[发明专利]一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置

摘要

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。

主权项

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。