阅读说明：本技术 一种双发动机侧向约束装置 (Lateral restraint device for double engines ) 是由 王育鹏 裴连杰 郑建军 郭俊毫 谭巧银 王大鹏 于 2020-04-22 设计创作，主要内容包括：本申请属于飞机地面强度试验技术领域,特别涉及一种双发动机侧向约束装置,包括在待试飞机机体左右两侧对称设置的两个拉杆、两个调节螺杆以及两个发动机假件；拉杆一端铰接至待试飞机机体的中心对称面处,另一端进行铰接固定；调节螺杆顶端铰接至中心约束点处；发动机假件的顶端与调节螺杆的底端铰接。本申请的双发动机侧向约束装置,能够实现两个发动机在对称面上的约束,且不增加飞机刚度,不影响两个发动机相对变形,使得试验飞机姿态控制更准确,试验考核更真实。(The application belongs to the technical field of airplane ground strength tests, and particularly relates to a double-engine lateral restraint device which comprises two pull rods, two adjusting screws and two engine dummy pieces, wherein the two pull rods, the two adjusting screws and the two engine dummy pieces are symmetrically arranged on the left side and the right side of an airplane body to be tested; one end of the pull rod is hinged to the central symmetry plane of the airplane body to be tested, and the other end of the pull rod is hinged and fixed; the top end of the adjusting screw rod is hinged to the central constraint point; the top end of the engine dummy piece is hinged with the bottom end of the adjusting screw rod. The double-engine lateral restraint device can realize restraint of the two engines on the symmetrical plane, does not increase the rigidity of the airplane, does not influence relative deformation of the two engines, and enables the attitude control of the test airplane to be more accurate and the test examination to be more real.)

一种双发动机侧向约束装置

技术领域

本申请属于飞机地面强度试验技术领域，特别涉及一种双发动机侧向约束装置。

背景技术

在飞机全机地面强度验证试验中，飞机支持均采用六约束的静定支持方式，以约束飞机的六个自由度。其中，飞机侧向约束位置往往会设置在发动机假件、起落架假件、机身框等结构较强部位。

飞机侧向约束最理想的位置在飞机对称面和飞机构造水平面交线上(或在飞机对称面上距交线较近的位置)，但由于发动机、起落架和机身框等较强部位均不能满足最佳理想位置的要求。

以双发飞机为例，现有技术方案会将飞机侧向约束设置在发动机假件上，有以下两种方式，但存在技术问题(起落架、机身框等部位也存在类似问题)：

a)侧向约束设置在单侧发动机假件上。该方案只约束了单侧发动机，且距对称面较远，会造成飞机结构变形后飞机姿态出现偏差，飞机对称面不在理论位置上，最终会造成试验结果误差较大。

b)将左、右两个发动机假件捆绑于飞机对称面上某处，再约束该处。该方案能保证飞机对称面在理论位置不变，但会造成两个发动机不能相对变形，增加了飞机构件间多余约束和刚度，使得试验考核不真实。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种双发动机侧向约束装置。

本申请公开了一种双发动机侧向约束装置，包括：

第一拉杆，所述第一拉杆沿着待试飞机机体展向方向水平布置在所述待试飞机机体左侧，所述第一拉杆的一端铰接至与所述待试飞机机体的中心对称面处，且铰接点作为中心约束点，所述第一拉杆的另一端进行铰接固定；

