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申请/专利权人：太仓点石航空动力有限公司

摘要：本发明公开了航空发动机测试技术领域中的一种航空发动机支撑件的冲击载荷测试设备，包括底板，底板的上方设置有两组底座，底座的底部与导向横杆滑动配合，底座的顶部转动配合有三角座，三角座和底座的顶部固定安装有一号套筒，一号套筒的内腔滑动配合有二号套筒，二号套筒的底部外壁开设有出气孔一号套筒的内腔与底座和三角座的内腔连通，二号套筒的顶部固定安装有夹套，夹套的外壁固定安装有舵机，舵机的输出端贯穿夹套的外壁固定安装有驱动轴，本装置应用在航空发动机支撑件在落锤试验下的冲击载荷测试试验，能模拟空中的不规则振动效果，对航空发动机在空中运行状态下支撑件的冲击载荷试验提供相关参数。

主权项：1.一种航空发动机支撑件的冲击载荷测试设备，其特征在于：包括底板（1），所述底板（1）顶部固定安装有两组导向横杆（2），所述底板（1）的上方设置有两组底座（3），所述底座（3）的底部与导向横杆（2）滑动配合，所述底座（3）的顶部转动配合有三角座（16），所述三角座（16）的底部固定安装有垫块（13），所述垫块（13）和底座（3）之间固定安装有弹簧（12），所述三角座（16）和底座（3）的顶部固定安装有一号套筒（4），所述一号套筒（4）的内腔滑动配合有二号套筒（5），所述二号套筒（5）的底部外壁开设有出气孔所述一号套筒（4）的内腔与底座（3）和三角座（16）的内腔连通，所述二号套筒（5）的顶部固定安装有夹套（6），所述夹套（6）的外壁固定安装有舵机（24），所述舵机（24）的输出端贯穿夹套（6）的外壁固定安装有驱动轴（25），所述驱动轴（25）的外壁固定安装有椭圆型的摩擦轮（26），所述底板（1）的上方设置有两组夹取板（7），所述夹取板（7）设置为弧形，所述夹取板（7）的侧壁开设有弧形槽（8），所述夹取板（7）穿过夹套（6），所述摩擦轮（26）位于弧形槽（8）内，所述夹取板（7）的内侧外壁固定安装有若干组支架杆（9），所述支架杆（9）的另一端固定安装有吸附板（10），所述吸附板（10）与航空发动机支撑件外壁配合，所述底座（3）的外壁固定安装有一号螺纹接口（14），所述三角座（16）的外壁固定安装有二号螺纹接口（15）；所述底板（1）的底部固定安装有风箱（19），所述风箱（19）的底部固定安装有分流箱（21），所述分流箱（21）的内腔设置有分流环（30），所述分流环（30）的外壁开设有缺口；所述分流环（30）的顶部固定安装有转动环（31），所述转动环（31）与风箱（19）的底壁转动配合，所述转动环（31）的顶部固定安装有若干组支柱（27），若干组所述支柱（27）之间设置有通风缝隙（28），所述支柱（27）的外壁固定安装有挡风片（29），所述挡风片（29）与风箱（19）的内壁贴合；所述分流箱（21）的外壁分别固定安装有四组分流接头（22），所述分流接头（22）内腔设置有内螺纹孔（23），所述分流接头（22）通过软管与一号螺纹接口（14）和二号螺纹接口（15）螺纹连接，二者之间可拆卸；所述风箱（19）的外壁固定安装有进风管（20），所述进风管（20）的一端固定安装有进风安装管（32），所述进风安装管（32）的另一端通过通风管连接有风机，所述进风管（20）的另一端与风箱（19）内腔切向连通。

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