CN102680236A - 一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置。包括侧前加载作动筒、侧后加载作动筒、前作动筒，下部作动筒，其特征在于，加载装置包括两个侧前加载作动筒、两个侧后加载作动筒、两个前作动筒，下部作动筒。本发明通过互为角度的一对作动筒施加发动机航向载荷，在试验中机翼产生变形情况下保证航向载荷始终沿发动机轴线方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机吊挂侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向。该加载装置能够保证机翼变形情况下翼吊发动机载荷的加载精度，使试验考核结果更加准确可靠。

Description

一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置
技术领域
本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置。
背景技术
翼吊发动机是运输类飞机常用的设计形式，发动机吊挂及其连接需要通过强度试验验证，其中发动机载荷的准确施加是进行强度验证的重要条件。目前，翼吊发动机强度试验时，主要采用五向作动筒施加发动机上的力和力矩，这种载荷施加方式由于没有考虑机翼垂向的位移，将导致较大的误差，特别是在对大型飞机外侧翼吊发动机加载时，引起加载的失真，从而影响试验的考核结果。
发明内容
本发明的目的是提供一种可以在机翼自身变形的条件下，保证发动机载荷的施加方向与实际情况一致的飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置。本发明的技术解决方案是，包括侧前加载作动筒、侧后加载作动筒、前作动筒，下部作动筒，其特征在于，加载装置包括两个侧前加载作动筒、两个侧后加载作动筒、两个前作动筒，下部作动筒，两个侧前加载作动筒位于发动机一侧，两个侧前加载作动筒的加载点连接在发动机重心位置，用于施加发动机侧向载荷，两个侧前加载作动筒位于同一平面内，该平面垂直于发动机轴线且与水平面垂直，两个侧前加载作动筒形成30--90度夹角；两个侧后加载作动筒与两个侧前加载作动筒位于发动机同一侧，两个侧后加载作动筒的加载点连接在发动机吊挂的重心位置，用于施加发动机吊挂的侧向载荷，两个侧后加载作动筒位于同一平面内，该平面垂直于发动机轴线且与水平面垂直，两个侧后加载作动筒形成30--90度夹角；两个前作动筒均位于发动机的对称平面内，两个前作动筒的加载点作用于发动机轴线，用于施加发动机航向的载荷，两个前作动筒成30--90度夹角；两个下部作动筒位于发动机对称面内，两个下部作动筒与水平面垂直，其中一个下部作动筒的加载点连接在发动机重心处，用于施加发动机垂向载荷，另一个下部作动筒的加载点连接在发动机吊挂的重心处，用于施加发动机吊挂的垂向载荷。
所述发动机侧向载荷由调整两个侧前加载作动筒中的任意一个加载作动筒的载荷实现。
所述发动机吊挂侧向载荷由调整两个侧后加载作动筒中的任意一个加载作动筒的载荷实现。
所述发动机航向载荷由调整两个前作动筒中的任意一个加载作动筒的载荷实现。
所述发动机垂向载荷由调整下部作动筒的载荷实现，发动机吊挂垂向载荷由调整下部作动筒的载荷实现。
本发明具有的优点和有益效果，本发明通过互为角度的一对作动筒施加发动机航向载荷，在试验中机翼产生变形情况下保证航向载荷始终沿发动机轴线方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向；通过互为角度的一对作动筒施加发动机吊挂侧向载荷，在机翼变形情况下保证侧向载荷始终位于水平方向。该加载装置能够保证机翼变形情况下翼吊发动机载荷的加载精度，使试验的考核结果更加准确可靠。
附图说明
图1是本发明俯视图；
图2是本发明主视图；
图3是本发明侧视图。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明。参见图1、图2和图3，飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置，包括侧前加载作动筒1、1'，侧后加载作动筒2、2'、前作动筒3、3'，下部作动筒5、6，其特征在于，加载装置包括两个侧前加载作动筒1、1'、两个侧后加载作动筒2、2'、两个前作动筒3、3'，下部作动筒5、6，两个侧前加载作动筒1、1'位于发动机一侧，两个侧前加载作动筒1、1'的加载点连接在发动机重心位置，用于施加发动机侧向载荷，两个侧前加载作动筒1、1'位于同一平面内，该平面垂直于发动机轴线且与水平面垂直，两个侧前加载作动筒1、1'形成30度夹角，随着作动筒夹角的增加，在同一要求合力大小下，各作动筒需要施加的载荷增加，因此作动筒夹角不宜超过90度，在这一范围内的夹角都可以满足机翼变形下载荷的变化；两个侧后加载作动筒2、2'与两个侧前加载作动筒1、1'位于发动机同一侧，两个侧后加载作动筒2、2'的加载点连接在发动机吊挂的重心位置，用于施加发动机吊挂的侧向载荷，两个侧后加载作动筒[2、2']位于同一平面内，该平面垂直于发动机轴线且与水平面垂直，两个侧后加载作动筒2、2'形成30度夹角，随着作动筒夹角的增加，在同一要求合力大小下，各作动筒需要施加的载荷增加，因此作动筒夹角不宜超过90度，在这一范围内的夹角都可以满足机翼变形下载荷的变化；两个前作动筒3、3'均位于发动机的对称平面内，两个前作动筒3、3'的加载点作用于发动机轴线，用于施加发动机航向的载荷，两个前作动筒3、3'成30度夹角，随着作动筒夹角的增加，在同一要求合力大小下，各作动筒需要施加的载荷增加，因此作动筒夹角不宜超过90度，在这一范围内的夹角都可以满足机翼变形下载荷的变化；两个下部作动筒5、6位于发动机对称面内，两个下部作动筒5、6与水平面垂直，其中一个下部作动筒5的加载点连接在发动机重心处，用于施加发动机垂向载荷，另一个下部作动筒6的加载点连接在发动机吊挂的重心处，用于施加发动机吊挂的垂向载荷。所述发动机侧向载荷由调整两个侧前加载作动筒中的任意一个加载作动筒的载荷实现。所述发动机吊挂侧向载荷由调整两个侧后加载作动筒中的任意一个加载作动筒的载荷实现。所述发动机航向载荷由调整两个前作动筒中的任意一个加载作动筒的载荷实现。所述发动机垂向载荷由调整下部作动筒的载荷实现，发动机吊挂垂向载荷由调整下部作动筒的载荷实现。
本发明的工作原理是：首先根据发动机和发动机吊挂各试验工况下各方向载荷的大小，计算各试验工况下作动筒的载荷，使得试验中每一试验工况下各方向总载荷与要求总载荷的大小和方向一致，再依据机翼的各试验工况下的变形量，分别计算同一平面内各对加载作动筒中一个加载作动筒的载荷调整量，使得各试验工况下各平面内的总载荷与要求的总载荷大小和方向一致，在各试验工况具体实施中用载荷调整量调整作动筒载荷，从而实现机翼变形情况下各试验工况载荷的准确模拟，确保试验考核精度。
本发明的实施例中，各作动筒均采用成品件。

