CN220705821U - 一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置，包括第一进气道支架；进气道耳座，水平的设于第一进气道支架的一侧，位于对称设置的第一进气道支架之间；第一进气道支架的正下方相互平行的依次设置第二进气道支架、第三进气道支架；第二进气道支架沿第三进气道支架的宽度方向移动，其底部设置有滑动部；纵向调节组件，竖直的设于第一进气道支架和第二进气道支架之间，用于调节第一进气道支架和第二进气道支架之间的距离；水平径向调节组件，水平的设于第二进气道支架的外侧，用于带动第二进气道支架、第一进气道支架等沿第三进气道支架的宽度方向移动。该装置通过多角度调节增加了安装的便捷性和准确性。

Description

一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置

技术领域

本实用新型涉及航空发动机测试技术领域，尤其涉及一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置。

背景技术

发动机试验与测试技术是推进技术的重要组成部分，推力矢量偏心则是发动机试验与测试中的重要参数。要研究发动机推力矢量偏心需要做大量反复的试验，这些试验若都放在飞行试验中进行是不可能的。因此需要进行发动机地面试车试验，发动机地面试车试验是指在发动机试车台上对发动机进行试验以获得数据。现有技术中，将飞机发动机进气道放置于试车台动架后，需要将其与试车台架进一步固定，且多数是通过天车吊起飞机发动机进气道然后缓慢放到动架上。该操作需要借助地面上的配合，将飞机发放机转动到与动架相互平行的正上方，再缓慢放下，然后通过的固定部件将飞机发动机固定在动架上。该安装过程存在较大的安装误差，操作复杂。

实用新型内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种可以多角度调节且便于安装的可调节式飞机发动机进气道的固定装置。

本实用新型提供的一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置，包括：

第一进气道支架，所述第一进气道支架沿其宽度方向对称设置；

进气道耳座，水平的设置于所述第一进气道支架的一侧，位于对称设置的所述第一进气道支架之间，用于夹持固定进气道；

第二进气道支架，设置于所述第一进气道支架的正下方，且与所述第一进气道支架平行；

第三进气道支架，设置于所述第二进气道支架的正下方，且与所述第一进气道支架平行；所述第二进气道支架可沿所述第三进气道支架的宽度方向移动；其底部设置有滑动部，用于带动整体沿其长度方向移动；

纵向调节组件，竖直的设置于所述第一进气道支架和第二进气道支架之间，位于所述进气道耳座一端的下方，用于调节所述第一进气道支架和第二进气道支架之间的距离；

水平径向调节组件，水平的设置于所述第二进气道支架的外侧，位于所述进气道耳座一端的下方，用于带动所述第二进气道支架、纵向调节组件以及第一进气道支架沿所述第三进气道支架的宽度方向移动。

可选的，所述纵向调节组件包括第一导向柱，所述第一导向柱一端螺纹连接第一连接座，另一端螺纹连接第二连接座，所述第一连接座的螺纹方向与所述第二连接座的螺纹方向相反。

所述第一连接座与所述第一进气道支架固定连接；所述第二连接座与所述第一进气道支架固定连接。

进一步的，所述第一导向柱上位于所述第一连接座和第二连接座之间设有外六角结构，所述外六角结构与第一连接座之间设有第一螺母；所述外六角结构与第二连接座之间设有第二螺母。

可选的，所述水平径向调节组件包括第二导向柱和与所述第二进气道支架固定连接的第三螺母，所述第二导向柱的一端螺纹连接所述第三螺母，另一端设有限位组件，用于限制所述第二导向柱沿轴向移动。

