[发明专利]一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置

权利要求书

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。