螺纹，当第三左旋拉杆23和第三右旋拉杆25分别铰接在双孔铰接件5和连杆2的侧壁上时，转动第三套筒24，第三伸缩组件4的长度会发生变化，能够使两第二减震器10适当的相互远离或靠近。

优选地，第三伸缩组件4还包括螺纹连接在第三左旋拉杆23上的两个第三锁紧螺母26和螺纹连接在第三右旋拉杆25上的两个第三锁紧螺母26。

具体的，第三左旋拉杆23上的两个第三锁紧螺母26和第三右旋拉杆25上的两个第三锁紧螺母26分别顶靠在第三套筒24的两端时，能够限制第三左旋拉杆23和第三右旋拉杆25活动以及限制第三套筒24的转动，进而，在自然状态时，能够保证第三伸缩组件4的稳定性。

优选地，支撑架还包括单孔铰接件3和主铰接支座12，单孔铰接件3和主铰接支座12相互远离且均固接在安装板1上，连杆2的一端与第二伸缩组件9的一端分别铰接在单孔铰接件3上和铰接支座12上，单孔铰接件3的铰接孔中心线与铰接支座12的铰接孔中心线垂直。

具体的，单孔铰接件3的铰接孔中心线与铰接支座12的铰接孔中心线垂直，能够避免连杆2与第二伸缩组件9发生倾倒。

优选地，该试验台架还包括至少一个垫块6和至少一个副铰接支座7，垫块6设置在两支撑架之间，副铰接支座7固接在垫块6上，第一伸缩组件8的一端安装有第一减震器22，第一减震器22铰接在副铰接支座7上。

具体的，第一减震器22可降低航空发动机本身振动，对航空发动机起到保护作用。

优选地，第一伸缩组件8的数量为两个，两第一伸缩组件8的另一端用于与两副安装结转动连接。

具体的，设置两个第一伸缩组件8用于提高调节航空发动机时的稳定性。

优选地，试验台架整体安装好后，安装板1、连杆2与第二伸缩组件9呈三角形状，安装板1、连杆2与第三伸缩组件4呈三角形状。

具体的，三角形状具有较好的稳定形，且结构简单，便于航空发动机的拆卸和安装。

综上，本实用新型提供的一种姿态角可调试航空发动机试验台架实施时，航空发动机通过吊具或工装放置于姿态角可调试航空发动机试验台架上，航空发动机两侧的主安装结分别穿过两第二减震器10的中心孔，航空发动机尾喷口上方的副安装结通过第一伸缩组件8连接，且具有转动副，由于第一伸缩组件8的一端安装有第一减震器22，第一减震器22铰接在副铰接支座7上，进而，通过第二减震器8和第一减震器22的配合，当航空发动机起动时，可以降低航空发动机与试验台架之间的刚性冲击；

当需要调节航空发动机的攻角或姿态角时，松动第一锁紧螺母20，由于第一套筒19的两端内侧分别设有第一左旋内螺纹和第一右旋内螺纹，当第一左旋拉杆18和第一右旋拉杆21分别铰接在航空发动机尾喷口上方的副安装结和安装板1上时，转动第一套筒19，第一伸缩组件8的长度会发生变化，航空发动机两侧的主安装结会在两第二减震器10中转动，以主安装结为圆心倾转，进而改变航空发动的攻角或姿态角。

以上已经描述了本实用新型的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (9)

1.一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其特征在于，该试验台架包括：

安装板；

两支撑架，两所述支撑架对称设置在安装板上，两所述支撑架的顶部分别用于与所述航空发动机两侧的主安装结转动连接；

至少一个第一伸缩组件，所述第一伸缩组件设置在两所述支撑架之间，所述第一伸缩组件的一端安装有第一减震器，所述第一减震器铰接在所述安装板上，所述第一伸缩组件的另一端用于与所述航空发动机尾喷口上方的副安装结转动连接。

2.根据权利要求1所述的一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其特征在于，所述支撑架包括连杆和第二伸缩组件，所述连杆的一端与所述第二伸缩组件的一端相互远离且均铰接在所述安装板上，所述连杆的另一端与所述第二伸缩组件的另一端相互铰接连接。

3.根据权利要求2所述的一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其特征在于，所述连杆的另一端设有圆孔，所述圆孔的内部安装有第二减震器，所述第二减震器的中心孔用于插入对应的所述主安装结。

4.根据权利要求1所述的一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其特征在于，第一伸缩组件包括：

第一套筒，所述第一套筒的两端内侧分别设有第一左旋内螺纹和第一右旋内螺纹；

第一左旋拉杆和第一右旋拉杆，所述第一左旋拉杆贯穿所述第一套筒的一端且与所述第一左旋内螺纹螺纹连接，所述第一右旋拉杆贯穿所述第一套筒的另一端且与所述第一右旋内螺纹螺纹连接。

5.根据权利要求2所述的一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其特征在于，所述第二伸缩组件包括：

第二套筒，所述第二套筒的两端内侧分别设有第二左旋内螺纹和第二右旋内螺纹；

第二左旋拉杆和第二右拉杆，所述第二左旋拉杆贯穿所述第二套筒的一端且与所述第二左旋内螺纹螺纹连接，所述第二右拉杆贯穿所述第二套筒的另一端且与所述第二右旋内螺纹螺纹连接。

6.根据权利要求2所述的一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其特征在于，该试验台架还包括双孔铰接件和两个第三伸缩组件，所述双孔铰接件设置在两所述支撑架之间，两所述第三伸缩组件的一端铰接在所述双孔铰接件上，两所述第三伸缩组件的另一端分别铰接在两所述连杆的侧壁上。

7.根据权利要求6所述的一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其特征在于，所述第三伸缩组件包括：

第三套筒，所述第三套筒的两端内侧分别设有第三左旋内螺纹和第三右旋内螺纹；

第三左旋拉杆和第三右旋拉杆，所述第三左旋拉杆贯穿所述第三套筒的一端且与所述第三左旋内螺纹螺纹连接，所述第三右旋拉杆贯穿所述第三套筒的另一端且与所述第三右旋内螺纹螺纹连接。

8.根据权利要求2所述的一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其特征在于，所述支撑架还包括单孔铰接件和主铰接支座，所述单孔铰接件和铰接支座相互远离且均固接在所述安装板上，所述连杆的一端与所述第二伸缩组件的一端分别铰接在单孔铰接件上和铰接支座上，所述单孔铰接件的铰接孔中心线与所述铰接支座的铰接孔中心线垂直。

9.根据权利要求1所述的一种姿态角可调式航空发动机试验台架，其特征在于，所述第一伸缩组件的数量为两个，两所述第一伸缩组件的另一端用于与两所述副安装结转动连接。