CN103303493B - 一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置 - Google Patents
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Abstract
本发明属于航空疲劳试验领域，特别是涉及到一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置，包括支柱系统、加载平台、若干个平台移动作动筒以及若干个加载作动筒。本发明通过对计算机控制的可动加载平台，分别按照地面停机载荷和空中飞行1g载荷下机翼变形进行平台位置的控制调整，通过安装在平台上的作动筒进行加载，保证试验中大型飞机机翼大变形情况下载荷施加的方向和量值，提高了试验加载和考核精度；通过机翼载荷的准确施加，保证了原全机试验载荷的平衡，避免了载荷不平衡引起的约束部件结构的考核失真；采用常规作动筒即可实现机翼大变形下的加载，避免使用大行程专用作动筒或者串联作动筒，降低了试验实施的难度，保证了试验的周期。
Description
技术领域
本发明属于航空疲劳试验领域，特别是涉及到一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置。
背景技术
大型飞机机翼的翼展大，强度试验中机翼加载后外侧机翼至翼尖段存在比较大的位移（一般情况下3m左右），在考虑机翼变形情况下，试验中如何准确模拟施加机翼载荷是一项技术难点。目前强度试验中机翼加载主要采用固定于地板或者天棚的加载作动筒，这种固定式的加载作动筒在疲劳试验中只能按照一种载荷情况进行设计布置，一般按巡航1g载荷下机翼的变形布置，这种布置对于其他载荷情况下载荷的施加，特别是地面载荷情况下的载荷施加存在着较大的误差，影响了试验加载和考核精度；另一方面，由于机翼载荷施加方向上的误差，还影响全机载荷的平衡，在试验载荷的波峰波谷交替过程中会在全机试验约束的部件结构中产生不可控制的力和力矩，从而影响这些部件的考核结果；此外，由于机翼变形大，传统方式下对外侧机翼加载需用行程超过三米的专用加载作动筒，带来了试验实施上的困难，如果采用两个作动筒串联的形式加载，由于串联情况下试验的加载速度很慢，将会导致疲劳试验的周期很长。
发明内容
本发明的目的是：提供一种能够准确施加载荷的一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置。
本发明的技术方案是：一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置，包括支柱系统1、加载平台2、若干个平台移动作动筒3以及若干个加载作动筒4，所述加载平台2由三角支架201和平板202铰接组成，三角支架201另一端铰接于支柱系统1上，所述三角支架201上铰接有若干个平台移动作动筒3，所述平台移动作动筒3另一端铰接于支柱系统1上，所述若干个加载作动筒4一端铰接于加载平台2上，另一端铰接于机翼5上。
所述支柱系统1由两个以上三角支柱101和横梁102组成，三角支柱101通过固定座103固定于地面。
所述平台移动作动筒3数量为六个，其中三个分别位于三角支架201和平板202的铰接处和三角支架201与支柱202的铰接处，其余三个分别位于平板202上。
所述加载作动筒4一端铰接于杠杆系统6，通过杠杆系统6再与机翼5铰接。
本发明的优点是：本发明通过对计算机控制的可动加载平台，分别按照地面停机载荷和空中飞行1g载荷下机翼变形进行平台位置的控制调整，通过安装在平台上的作动筒进行加载，保证试验中大型飞机机翼大变形情况下载荷施加的方向和量值，提高了试验加载和考核精度；通过机翼载荷的准确施加，保证了原全机试验载荷的平衡，避免了载荷不平衡引起的约束部件结构的考核失真；采用常规作动筒即可实现机翼大变形下的加载，避免使用大行程专用作动筒或者串联作动筒，降低了试验实施的难度，保证了试验的周期。
附图说明
图1是本发明结构示意图。
图2是本发明工作状态示意图。
其中，1-支柱系统，2-加载平台，3-平台移动作动筒，4-加载作动筒，5-机翼，6-杠杆系统，101-三角支柱，102-横梁，103-固定座，201-三角支架，202-平板。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细描述，请参阅图1及图2。
如图1所示，为本发明结构示意图。
一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置，包括支柱系统1、加载平台2、若干个平台移动作动筒3以及若干个加载作动筒4，所述加载平台2由三角支架201和平板202铰接组成，三角支架201另一端铰接于支柱系统1上，所述三角支架201上铰接有若干个平台移动作动筒3，所述平台移动作动筒3另一端铰接于支柱系统1上，所述若干个加载作动筒4一端铰接于加载平台2上，另一端铰接于机翼5上。
所述支柱系统1由两个以上三角支柱101和横梁102组成，三角支柱101通过固定座103固定于地面。
所述平台移动作动筒3数量为六个，其中三个分别位于三角支架201和平板202的铰接处和三角支架201与支柱202的铰接处，其余三个分别位于平板202上。
所述加载作动筒4一端铰接于杠杆系统6，通过杠杆系统6再与机翼5铰接。
本发明的工作原理是：首先根据机翼的变形确定各平台移动作动筒3、加载作动筒4的最大运动行程，以及三角支架201和平板202的尺寸；其次根据翼面承受的最大载荷选取各平台移动作动筒3、加载作动筒4的型号与规格；随后根据地面停机载荷和空中飞行1g载荷下机翼的变形后三角支架201和平板202位置确定平台移动作动筒3的控制参数；在试验中根据施加的载荷情况调整平台移动作动筒3控制参数使平台移动到相应的位置，确保载荷施加的方向，再调整加载作动筒4的参数，确保载荷量值的精度，从而实现翼面各载荷情况下载荷的准确模拟。
如图2所示，为本发明工作状态示意图。通过调整平台移动作动筒3的控制参数，使加载平台2偏转到适用于空中载荷加载的位置，此时在加载作动筒4上施加相应的交变载荷，从而完成翼面空中状态疲劳交变载荷的施加。
Claims (3)
1.一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置，其特征在于，包括支柱系统(1)、加载平台(2)、若干个平台移动作动筒(3)以及若干个加载作动筒(4)，所述加载平台(2)由三角支架(201)和平板(202)铰接组成，三角支架(201)的一个顶点和平板(202)铰接，三角支架(201)另一顶点铰接于支柱系统(1)上，若干个平台移动作动筒(3)的一端与三角支架(201)铰接，所述平台移动作动筒(3)的另一端铰接于支柱系统(1)上，所述若干个加载作动筒(4)一端铰接于加载平台(2)上，另一端铰接于机翼(5)上。
2.根据权利要求1所述的一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置，其特征在于，所述支柱系统(1)由两个以上三角支柱(101)和横梁(102)组成，三角支柱(101)通过固定座(103)固定于地面。
3.根据权利要求2所述的一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置，其特征在于，所述平台移动作动筒(3)数量为六个，其中一个与三角支架(201)和三角支柱(101)的铰接处铰接，两个分别与三角支架(201)和平板(202)的铰接处铰接，其余三个分别位于平板(202)上。
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