專利名稱：一種飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機(jī)強(qiáng)度試驗技術(shù)，涉及一種飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置。
背景技術(shù)：
翼吊發(fā)動機(jī)是運輸類飛機(jī)常用的設(shè)計形式，發(fā)動機(jī)吊掛及其連接需要通過強(qiáng)度試驗驗證，其中發(fā)動機(jī)載荷的準(zhǔn)確施加是進(jìn)行強(qiáng)度驗證的重要條件。目前，翼吊發(fā)動機(jī)強(qiáng)度試驗時，主要采用五向作動筒施加發(fā)動機(jī)上的力和力矩，這種載荷施加方式由于沒有考慮機(jī)翼垂向的位移，將導(dǎo)致較大的誤差，特別是在對大型飛機(jī)外側(cè)翼吊發(fā)動機(jī)加載時，引起加載的失真，從而影響試驗的考核結(jié)果。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種可以在機(jī)翼自身變形的條件下，保證發(fā)動機(jī)載荷的施加方向與實際情況一致的飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是，包括側(cè)前加載作動筒、側(cè)后加載作動筒、前作動筒，下部作動筒，其特征在于，加載裝置包括兩個側(cè)前加載作動筒、兩個側(cè)后加載作動筒、兩個前作動筒，下部作動筒，兩個側(cè)前加載作動筒位于發(fā)動機(jī)一側(cè)，兩個側(cè)前加載作動筒的加載點連接在發(fā)動機(jī)重心位置，用于施加發(fā)動機(jī)側(cè)向載荷，兩個側(cè)前加載作動筒位于同一平面內(nèi)，該平面垂直于發(fā)動機(jī)軸線且與水平面垂直，兩個側(cè)前加載作動筒形成30-90度夾角；兩個側(cè)后加載作動筒與兩個側(cè)前加載作動筒位于發(fā)動機(jī)同一側(cè)，兩個側(cè)后加載作動筒的加載點連接在發(fā)動機(jī)吊掛的重心位置，用于施加發(fā)動機(jī)吊掛的側(cè)向載荷，兩個側(cè)后加載作動筒位于同一平面內(nèi)，該平面垂直于發(fā)動機(jī)軸線且與水平面垂直，兩個側(cè)后加載作動筒形成30-90度夾角；兩個前作動筒均位于發(fā)動機(jī)的對稱平面內(nèi)，兩個前作動筒的加載點作用于發(fā)動機(jī)軸線，用于施加發(fā)動機(jī)航向的載荷，兩個前作動筒成30-90度夾角；兩個下部作動筒位于發(fā)動機(jī)對稱面內(nèi)，兩個下部作動筒與水平面垂直，其中一個下部作動筒的加載點連接在發(fā)動機(jī)重心處，用于施加發(fā)動機(jī)垂向載荷，另一個下部作動筒的加載點連接在發(fā)動機(jī)吊掛的重心處，用于施加發(fā)動機(jī)吊掛的垂向載荷。所述發(fā)動機(jī)側(cè)向載荷由調(diào)整兩個側(cè)前加載作動筒中的任意一個加載作動筒的載荷實現(xiàn)。所述發(fā)動機(jī)吊掛側(cè)向載荷由調(diào)整兩個側(cè)后加載作動筒中的任意一個加載作動筒的載荷實現(xiàn)。所述發(fā)動機(jī)航向載荷由調(diào)整兩個前作動筒中的任意一個加載作動筒的載荷實現(xiàn)。所述發(fā)動機(jī)垂向載荷由調(diào)整下部作動筒的載荷實現(xiàn)，發(fā)動機(jī)吊掛垂向載荷由調(diào)整下部作動筒的載荷實現(xiàn)。本發(fā)明具有的優(yōu)點和有益效果，本發(fā)明通過互為角度的一對作動筒施加發(fā)動機(jī)航向載荷，在試驗中機(jī)翼產(chǎn)生變形情況下保證航向載荷始終沿發(fā)動機(jī)軸線方向；通過互為角度的一對作動筒施加發(fā)動機(jī)側(cè)向載荷，在機(jī)翼變形情況下保證側(cè)向載荷始終位于水平方向；通過互為角度的一對作動筒施加發(fā)動機(jī)吊掛側(cè)向載荷，在機(jī)翼變形情況下保證側(cè)向載荷始終位于水平方向。該加載裝置能夠保證機(jī)翼變形情況下翼吊發(fā)動機(jī)載荷的加載精度，使試驗的考核結(jié)果更加準(zhǔn)確可靠。


圖I是本發(fā)明俯視圖；圖2是本發(fā)明主視圖；圖3是本發(fā)明側(cè)視圖。
