一种小型涡喷发动机飞行试验吊舱的制作方法
【专利摘要】本发明属航空动力试飞【技术领域】，涉及一种用于小型涡喷发动机飞行试验的吊舱。其特征在于，包括吊舱前段、吊舱中段和吊舱尾段，其中，吊舱前段内部安装有进气道，用于安装发动机本体及其控制单元的吊舱中段与吊舱前、尾段对接，且吊舱尾段设置有半敞开式结构的发动机排气口。本发明设计将试验发动机安装在一个独立于载机平台之外的试验吊舱内，载机平台不依靠试验发动机提供动力，保持了试验发动机与载机平台的相对独立性。仅需对试验吊舱进行局部结构更改即可进行不同类型的发动机验证试飞，极大的降低了改装成本。
【专利说明】一种小型涡喷发动机飞行试验吊舱
【技术领域】
[0001]本发明属航空动力试飞【技术领域】，涉及一种用于小型涡喷发动机飞行试验的吊舱。
【背景技术】
[0002]根据产品研制定型要求，国内新研发动机要完成设计定型，都要经过一定的飞行试验验证。当前，无论在国内或国外，发动机的飞行试验验证手段一般采取将新研发动机安装在一个技术成熟度高的飞机平台上进行。
[0003]目前，对于小型涡喷发动机(≤1000Kgf)开展飞行试验没有专用试验平台。而大、中型推力试验平台则无法直接应用于小型涡喷发动机的试验。另外，由于技术封锁，国外有关发动机试验平台的技术资料很难获取。因此，为满足小型涡喷发动机开展飞行试验的需求，有必要研制出一种能 用于小型涡喷发动机进行飞行试验的吊舱。
【发明内容】
[0004]发明目的:研制出一种能满足小型涡喷发动机开展飞行试验的需求的吊舱。
[0005]技术方案:一种小型涡喷发动机飞行试验吊舱，其包括吊舱前段、吊舱中段和吊舱尾段，其中，吊舱前段内部安装有进气道，用于安装发动机本体及其控制单元的吊舱中段与吊舱前、尾段对接，且吊舱尾段设置有半敞开式结构的发动机排气口。
[0006]吊舱前段在I到3框之间，内部进气道为S型，其中，I到2框之间为S型段，2框到3框之间为直线段。
[0007]吊舱中段位于3-8框之间，其中的4-8框通过7根“T”型长桁连接，框、长桁与蒙皮之间采用铆接湿连接，形成一个半硬壳式结构。
[0008]发动机的主要载荷和重量通过6框、7框传递到通用挂架上，其中，7框为中段后对接框，承受吊舱后段的气动载荷和自身的结构重量。
[0009]吊舱尾段包括8到11框、一个纵梁和蒙皮，其中，8、9框是整体框，由8个长桁和一个盒段通过螺栓连接，再与蒙皮铆接；盒段与纵梁在9框处，通过螺栓连接；10框由两个钣金框组成，左右对称布置，通过与排气口和纵梁铆接成一体。
[0010]排气口上敷设二层高温合金，高温合金之间填充绝热材料石英砂形成高温导流板。
[0011]发动机布置在吊舱中段，由主推力销、底座、水平拉杆和垂直拉杆来实现发动机和短舱的连接，其中，主推力销布置在吊舱后悬挂点6-7框之间，其热膨胀间隙通过主承力销另外一端的螺纹调节；垂直拉杆位于8框上，一端连接在发动机本体上，另一端通过单耳底座固定在8框框缘上；水平拉杆位于短舱6-7框之间，一端固定在底座上，另一端连接在发动机本体。
[0012]本发明的有益效果:本发明设计思路别出心裁，将试验发动机安装在一个独立于载机平台之外的试验吊舱内，载机平台不依靠试验发动机提供动力，保持了试验发动机与载机平台的相对独立性，满足小型涡喷发动机开展飞行试验的需求。若需要进行不同类型的发动机验证试飞，只要换装发动机后，对试验吊舱进行局部结构更改即可，因此极大的降低了改装成本。另外，吊舱尾段的半敞开式排气口，对发动机尾喷气流起到导向作用，防止高温气流对载机机身和腹鳍的热辐射。对于配装小型涡喷发动机飞机的发动机短舱内发动机的安装设计有重要借鉴意义。