Claims (5)

1.飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置，包括侧前加载作动筒[1]、侧后加载作动筒[2]、前作动筒[3]，下部作动筒[5、6]，其特征在于，加载装置包括两个侧前加载作动筒[1、1']、两个侧后加载作动筒[2、2']、两个前作动筒[3、3']，下部作动筒[5、6]，两个侧前加载作动筒[1、1']位于发动机一侧，两个侧前加载作动筒[1、1']的加载点连接在发动机重心位置，用于施加发动机侧向载荷，两个侧前加载作动筒[1、1']位于同一平面内，该平面垂直于发动机轴线且与水平面垂直，两个侧前加载作动筒[1、1']形成30--90度夹角；两个侧后加载作动筒[2、2']与两个侧前加载作动筒[1、1']位于发动机同一侧，两个侧后加载作动筒[2、2']的加载点连接在发动机吊挂的重心位置，用于施加发动机吊挂的侧向载荷，两个侧后加载作动筒[2、2']位于同一平面内，该平面垂直于发动机轴线且与水平面垂直，两个侧后加载作动筒[2、2']形成30--90度夹角；两个前作动筒[3、3']均位于发动机的对称平面内，两个前作动筒[3、3']的加载点作用于发动机轴线，用于施加发动机航向的载荷，两个前作动筒[3、3']成30--90度夹角；两个下部作动筒[5、6]位于发动机对称面内，两个下部作动筒[5、6]与水平面垂直，其中一个下部作动筒[5]的加载点连接在发动机重心处，用于施加发动机垂向载荷，另一个下部作动筒[6]的加载点连接在发动机吊挂的重心处，用于施加发动机吊挂的垂向载荷。
2.根据权利要求1所述的飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置，其特征是，所述发动机侧向载荷由调整两个侧前加载作动筒[1、1']中的任意一个加载作动筒的载荷实现。
3.根据权利要求1所述的飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置，其特征是，所述发动机吊挂侧向载荷由调整两个侧后加载作动筒[2、2']中的任意一个加载作动筒的载荷实现。
4.根据权利要求1所述的飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置，其特征是，所述发动机航向载荷由调整两个前作动筒[3、3']中的任意一个加载作动筒的载荷实现。
5.根据权利要求1所述的飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置，其特征是，所述发动机垂向载荷由调整下部作动筒[5]的载荷实现，发动机吊挂垂向载荷由调整下部作动筒[6]的载荷实现。
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