第二拉杆，所述第二拉杆沿着待试飞机机体展向方向水平布置在所述待试飞机机体右侧，所述第二拉杆的一端铰接至所述中心约束点处，另一端进行铰接固定；

第一调节螺杆，所述第一调节螺杆位于所述待试飞机机体的左侧，其顶端铰接至所述中心约束点处；

第一发动机假件，所述第一发动机假件位于所述待试飞机机体的左侧，其顶端与所述第一调节螺杆的底端铰接；

第二调节螺杆，所述第二调节螺杆位于所述待试飞机机体的右侧，其顶端铰接至所述中心约束点处；

第二发动机假件，所述第二发动机假件位于所述待试飞机机体的右侧，其顶端与所述第二调节螺杆的底端铰接；其中

所述第一拉杆与第二拉杆、所述第一调节螺杆与第二调节螺杆以及所述第一发动机假件与第二发动机假件均以所述待试飞机机体的中心对称面左右对称布置，且所述第一发动机假件与第二发动机假件的始终处于水平放置状态。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一拉杆和第二拉杆的结构相同，且长度均可调节。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一拉杆和第二拉杆均包括多根单杆，且分别由多根所述单杆首尾可拆卸地连接组合而成。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一调节螺杆和第二调节螺杆的结构相同，且长度均可调节。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一调节螺杆和第二调节螺杆均包括：

中间杆，所述中间杆的轴向两端端部开设有螺纹旋向相反的内螺纹槽；

端部调节杆，所述端部调节杆位于所述中间杆的两端端部，所述端部调节杆的一端设置有单耳，用于与所述中心约束点以及与第一发动机假件和第二发动机假件铰接，所述端部调节杆的另一端的杆体上设置有与所述中间杆的内螺纹槽相适配的外螺纹。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述第一发动机假件和第二发动机假件的顶部固定设置有与所述端部调节杆的单耳相适配的双耳。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的双发动机侧向约束装置，能够实现两个发动机在对称面上的约束，且不增加飞机刚度，不影响两个发动机相对变形，使得试验飞机姿态控制更准确，试验考核更真实。

附图说明

图1是本申请双发动机侧向约束装置的结构示意图(顺航向视图)；

图2是本申请双发动机侧向约束装置的原理图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

需要理解的是，在本申请的描述中可能涉及的术语，例如“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1和图2对本申请的双发动机侧向约束装置做进一步详细说明。

本申请公开了一种双发动机侧向约束装置，用于在预定的试验区域内对待试飞机进行飞机全机地面强度验证试验，其中，双发动机侧向约束装置可以包括拉杆、调节螺杆以及发动机假件等部件。

具体的，拉杆包括第一拉杆21和第二拉杆22。

第一拉杆21沿着待试飞机机体展向方向(图1中左右方向)水平布置在待试飞机机体左侧；其中，第一拉杆21的一端(图1中右端)铰接至与待试飞机机体(待试飞机机体上适合位置处)的中心对称面处，且铰接点作为中心约束点5，第一拉杆21的另一端(图1中左端)与左侧固定点11进行铰接固定。

第二拉杆22沿着待试飞机机体展向方向水平布置在待试飞机机体右侧，第二拉杆22的一端(图1中左端)铰接至中心约束点5处，另一端(图1中右端)与右侧固定点12进行铰接固定。

具体的，左侧固定点11和右侧固定点12可以是铰接固定在试验区域内适合的位置，比如承力墙上的点、承力墙支架上的点等。

进一步，本实施例中，优选第一拉杆21和第二拉杆22的结构相同，且长度均可调节，另外，第一拉杆21和第二拉杆22是以待试飞机机体的中心对称面左右对称布置。

还需要说明的是，第一拉杆21和第二拉杆22可以为多种适合的长度可调节结构，例如螺栓与螺杆形式、多杆连接形式；本实施例中，进一步优选第一拉杆21和第二拉杆22均包括多根单杆211、单杆221，且分别由多根单杆211、单杆221，首尾可拆卸地(螺栓连接)连接组合而成，因此，可以通过选择适合数量的单杆211、单杆221，进行组合，以满足对应的长度需求以及预紧力需求。

同样的，调节螺杆和发动机假件均可以包括第一调节螺杆41和第二调节螺杆42以及第一发动机假件31和第二发动机假件32；其中，第一调节螺杆41与第二调节螺杆42以及第一发动机假件31与第二发动机假件32均以待试飞机机体的中心对称面左右对称布置。

