一种航空发动机安装推力评估辅助设备及方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机安装推力评估辅助设备，其第一连接件、第二连接件和轮挡。本发明专利技术还公开了一种采用该辅助设备的航空发动机安装推力评估方法，包括以下步骤：获取所述飞机的相关参数；安装推力评估辅助设备；开始试车并记录所述推力评估辅助设备测量出的数据；计算所述航空发动机的多个转速状态下的安装推力并分析得到所述航空发动机的安装推力特性图。本发明专利技术提出的辅助设备，按照试车要求进行试车，利用已知和记录测量得到的数据，采用力学分析方法，结合外部设备，以较小的经济代价得到与真实安装推力一致性较高的测量数据，具有经济成本低、操作简单，计算方便快捷的优点，为实际外场中航空发动机安装推力测量提供方法指导。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机安装推力评估辅助设备及方法
本专利技术属于航空发动机设计
，具体是涉及一种航空发动机安装推力评估方法。
技术介绍
航空发动机的安装推力测试对于保障飞机的正常飞行有着不可或缺的作用。目前国内的推力测试主要是在航空发动机未装机时进行测量。此时测得的推力与装机后的推力存在较大的差异，且试车台的体积庞大，结构复杂，配套的系统多，无法在不同环境中进行测试。而为了保证飞机能安全高效的飞行，以及快速修复飞行中出现的故障，准确的推力测量数据是必不可少的。因此，需要设计并研发一种装置，既可以保证能在发动机装机后进行测试，又能简化目前繁杂的试车系统，以迅速测试出发动机的实时安装推力。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服上述现有技术中的不足，提供了一种航空发动机安装推力评估辅助设备及方法，其辅助设备简单，方便实用，可利用辅助设备测得的部分数据，结合机型已知参数，迅速得出试车所用发动机实时推力。为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是：一种航空发动机安装推力评估辅助设备，其特征在于，包括第一连接件、第二连接件和轮挡，所述第一连接件的一端与待测试飞机一侧的主起落架支柱上的接耳连接，所述第一连接件的另一端与第一固定连接点连接，所述第一固定连接点位于所述待测试飞机的后方，所述第二连接件的一端与待测试飞机另一侧的主起落架支柱上的接耳连接，所述第二连接件的另一端与第二固定连接点连接，所述第二固定连接点位于所述待测试飞机的后方且第二固定连接点与第一固定连接点分别设置沿待测试飞机的中轴线对称设置，所述轮挡的数量与待测试飞机机轮的数量相等，所述轮挡固定设置在待测试飞机机轮的前方，所述第一连接件和第二连接件上均设置有测试连接件所承受拉力大小的拉力检测装置，所述轮挡上设置有测试轮挡所承受推力的压力检测装置。上述的一种航空发动机安装推力评估辅助设备，其特征在于：所述第一连接件的一端设置有第一接头，所述第一连接件的另一端设置有第二接头，所述第一接头和所述第二接头均为挂钩形状，所述第一连接件和第二连接件均为钢索且第一连接件和第二连接件的长度相等。上述的一种航空发动机安装推力评估辅助设备，其特征在于：所述轮挡包括与机轮接触的半球形的底座和支撑斜杆，所述支撑斜杆与所述底座固定连接，所述压力检测装置设置再支撑斜杆上，所述拉力检测装置包括用于检测拉力的拉力传感器和用于显示所述拉力传感器检测数值的拉力显示屏，所述压力检测装置包括用于检测压力的压力传感器和用于显示所述压力传感器检测数值的压力显示屏。本专利技术还公开了一种采用上述航空发动机安装推力评估辅助设备的航空发动机安装推力评估方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、将航空发动机安装在待测试飞机上，获取所述飞机的相关参数；步骤二、安装推力评估辅助设备；步骤三、开始试车并记录所述推力评估辅助设备测量出的数据；步骤四、计算所述航空发动机的多个转速状态下的安装推力并分析得到所述航空发动机的安装推力特性图。上述的一种航空发动机安装推力评估方法，其特征在于：所述步骤一中所述飞机的相关参数包括：飞机总质量、飞机重心所在位置、航空发动机推力作用点、飞机机轮与轮挡接触静摩擦力系数、起落架前轮与主轮与地面接触点之间的水平距离、发动机推力与水平方向所成夹角。