具體實施例方式下面對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明。參見圖I、圖2和圖3，飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置，包括側(cè)前加載作動筒I、I’，側(cè)后加載作動筒2、2’、前作動筒3、3’，下部作動筒5、6，其特征在于，加載裝置包括兩個側(cè)前加載作動筒1、1’、兩個側(cè)后加載作動筒2、2’、兩個前作動筒3、3’，下部作動筒5、6，兩個側(cè)前加載作動筒I、I’位于發(fā)動機(jī)一側(cè)，兩個側(cè)前加載作動筒1、1’的加載點連接在發(fā)動機(jī)重心位置，用于施加發(fā)動機(jī)側(cè)向載荷，兩個側(cè)前加載作動筒1、1’位于同一平面內(nèi)，該平面垂直于發(fā)動機(jī)軸線且與水平面垂直，兩個側(cè)前加載作動筒1、1’形成30度夾角，隨著作動筒夾角的增加，在同一要求合力大小下，各作動筒需要施加的載荷增加，因此作動筒夾角不宜超過90度,在這一范圍內(nèi)的夾角都可以滿足機(jī)翼變形下載荷的變化；兩個側(cè)后加載作動筒2、2’與兩個側(cè)前加載作動筒1、1’位于發(fā)動機(jī)同一側(cè)，兩個側(cè)后加載作動筒2、2’的加載點連接在發(fā)動機(jī)吊掛的重心位置，用于施加發(fā)動機(jī)吊掛的側(cè)向載荷，兩個側(cè)后加載作動筒[2、2’]位于同一平面內(nèi)，該平面垂直于發(fā)動機(jī)軸線且與水平面垂直，兩個側(cè)后加載作動筒2、2’形成30度夾角，隨著作動筒夾角的增加，在同一要求合力大小下，各作動筒需要施加的載荷增加，因此作動筒夾角不宜超過90度，在這一范圍內(nèi)的夾角都可以滿足機(jī)翼變形下載荷的變化；兩個前作動筒3、3’均位于發(fā)動機(jī)的對稱平面內(nèi)，兩個前作動筒3、3’的加載點作用于發(fā)動機(jī)軸線，用于施加發(fā)動機(jī)航向的載荷，兩個前作動筒3、3’成30度夾角，隨著作動筒夾角的增加，在同一要求合力大小下，各作動筒需要施加的載荷增加，因此作動筒夾角不宜超過90度，在這一范圍內(nèi)的夾角都可以滿足機(jī)翼變形下載荷的變化；兩個下部作動筒5、6位于發(fā)動機(jī)對稱面內(nèi)，兩個下部作動筒5、6與水平面垂直，其中一個下部作動筒5的加載點連接在發(fā)動機(jī)重心處，用于施加發(fā)動機(jī)垂向載荷，另一個下部作動筒6的加載點連接在發(fā)動機(jī)吊掛的重心處，用于施加發(fā)動機(jī)吊掛的垂向載荷。所述發(fā)動機(jī)側(cè)向載荷由調(diào)整兩個側(cè)前加載作動筒中的任意一個加載作動筒的載荷實現(xiàn)。所述發(fā)動機(jī)吊掛側(cè)向載荷由調(diào)整兩個側(cè)后加載作動筒中的任意一個加載作動筒的載荷實現(xiàn)。所述發(fā)動機(jī)航向載荷由調(diào)整兩個前作動筒中的任意一個加載作動筒的載荷實現(xiàn)。所述發(fā)動機(jī)垂向載荷由調(diào)整下部作動筒的載荷實現(xiàn)，發(fā)動機(jī)吊掛垂向載荷由調(diào)整下部作動筒的載荷實現(xiàn)。本發(fā)明的工作原理是首先根據(jù)發(fā)動機(jī)和發(fā)動機(jī)吊掛各試驗工況下各方向載荷的 大小，計算各試驗工況下作動筒的載荷，使得試驗中每一試驗工況下各方向總載荷與要求總載荷的大小和方向一致，再依據(jù)機(jī)翼的各試驗工況下的變形量，分別計算同一平面內(nèi)各對加載作動筒中一個加載作動筒的載荷調(diào)整量，使得各試驗工況下各平面內(nèi)的總載荷與要求的總載荷大小和方向一致，在各試驗工況具體實施中用載荷調(diào)整量調(diào)整作動筒載荷，從而實現(xiàn)機(jī)翼變形情況下各試驗工況載荷的準(zhǔn)確模擬，確保試驗考核精度。本發(fā)明的實施例中，各作動筒均采用成品件。
權(quán)利要求
