[发明专利]飞机机翼静力试验用发动机替代设备

说明书

技术领域

本发明涉及飞机整机静力强度试验技术领域，特别涉及飞机机翼静力强度试验，具体涉及一种在飞机机翼静力试验中可替代发动机的替代设备。

背景技术

在飞机研制过程中，飞机机翼静力强度试验是飞机整机强度静力试验的重要组成部分，通过飞机机翼静力强度试验以对飞机机翼理论强度进行验证。该实验需模拟飞机设计飞行载荷中最严苛的状态，而最严苛的状态通常无法通过实际飞行任务得到，只能通过地面试验来模拟。该实验理论上需4台份的真实发动机作为加载源，模拟飞机在飞行过程中发动机传递到飞机机翼的载荷。但使用真实发动机进行飞机整机强度静力试验，试验成本很高，风险很大，且不易增加试验加载点。鉴于此，实践中急需开辟新的试验路径，在完成飞机机翼静力强度试验的同时，降低试验的成本与风险。

发明内容

针对飞机机翼静力强度试验的要求，本发明的目的旨在提供一种可替代发动机进行飞机机翼静力试验的发动机替代设备，以实现对飞机机翼模拟加载正常飞行时所受到的发动机载荷，降低试验成本与风险。

本发明提供的飞机机翼静力试验用发动机替代设备，主要包括由筒体、前盖板和后盖板构成的发动机模拟壳体，沿筒体径向固定设置在两端筒体上的横向承载接头，沿筒体轴向固定设置在前盖板上的轴向承载接头，固定设置在筒体下方的向上加载平台，固定设置筒体上方用于将替代设备悬挂于飞机机翼下方的悬挂装置，所述横向承载接头和轴向承载接头均设计有与载荷施加装置铰联接结构，所述沿筒体径向固定设置在两端筒体上的横向承载接头，均包括对称设置在筒体垂直平分面两侧的承受垂直向下载荷的两个第一承载接头、承受水平向外载荷的两个第二承载接头和承受垂直向上载荷的两个第三承载接头，所述第二承载接头位于筒体水平平分面处，所述第一承载接头和第三承载接头分别位于第二承载接头上下两侧。

为了更好地实现本发明的目的，本发明还可进一步采取以下技术措施。

上述技术方案中，固定设置在两端筒体上的第一承载接头、第二承载接头和第三承载接头优先考虑位于两端筒体的同一垂直截面内。

上述技术方案中，所述第一承载接头和第三承载接头优先考虑对称地分别位于第二承载接头上下两侧。

上述技术方案中，所述第一承载接头、第二承载接头和第三承载接头均可考虑由焊接在筒体上的支柱、固定设置在支柱顶端的接头和安装在接头安装孔内的关节轴承构成，各承载接头支柱之间通过加强筋板相互联接。

上述技术方案中，在固定设置第一承载接头、第二承载接头和第三承载接头的两端筒体下方可考虑设置支承替代设备的支承装置；所述支承装置与其相邻的第三承载接头的支柱最好通过加强筋板相互联接。

上述技术方案中，所述悬挂装置可考虑设计成由固定设置在筒体上方前端的前吊挂和固定设置在筒体上方后端的后吊挂构成；所述前吊挂由主吊挂和位于主吊挂两侧的第一侧吊挂和第二侧吊挂构成；所述主吊挂由焊接在筒体上的支柱和固定设置在支柱顶端用于将替代设备固定在飞机机翼下方的联接结构构成；所述侧吊挂均可由焊接在筒体上的支柱、固定设置在支柱顶端的接头和安装在接头安装孔内的关节轴承构成；所述后吊挂可由焊接在筒体上的支柱、与支柱顶端铰联接的联接杆构成，所述联接杆设计有与机翼下方铰联接的结构；所述主吊挂支柱和位于其两侧的侧吊挂支柱可采用加强筋板相互联接，主吊挂支柱的前后两侧最好设置有加强筋板，两侧吊挂支柱的外侧最好设置有加强筋板。

上述技术方案中，所述轴向承载接头由接头和关节轴承构成，关节轴承装于接头安装孔内，接头通过螺钉与筒体的前盖板相联接。

本发明公开的飞机机翼静力试验用发动机替代设备，是针对飞机机翼静力强度试验需模拟飞机设计飞行载荷中最严苛的状态，而最严苛的状态通常无法通过实际飞行任务得到，只能通过地面试验来模拟；该实验理论上需4台份的真实发动机作为加载源，模拟在飞行过程中发动机传递到飞机机翼的载荷；另一方面，使用真实发动机进行飞机整机强度静力试验，试验成本很高，风险很大，且不易增加试验加载点等困难和生产实践中的急需，经反复研究试验所完成的。

本发明提供的发动机替代设备具有以下优点和有益的技术效果：

1、采用本发明提供的飞机机翼静力试验用发动机替代设备，代替真实发动机进行飞机机翼静力强度实验，能够大大降低试验成本和试验风险。

2、本发明提供的飞机机翼静力试验用发动机替代设备，通过各承载接头和加载平台上力的组合，可以模拟发动机真实使用过程中的各种受载情况，其试验载荷大、强度高，其设计能准确实现和达到飞机机翼静力试验的试验目的和要求。