需要说明的是，在飞机地面强度试验中，往往采用假件代替真实发动机；第一发动机假件31和第二发动机假件32是待试飞机的固有结构，与飞机固定，但是在试验时，与飞机之间会有相对变形。

具体的，第一调节螺杆41和第一发动机假件31位于待试飞机机体的左侧；其中，第一调节螺杆41的顶端铰接至中心约束点5处，第一发动机假件31的顶端与第一调节螺杆41的底端铰接。

第二调节螺杆42和第二发动机假件32位于待试飞机机体的右侧；其中，第二调节螺杆42的顶端铰接至中心约束点5处，第二发动机假件32的顶端与第二调节螺杆42的底端铰接。

进一步，本实施例中，优选第一调节螺杆41和第二调节螺杆42的结构相同，且长度均可调节。

同样的，第一调节螺杆41和第二调节螺杆42可以为多种适合的长度可调节结构，本实施例中，进一步优选第一调节螺杆41和第二调节螺杆42均包括中间杆(411，421)以及端部调节杆(412，422)。

其中，中间杆(411，421)的轴向两端端部开设有螺纹旋向相反的内螺纹槽；端部调节杆(412，422)位于中间杆(411，421)的两端端部；具体的，端部调节杆(412，422)的一端设置有单耳，用于与位于其顶部的中心约束点5以及与位于其底部的第一发动机假件31和第二发动机假件32铰接；另外，在端部调节杆(412，422)的另一端的杆体上设置有与中间杆(411，421)的内螺纹槽相适配的外螺纹，并且，从而使得两端的端部调节杆(412，422)可以与中间杆(411，421)进行螺纹连接，同时能够通过旋转中间杆(411，421)实现两端端部调节杆(412，422)之间轴向间距的调节。

另外，进一步优选在第一发动机假件31和第二发动机假件32的顶部固定设置有与端部调节杆(412，422)的单耳相适配的双耳，从而通过单双耳结构实现铰接。

进一步，如图2所示，本申请的第一发动机假件31与第二发动机假件32在随着第一调节螺杆41和第二调节螺杆42转动过程中，其始终处于水平放置状态(发动机假件的底面始终保持水平，以模拟真实发动机的状态)。

进一步，通过上述结构，使得本申请的双发动机侧向约束装置至少具备如下特点：

1)可通过调节2个拉杆(组合)、2个调节螺杆的长度，来调整中心约束点的位置、2个发动机假件相对于中心约束点的位置，从而达到调节飞机姿态的目的，保证试验前飞机的位置准确；

2)该装置通过2套拉杆(组合)施加预拉力的形式将两个发动机假件固定于1个约束点处，结构形式稳定，在试验时结构会产生变形，可通过转动轴(即中心约束点5)的转动适应结构变形；

3)2个固定点(即第一拉杆21的左端和第二拉杆22的右端)进行铰接固定)设置于距中心约束点较远位置，在试验时结构变形产生的附加约束力低，对拉杆(组合)预紧力影响小；

4)该装置结构简单，拆装方便，约束误差小，附加力小，可用于类似结构飞机的侧向约束点设计。

综上所述，本申请的双发动机侧向约束装置，能够实现两个发动机在对称面上的约束，且不增加飞机刚度，不影响两个发动机相对变形，使得试验飞机姿态控制更准确，试验考核更真实。

最后，再对本申请的双发动机侧向约束装置的使用原理进行进一步汇总说明：

1)调节螺杆、拉杆上均有长度调节机构，可调节长度；

2)通过调节拉杆(组合)长度并施加预紧力，将中心约束点固定于飞机对称面上，不可移动；

3)为保证双发动机假件相对于飞机对称面对称，2个调节拉杆长度相等；

4)当2个发动机假件产生相对变形，左、右调节螺杆在中心约束点处转动，且分别在约束点1、约束点2处转动；

5)变形后，由于2个调节拉杆长度相等，左、右发动机假件对称，相对距离由2*L1(变形前，图2中实线所示)变为2*L2(变形后，图2中虚线所示)。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。