устройство для измерения силы тяги двигателей самолетов

Формула изобретения

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЕЙ САМОЛЕТОВ, содержащее силовоспринимающий блок, отличающееся тем, что оно снабжено съемными фиксаторами колес шасси для восприятия силы реакции от разворачивающих моментов, а силовоспринимающий блок закреплен неподвижно на опоре и содержит два гидроцилиндра, подключенных к контрольным манометрам и источнику начального давления, при этом на штоках гидроцилиндров закреплены упоры для взаимодействия с колесами шасси.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для измерения тяги двигателей самолетов без демонтажа двигателей.

Известно устройство стенд для измерения силы тяги двигателя, в котором двигатель устанавливают в одно из гнезд, выполненный в корпусе соосно с силовоспринимающими центрами. Двигатель поджимают к силовоспринимающему центру. После вывода фиксатора из контакта с планкой последняя поджимается к силоизмерителю, который осуществляет измерение силы тяги работающего двигателя [1] Недостатком известного устройства является необходимость демонтажа двигателя с самолета.

Наиболее близким аналогом к заявленному решению является устройство для измерения силы тяги двигателя самолета без его демонтажа, в котором силовоспринимающий блок устанавливается как промежуточное звено к тросе, крепящем самолет к точке крепления на земле [2] Недостатком известного устройства является необходимость наличия в конструкции самолета узла крепления троса силовоспринимающего блока, что не предусмотрено конструкцией большинства гражданских самолетов. Данный узел должен выдерживать значительные нагрузки от тягового усилия двигателей.

Техническим результатом, который может быть достигнут при реализации заявленного решения, является расширение технологических возможностей, выражающееся в том, что возможен контроль фактического тягового усилия двигателей для всех типов самолетов без внесения изменения в конструкцию самолета, а также удобство в эксплуатации и простота устройства.

Для достижения указанного результата устройство для измерения силы тяги двигателей самолета, содержащее силовоспринимающий блок, снабжено съемными фиксаторами колес шасси для восприятия силы реакции от разворачивающих моментов, а силовоспринимающий блок закреплен неподвижно на опоре и содержит два гидроцилиндра, подключенных к контрольным манометрам и источнику начального давления, при этом на штоках гидроцилиндров закреплены упоры для взаимодействия с колесами шасси.

На фиг. 1 схематично изображен общий вид устройства для измерения силы тяги двигателей с самолетом; на фиг. 2 то же, в разрезе; на фиг. 3 схема векторов сил при расположении двигателей внутри колеи основных стоек шасси; на фиг. 4 схема векторов сил при расположении двигателей вне колеи основных стоек шасси.

Устройство для измерения силы тяги двигателей самолетов содержит силовоспринимающий блок, представляющий собой два гидроцилиндра 1, неподвижно закрепленных на опорах 2. По крайней мере, одна из опор 2 имеет возможность перемещения по направляющим в поперечном направлении относительно продольной оси самолета. На штоке 3 каждого гидроцилиндра 1 с одной стороны закреплен поршень 4, а с другой упор 5 для колес 6 основных строек шасси. Гидроцилиндры 1 подключены каждый к своему контрольному манометру 7 и к источнику начального давления 8, которым может служить механогидравлический преобразователь или гидравлический насос. В устройстве могут использоваться как один общий, так и два механогидравлических преобразователя или гидравлических насоса для каждого гидроцилиндра. Устройство содержит также съемные фиксаторы 9 колес шасси для восприятия силы реакции от разворачивающих моментов. Каждый фиксатор 9 установлен соосно с гидроцилиндром 1 и упором 5. Колеса 6 шасси самолета 10 располагаются между упорами 5 и фиксаторами 9 для ограничения перемещения с его носовой и хвостовой стороны.

Устройство работает следующим образом. Перед началом измерения самолет перемещают к предлагаемому устройству, расположенному на земле, до взаимодействия колес 6 шасси с упорами 5. Предварительно съемные фиксаторы 9 убираются для беспрепятственного прохода колес шасси. После этого фиксаторы 9 устанавливаются до контакта или с небольшим зазором относительно колес 6 шасси. В гидросистеме с помощью источника начального давления 8, например, механогидравлического преобразователя создается начальное давление и выбираются зазоры между колесами 6, упорами 5 и фиксаторами 9. После этого включаются двигатели 11 самолета. Усилие от работающих двигателей передается через колеса 6 основных стоек шасси на упоры 5, о величине тягового усилия судят по показаниям контрольных манометров 7, приращение давления в гидросистеме прямо пропорционально силе реакции на силовоспринимающем блоке и однозначно определяет силу тяги испытуемого двигателя.

Когда вектор тяги, например, газотурбинного двигателя проходит между основными стойками шасси (двигатели расположены вблизи продольной оси самолета см. фиг. 3), исходя из уравнения моментов, действительное значение силы тяги двигателя будет равно арифметической сумме сил реакции в точках контакта колес шасси с упорами 5 устройства. В данном случае оба контрольных манометра будет показывать положительную величину приращения давления

Q_дв R_А + R_в, где Q_дв действительное значение силы тяги двигателя;

R_А и R_в реакции в точках контакта колес шасси с упорами.

Когда вектор силы тяги двигателя проходит за пределами промежутка между точками контакта колес 6 шасси с упорами 5 (см. фиг. 4), исходя из уравнения моментов, действительное значение силы тяги двигателя определяется по формуле

Q_дв= R_в где Q_дв действительное значение силы тяги двигателя;

R_в одна из реакций в точке контакта колеса шасси с упором;

l расстояние между упорами или между колесами шасси;

L расстояние между одним из упоров или соответствующим ему колесом шасси и наиболее удаленным от них испытуемым двигателем.

Сила реакции одного из упоров 5 (в данном случае R_А) равна отрицательной величине и показание манометра увеличиваться не будет, т.е. R_А 0, т.к. реакция направлена в сторону, противоположную от возможного перемещения поршня 4 гидроцилиндра 1, и воспринимается через устройство крепления стойки шасси опорной конструкцией. Ввиду того, что величина

const для конструкции данного типа самолета, изменение давления в гидросистеме одной из опор пропорционально действительной силе тяги испытуемого газотурбинного двигателя.

Испытания с использованием предлагаемого устройства не требует сложных операций по демонтажу двигателей, установке самолета к месту установки устройства.

При этом конструктивные отличия самолетов различных типов требуют только перемещения опор 2 в поперечном направлении по направляющим. Показания контрольных манометров однозначно зависят только от значения силы тяги испытуемого двигателя. Устройство допускает возможность определения суммарной тяги всех двигателей самолета одновременно.