进一步的，所述限位组件包括限位环，所述限位环与所述第二进气道支架固定，其内部沿周向设有凹槽，所述第二导向柱对应所述凹槽设有凸台。

进一步的，所述导向柱的一端、位于所述限位环的外侧设置有压环。

可选的，所述第二进气道支架沿宽度方向设置有长孔，所述长孔用于第二进气道支架和第三进气道支架之间的螺栓连接，同时调节所述第二进气道支架与进气道之间的距离。

可选的，所述滑动部包括与导轨对应的滚轮。

相对于现有技术而言，本实用新型的有益效果是：

本实用新型的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，包括：第一进气道支架、进气道耳座、第二进气道支架、第三进气道支架、滑动部、纵向调节组件、水平径向调节组件，将进气道耳座一端通过螺栓固定在进气道外侧壁上，另一端配合设有夹持板，夹持板用于夹持进气道耳座。一方面，通过调节水平径向调节组件，可以带动第二进气道支架、纵向调节组件以及第一进气道支架沿第三进气道支架的宽度方向靠近或远离进气道侧壁；另一方面通过纵向调节组件可调节第一进气道支架和第二进气道支架之间的间距；上述两个方向调节完毕后，通过螺栓将夹住板与第一进气道支架固定连接，同时通过螺栓将第二进气道支架和第三进气道支架固定连接。最后，通过第三进气道支架底部设置的滑动部，将安装好的整体沿进气道轴向方向推向飞机发动机试车台架。该装置通过多角度调节机构增加了安装的便捷性和准确性。

应当理解，实用新型内容部分中所描述的内容并非旨在限定本实用新型的实施例的关键或重要特征，亦非用于限制本实用新型的范围。本实用新型的其它特征将通过以下的描述变得容易理解。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为装置主视的结构示意图；

图2为装置俯视的结构示意图；

图3为A-A旋转剖视图。

图中标号：1、第一进气道支架；2、进气道耳座；3、第二进气道支架；4、第三进气道支架；5、滑动部；6、纵向调节组件；7、水平径向调节组件；

31、长孔；32、螺栓；

51、滚轮；

61、第一导向柱；62、第一连接座；63、第二连接座；64、外六角结构；65、第一螺母；66、第二螺母；

71、第二导向柱；72、第三螺母；73、限位组件；74、压环；

731、限位环；732、凹槽；733、凸台。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关实用新型，而非对该实用新型的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与实用新型相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本实用新型中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本实用新型。

请参考图1和图2，本实用新型提供了一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置，包括：

第一进气道支架1；

进气道耳座2，水平的设置于第一进气道支架1的一侧，位于对称设置的第一进气道支架1之间，用于夹持固定进气道；

第二进气道支架3，设置于第一进气道支架1的正下方，且与第一进气道支架1平行；

第三进气道支架4，设置于第二进气道支架3的正下方，且与第一进气道支架1平行；第二进气道支架3可沿第三进气道支架4的宽度方向移动；其底部设置有滑动部5，用于带动整体沿其长度方向移动；

纵向调节组件6，竖直的设置于第一进气道支架1和第二进气道支架3之间，位于进气道耳座2一端的下方，用于调节第一进气道支架1和第二进气道支架3之间的距离；

水平径向调节组件7，水平的设置于第二进气道支架3的外侧，位于进气道耳座2一端的下方，用于带动第二进气道支架3、纵向调节组件6以及第一进气道支架1沿第三进气道支架4的宽度方向移动。

在该具体实施方式中，第一进气道支架1沿其宽度方向对称设置，其长度方向与进气道轴向同向。将进气道耳座2一端通过螺栓32固定在进气道外侧壁上，另一端配合设有夹持板，夹持板用于夹持进气道耳座2。一方面，通过调节水平径向调节组件7，可以带动第二进气道支架3、纵向调节组件6以及第一进气道支架1沿第三进气道支架4的宽度方向靠近或远离进气道侧壁；另一方面通过纵向调节组件6可调节第一进气道支架1和第二进气道支架3之间的间距；上述两个方向调节完毕后，通过螺栓32将夹住板与第一进气道支架1固定连接，同时通过螺栓32将第二进气道支架3和第三进气道支架4固定连接。最后，通过第三进气道支架4底部设置的滑动部5，将安装好的整体沿进气道轴向方向推向飞机发动机试车台架。该装置通过多角度调节机构增加了安装的便捷性和准确性。

如图3所示，作为一种优选的实施方式，纵向调节组件6包括第一导向柱61，第一导向柱61一端螺纹连接第一连接座62，另一端螺纹连接第二连接座63，第一连接座62的螺纹方向与第二连接座63的螺纹方向相反。

第一连接座62与第一进气道支架1固定连接；第二连接座63与第一进气道支架1固定连接。

第一导向柱61上位于第一连接座62和第二连接座63之间设有外六角结构64，外六角结构64与第一连接座62之间设有第一螺母65；外六角结构64与第二连接座63之间设有第二螺母66。

在该具体实施方式中，松开第一螺母65和第二螺母66，然后将第一导向柱61正转或反转，第一连接座62与第二连接柱相互靠近或远离，同时带动第一进气道支架1和第二进气道支架3相互靠近或远离，最后将第一螺母65和第二螺母66分别锁紧，防止试验过程中第一导向柱61转动使第一进气道支架1和第二进气道支架3相互靠近或远离。