上述的一种航空发动机安装推力评估方法，其特征在于：所述步骤二中安装推力评估辅助设备具体要求包括：两条连接件的长度应保持一致且与两条连接件与两边主起落架支柱上接耳连接状态相同、测试飞机所有机轮均完全置于轮挡之上且以测试飞机中轴线为中心线两边保持对称设置、测得前轮与轮挡接触点与飞机重心之间的水平距离。上述的一种航空发动机安装推力评估方法，其特征在于：所述步骤三中为了测量到尽可能多个转速状态下的安装推力，要求试车时均匀缓慢推动油门杆改变发动机转速，以记录下多个稳定状态下的各组数据。上述的一种航空发动机安装推力评估方法，其特征在于：所述步骤四中计算航空发动机的多个转速状态下的安装推力的计算方法包括如下步骤：步骤401、为计算的准确性，做如下假设：假设发动机推力作用于飞机对称面内且作用点与飞机重心处于同一水平高度、假设试车过程中随着燃油消耗飞机重心位置基本不变、假设试车过程中发动机推力仅大小发生变化而作用方向不发生偏移、假设左右主起落架机轮受力情况相同，步骤402、基于上述假设，根据飞机整体的受力关系可得：f1＝μ1×N1f2＝μ2×N2其中，P为发动机总推力、G为飞机总重量，F2为阻拦钢索提供的拉力、X1，X2为机轮所受轮挡施加的向后的支持力、N1，N2为机轮所受轮挡施加的向上的支持力、f1，f2为机轮所受轮挡施加的摩擦力、μ1，μ2为静摩擦力系数、α为发动机推力作用点与飞机重心之间的水平距离、b为阻拦钢索与地面连接点与飞机重心之间的水平距离、c为前轮与轮挡接触点与飞机重心之间的水平距离、h为飞机重心到地面的铅锤距离、L0为起落架前轮与主轮与轮挡接触最低点之间的水平距离、θ为阻拦钢索与水平方向所成夹角、为发动机推力与水平方向所成夹角；所述飞机总重量G包含飞机空重、乘员体重、燃油重量、挂载重量和其他承载重量等。本专利技术与现有技术相比具有以下优点：1、本专利技术推力评估辅助设备结构简单，方便实用，可以快速的获取试车过程中，推力评估辅助设备给实际施加的力，通过公式及现有飞机的参数可以计算出飞机发动机推力实时值。2、本专利技术无需像部件法仿真计算那样需要获取面参数值，只需要按照试车要求进行试车，利用已知和记录测量得到的数据，可以快速、准确得出发动机多个状态下的安装推力，分析得到该型发动机安装推力特性图。附图说明图1为本专利技术飞机试车阶段的受力状态示意图。图2为本专利技术推力评估辅助设备与飞机安装位置关系示意图。图3为本专利技术航空发动机安装推力评估流程图。附图标记说明:1—第一连接件；2—第二连接件；3—轮挡；4—第一固定连接点；5—第二固定连接点；6—拉力检测装置；7—压力检测装置；8—待测试飞机。具体实施方式下面将参照附图更详细地描述本专利技术的实施例。虽然附图中显示了本专利技术的某些实施例，然而应当理解的是，本专利技术可以通过各种形式来实现，而且不应该被解释为限于这里阐述的实施例，相反提供这些实施例是为了更加透彻和完整地理解本专利技术。应当理解的是，本专利技术的附图及实施例仅用于示例性作用，并非用于限制本专利技术的保护范围。需要注意，本专利技术中提及的“第一”、“第二”等概念仅用于对不同的装置、模块或单元进行区分，并非用于限定这些装置、模块或单元所执行的功能的顺序或者相互依存关系。本专利技术公开了一种航空发动机安装推力评估方法，该方是基于外场改进试车辅助设备的航空发动机安装推力评估方法，该辅助设备如图和图2所示，其包括第一连接件1、第二连接件2和轮挡3，所述第一连接件1的一端与待测试飞机8一侧的主起落架支柱上的接耳连接，所述第一连接本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机安装推力评估辅助设备，其特征在于，包括第一连接件(1)、第二连接件(2)和轮挡(3)，所述第一连接件(1)的一端与待测试飞机(8)一侧的主起落架支柱上的接耳连接，所述第一连接件(1)的另一端与第一固定连接点(4)连接，所述第一固定连接点(4)位于所述待测试飞机(8)的后方，所述第二连接件(2)的一端与待测试飞机(8)另一侧的主起落架支柱上的接耳连接，所述第二连接件(2)的另一端与第二固定连接点(5)连接，所述第二固定连接点(5)位于所述待测试飞机(8)的后方且第二固定连接点(5)与第一固定连接点(4)分别设置沿待测试飞机(8)的中轴线对称设置，所述轮挡(3)的数量与待测试飞机(8)机轮的数量相等，所述轮挡(3)固定设置在待测试飞机(8)机轮的前方，所述第一连接件(1)和第二连接件(2)上均设置有测试连接件所承受拉力大小的拉力检测装置(6)，所述轮挡(3)上设置有测试轮挡所承受推力的压力检测装置(7)。/n