【专利附图】
【附图说明】
[0013]图1是吊舱整体外形框位图；
[0014]图2是发动机吊舱前段；
[0015]图3发动机吊舱中段；
[0016]图4发动机吊舱尾段；
[0017]图5发动机安装结构；
[0018]图6主推力销与发动机的连接图；
[0019]其中，1-通用挂架、2-垂直拉杆、3-水平拉杆、4-进气道、5-发动机本体、6_排气口、7-进气道唇口、8-卡箍、9-吊耳、10-长桁、11-蒙皮、12-维修口盖、13-角材、14-单耳底座、15-纵梁、17-盒段、18-高温导流板、19-主承力销、20-底座。
【具体实施方式】
[0020]本发明提供一种用于小型涡喷发动机飞行试验的吊舱。
[0021]如图1所示，本发明小型涡喷发动机飞行试验吊舱共设置有10个框，其中中段4框、5框、6框、7框为舱体主承力框，I框、2框为结构刚性框,3框、9框、10框为普通结构框。
[0022]整个吊舱通过通用挂架I吊挂在飞机上。以3框、8框位分界面，将吊舱分前段、中段和尾段，在中段两侧开有6处维修口盖12作为观察窗口和维修通道。
[0023]如图2所示，吊舱前段位于1-3框之间，内安装有“S”形进气道4。进气道4分成前、后二段，以整体框为分界面。前段，I框至2框为“S”形段，后段2框至3框为直线段。为了增加其刚度，防止气流引起的鼓动，在框与框之间，进气道外壁布置卡箍8。为了便于成型和装配，进气道唇口采用整体机加件。2框为整体机加框，为了调整进气道前段与中段对接形成的装配误差，消除对接阶差，3框为组合框(框与腹板组合)。进气道内壁光滑过渡，以满足发动机气动流畅要求。根据进气道的理论外形，结合原副油箱整流罩的结构情况，在I框处新增进气道唇口 7。
[0024]如图3所示，吊舱中段与吊舱前、后段对接，位于3-8框之间，用于安装发动机本体5及其控制单元等成品。吊舱中段与通用挂架I连接的两个吊耳9，位于4-5框，6-7框之间。4框、5框采用原副油箱的框结构形式；6框、7两个框位于发动机主悬挂点两侧，发动机的主要载荷和重量通过6框、7框传递到通用挂架I上；7框为中段后对接框，承受吊舱后段的气动载荷和自身的结构重量。吊舱中段的5个整体框通过7根“T”型长桁10连接；框、长桁与蒙皮11之间采用铆接湿连接，形成一个半硬壳式结构。吊舱中段的6框、7框和8框，为主要承力结构件，为整体机加框，长桁选用2024预拉伸板，蒙皮11为原副油箱蒙皮。
[0025]吊舱中段的进气道4，分为2段，在5框处对接，再通过4根角材13与5框相连。
[0026]如图4所示，吊舱尾段位于9框之后，该段布置有发动机的排气口 6。排气口 6为半敞开式结构，对发动机尾喷气流起到导向作用，防止高温气流对载机机身和腹鳍的热辐射。
[0027]发动机吊舱尾段，主要由8框、9框、10框、11框四个结构框，一个纵梁15和蒙皮11等组成。8、9框是整体框，由8个长桁16和一个盒段17通过螺栓连接，再与蒙皮11铆接；盒段17与纵梁15在9框处，通过螺栓连接；10框由两个钣金框组成，左右对称布置，通过与排气口 6和纵梁15铆接成一体。由于发动机尾喷气流温度很高，需在排气口上敷设二层高温合金，间距20mm，两者之间填充绝热材料石英砂形成高温导流板18。