如图3所示，作为一种优选的实施方式，水平径向调节组件7包括第二导向柱71和与第二进气道支架3固定连接的第三螺母72，第二导向柱71的一端螺纹连接第三螺母72，另一端设有限位组件73，用于限制第二导向柱71沿轴向移动。

限位组件73包括限位环731，限位环731与第二进气道支架3固定，其内部沿周向设有凹槽732，第二导向柱71对应凹槽732设有凸台733。

导向柱的一端、位于限位环731的外侧设置有压环74。

在该具体的实施方式中，压环74与第二导向柱71固定连接，正转或反转压环74带动第二导向柱71在限位环731内同步转动，第三螺母72带动第二进气道支架3沿第二导向柱71轴向(第三进气道宽度方向)靠近或远离进气道。

作为一种优选的实施方式，第二进气道支架3沿宽度方向设置有长孔31，待第二进气道支架3沿第三进气道支架4宽度方向(长孔31内)移动至规定位置后，将螺栓32穿过长孔31，锁紧第二进气道支架3和第三进气道支架4。

作为一种优选的实施方式，滑动部5包括与导轨对应的滚轮51，其中导轨安装于飞机发动机试车台架的动架上。

在本说明书的描述中，术语“连接”、“安装”、“固定”等均应做广义理解，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；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。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。

在本说明书的描述中，术语“一个实施例”、“一些实施例”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一定指的是相同的实施例或实例。而且，描述的具体特征、结构、材料或特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，包括：

第一进气道支架(1)；

进气道耳座(2)，水平的设置于所述第一进气道支架(1)的一侧；

第二进气道支架(3)，设置于所述第一进气道支架(1)的正下方，且与所述第一进气道支架(1)平行；

第三进气道支架(4)，设置于所述第二进气道支架(3)的正下方，且与所述第一进气道支架(1)平行；所述第二进气道支架(3)可沿所述第三进气道支架(4)的宽度方向移动；其底部设置有滑动部(5)，用于带动整体沿其长度方向移动；

纵向调节组件(6)，竖直的设置于所述第一进气道支架(1)和第二进气道支架(3)之间，位于所述进气道耳座(2)一端的下方，用于调节所述第一进气道支架(1)和第二进气道支架(3)之间的距离；

水平径向调节组件(7)，水平的设置于所述第二进气道支架(3)的外侧，位于所述进气道耳座(2)一端的下方，用于带动所述第二进气道支架(3)、纵向调节组件(6)以及第一进气道支架(1)沿所述第三进气道支架(4)的宽度方向移动。

2.根据权利要求1所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述纵向调节组件(6)包括第一导向柱(61)，所述第一导向柱(61)一端螺纹连接第一连接座(62)，另一端螺纹连接第二连接座(63)，所述第一连接座(62)的螺纹方向与所述第二连接座(63)的螺纹方向相反；

所述第一连接座(62)与所述第一进气道支架(1)固定连接；所述第二连接座(63)与所述第一进气道支架(1)固定连接。

3.根据权利要求2所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述第一导向柱(61)上位于所述第一连接座(62)和第二连接座(63)之间设有外六角结构(64)，所述外六角结构(64)与第一连接座(62)之间设有第一螺母(65)；所述外六角结构(64)与第二连接座(63)之间设有第二螺母(66)。

4.根据权利要求1所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述水平径向调节组件(7)包括第二导向柱(71)和与所述第二进气道支架(3)固定连接的第三螺母(72)，所述第二导向柱(71)的一端螺纹连接所述第三螺母(72)，另一端设有限位组件(73)，用于限制所述第二导向柱(71)沿轴向移动。

5.根据权利要求4所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述限位组件(73)包括限位环(731)，所述限位环(731)与所述第二进气道支架(3)固定，其内部沿周向设有凹槽(732)，所述第二导向柱(71)对应所述凹槽(732)设有凸台(733)。

6.根据权利要求5所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述导向柱的一端、位于所述限位环(731)的外侧设置有压环(74)。

7.根据权利要求1所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述第二进气道支架(3)沿宽度方向设置有长孔(31)，所述长孔(31)用于第二进气道支架(3)和第三进气道支架(4)之间的螺栓(32)连接。

8.根据权利要求1所述的可调节式飞机发动机进气道的固定装置，其特征在于，所述滑动部(5)包括与导轨对应的滚轮(51)。