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机安装推力评估辅助设备，其特征在于，包括第一连接件(1)、第二连接件(2)和轮挡(3)，所述第一连接件(1)的一端与待测试飞机(8)一侧的主起落架支柱上的接耳连接，所述第一连接件(1)的另一端与第一固定连接点(4)连接，所述第一固定连接点(4)位于所述待测试飞机(8)的后方，所述第二连接件(2)的一端与待测试飞机(8)另一侧的主起落架支柱上的接耳连接，所述第二连接件(2)的另一端与第二固定连接点(5)连接，所述第二固定连接点(5)位于所述待测试飞机(8)的后方且第二固定连接点(5)与第一固定连接点(4)分别设置沿待测试飞机(8)的中轴线对称设置，所述轮挡(3)的数量与待测试飞机(8)机轮的数量相等，所述轮挡(3)固定设置在待测试飞机(8)机轮的前方，所述第一连接件(1)和第二连接件(2)上均设置有测试连接件所承受拉力大小的拉力检测装置(6)，所述轮挡(3)上设置有测试轮挡所承受推力的压力检测装置(7)。


2.按照权利要求1所述的一种航空发动机安装推力评估辅助设备，其特征在于：所述第一连接件(1)的一端设置有第一接头，所述第一连接件(1)的另一端设置有第二接头，所述第一接头和所述第二接头均为挂钩形状，所述第一连接件(1)和第二连接件(2)均为钢索且第一连接件(1)和第二连接件(2)的长度相等。


3.按照权利要求1所述的一种航空发动机安装推力评估辅助设备，其特征在于：所述轮挡(3)包括与机轮接触的半球形的底座和支撑斜杆，所述支撑斜杆与所述底座固定连接，所述压力检测装置(7)设置再支撑斜杆上，所述拉力检测装置(6)包括用于检测拉力的拉力传感器和用于显示所述拉力传感器检测数值的拉力显示屏，所述压力检测装置(7)包括用于检测压力的压力传感器和用于显示所述压力传感器检测数值的压力显示屏。


4.一种采用了如权利要求1至3中任一项所述的航空发动机安装推力评估辅助设备的航空发动机安装推力评估方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、将航空发动机安装在待测试飞机上，获取所述飞机的相关参数；
步骤二、安装推力评估辅助设备；
步骤三、开始试车并记录所述推力评估辅助设备测量出的数据；
步骤四、计算所述航空发动机的多个转速状态下的安装推力并分析得到所述航空发动机的安装推力特性图。


5.按照权利要求4...

【专利技术属性】
技术研发人员：于锦禄，尉洋，王子豪，张斯睿，刘虎，王钰皓，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61