1.飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置，包括側(cè)前加載作動筒[I]、側(cè)后加載作動筒[2]、前作動筒[3]，下部作動筒[5、6]，其特征在于，加載裝置包括兩個側(cè)前加載作動筒[I、I’ ]、兩個側(cè)后加載作動筒[2、2’ ]、兩個前作動筒[3、3’ ]，下部作動筒[5、6]，兩個側(cè)前加載作動筒[1、1’]位于發(fā)動機(jī)一側(cè)，兩個側(cè)前加載作動筒[1、1’]的加載點連接在發(fā)動機(jī)重心位置，用于施加發(fā)動機(jī)側(cè)向載荷，兩個側(cè)前加載作動筒[1、1’]位于同一平面內(nèi)，該平面垂直于發(fā)動機(jī)軸線且與水平面垂直，兩個側(cè)前加載作動筒[1、1’ ]形成30-90度夾角；兩個側(cè)后加載作動筒[2、2’]與兩個側(cè)前加載作動筒[1、1’]位于發(fā)動機(jī)同一側(cè)，兩個側(cè)后加載作動筒[2、2’]的加載點連接在發(fā)動機(jī)吊掛的重心位置，用于施加發(fā)動機(jī)吊掛的側(cè)向載荷，兩個側(cè)后加載作動筒[2、2’]位于同一平面內(nèi)，該平面垂直于發(fā)動機(jī)軸線且與水平面垂直，兩個側(cè)后加載作動筒[2、2’]形成30-90度夾角；兩個前作動筒[3、3’]均位于發(fā)動機(jī)的對稱平面內(nèi)，兩個前作動筒[3、3’]的加載點作用于發(fā)動機(jī)軸線，用于施加發(fā)動機(jī)航向的載荷，兩個前作動筒[3、3’]成30—90度夾角；兩個下部作動筒[5、6]位于發(fā)動機(jī)對稱面內(nèi)，兩個下部作動筒[5、6]與水平面垂直，其中一個下部作動筒[5]的加載點連接在發(fā)動機(jī)重心處，用于施加發(fā)動機(jī)垂向載荷，另一個下部作動筒[6]的加載點連接在發(fā)動機(jī)吊掛的重心處，用于施加發(fā)動機(jī)吊掛的垂向載荷。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置，其特征是，所述發(fā)動機(jī)側(cè)向載荷由調(diào)整兩個側(cè)前加載作動筒[1、1’]中的任意一個加載作動筒的載荷實現(xiàn)。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置，其特征是，所述發(fā)動機(jī)吊掛側(cè)向載荷由調(diào)整兩個側(cè)后加載作動筒[2、2’]中的任意一個加載作動筒的載荷實現(xiàn)。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置，其特征是，所述發(fā)動機(jī)航向載荷由調(diào)整兩個前作動筒[3、3’]中的任意一個加載作動筒的載荷實現(xiàn)。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置，其特征是，所述發(fā)動機(jī)垂向載荷由調(diào)整下部作動筒[5]的載荷實現(xiàn)，發(fā)動機(jī)吊掛垂向載荷由調(diào)整下部作動筒[6]的載荷實現(xiàn)。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛機(jī)強(qiáng)度試驗技術(shù)，涉及一種飛機(jī)翼吊發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗加載裝置。包括側(cè)前加載作動筒、側(cè)后加載作動筒、前作動筒，下部作動筒，其特征在于，加載裝置包括兩個側(cè)前加載作動筒、兩個側(cè)后加載作動筒、兩個前作動筒，下部作動筒。本發(fā)明通過互為角度的一對作動筒施加發(fā)動機(jī)航向載荷，在試驗中機(jī)翼產(chǎn)生變形情況下保證航向載荷始終沿發(fā)動機(jī)軸線方向；通過互為角度的一對作動筒施加發(fā)動機(jī)側(cè)向載荷，在機(jī)翼變形情況下保證側(cè)向載荷始終位于水平方向；通過互為角度的一對作動筒施加發(fā)動機(jī)吊掛側(cè)向載荷，在機(jī)翼變形情況下保證側(cè)向載荷始終位于水平方向。該加載裝置能夠保證機(jī)翼變形情況下翼吊發(fā)動機(jī)載荷的加載精度，使試驗考核結(jié)果更加準(zhǔn)確可靠。
文檔編號G01M15/00GK102680236SQ20121014615
公開日2012年9月19日 申請日期2012年5月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月11日
發(fā)明者寧宇, 張志楠, 王新波, 王繼普 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所