[0028]吊舱尾段的8框、9框、11框和纵梁15，为主要承力结构件，采用整体机加框，长桁10选用2024预拉伸板。
[0029]如图5所示,发动机布置在吊舱中段，由主推力销19、底座20、水平拉杆3和垂直拉杆2来实现发动机和短舱的连接。
[0030]主推力销19布置在吊舱后悬挂点6-7框之间上，左右对称布置，发动机的推力载荷和惯性载荷通过与之连接的底座20传到吊舱。
[0031]垂直拉杆2位于8框上，一端连接在发动机本体5上，另一端通过单耳底座14固定在8框框缘上，调节发动机本体5与吊舱的俯仰角度，用以平衡发动机的重心和发动机所产生的俯仰力矩。
[0032]如图6所示，发动机安装后，必须与主承力销19留有足够的间隙，以满足发动机工作中热膨胀间隙要求。间隙的调节通过主承力销19另外一端的螺纹调节。
[0033]发动机的安装，除了主推力销外，还通过水平拉杆3和垂直拉杆2与短舱相连，用以平衡发动机工作中所产生的附加载荷和扭矩。
[0034]试验发动机的水平拉杆3位于短舱6-7框之间，一端固定在底座20上，另一端连接在发动机本体5上，用以调节发动机本体5与主推力销19的间隙(1-1.5mm)。
【权利要求】
1.一种小型涡喷发动机飞行试验吊舱，其特征在于，包括吊舱前段、吊舱中段和吊舱尾段，其中，吊舱前段内部安装有进气道，用于安装发动机本体及其控制单元的吊舱中段与吊舱前、尾段对接，且吊舱尾段设置有半敞开式结构的发动机排气口。
2.根据权利要求1所述的小型涡喷发动机飞行试验吊舱，其特征在于，吊舱前段在I到3框之间，内部进气道为S型，其中，I到2框之间为S型段，2框到3框之间为直线段。
3.根据权利要求1所述的小型涡喷发动机飞行试验吊舱，其特征在于，吊舱中段位于3-8框之间，其中的4-8框通过7根“T”型长桁连接，框、长桁与蒙皮之间采用铆接湿连接，形成一个半硬壳式结构。
4.根据权利要求1所述的小型涡喷发动机飞行试验吊舱，其特征在于，发动机的主要载荷和重量通过6框、7框传递到通用挂架上，其中，7框为中段后对接框，承受吊舱后段的气动载荷和自身的结构重量。
5.根据权利要求1所述的小型涡喷发动机飞行试验吊舱，其特征在于，吊舱尾段包括8到11框、一个纵梁和蒙皮，其中，8、9框是整体框，由8个长桁和一个盒段通过螺栓连接，再与蒙皮铆接；盒段与纵梁在9框处，通过螺栓连接；10框由两个钣金框组成，左右对称布置，通过与排气口和纵梁铆接成一体。
6.根据权利要求1所述的小型涡喷发动机飞行试验吊舱，其特征在于，排气口上敷设二层高温合金，高温合金之间填充绝热材料石英砂形成高温导流板。
7.根据权利要求1所述的小型涡喷发动机飞行试验吊舱，其特征在于，发动机布置在吊舱中段，由主推力销、底座、水平拉杆和垂直拉杆来实现发动机和短舱的连接，其中，主推力销布置在吊舱后悬挂点6-7框之间，其热膨胀间隙通过主承力销另外一端的螺纹调节；垂直拉杆位于8框上，一端连接在发动机本体上，另一端通过单耳底座固定在8框框缘上；水平拉杆位于短舱6-7框之间，一端固定在底座上，另一端连接在发动机本体。
【文档编号】G01M15/14GK103728140SQ201310652093
【公开日】2014年4月16日 申请日期:2013年12月4日 优先权日:2013年12月4日
【发明者】李全祥, 王红州, 刘学杰, 陈华, 田玉艳, 张海英 申请人:中国飞行试验研究院