CN104034549A - 一种飞机机翼大变形试验加载装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种机翼大变形情况下的加载装置。本发明飞机机翼大变形试验加载装置包括框架、作动筒、滚动轮、滚动轮支座、起始螺栓、钢索、导向轮、可动承力梁。所述作动筒一端连接框架底部，一端连接可动承力梁。两件滚动轮支座分别安装在可动承力梁的两端，并且滚动轮支座的凸台分别伸入到所接近两侧框架的内侧面滑槽内。所述可动承力梁上安装有四件导向轮和一件起始螺栓，框架顶部安装有两件导向轮；钢索一端的耳环连接在起始螺栓上后，钢索的另一端依次环绕各导向轮后从框架顶部的穿出。本发明加载装置为整体框架结构，试验安装方便安全，控制精度高，加载时，可动承力梁移动灵活，加载协调，满足机翼大变形加载要求。

Description

一种飞机机翼大变形试验加载装置

技术领域

本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种满足机翼大变形的加载装置。

背景技术

飞机结构强度试验时，机翼通常生产向上变形，当翼尖变形超过2500毫米时，现有加载装置无法满足加载要求。一方面，现有作动筒最大行程为2500毫米，另一方面，到目前为止，机翼翼尖最大变形还没有超过5000毫米时，因而从试验角度讲，翼尖发生2500毫米至5000毫米变形称为大变形。

大变形情况下机翼载荷施加技术是飞机结构强度试验的难点，现阶段，还没有理想的加载装置能简便施加该情况下的机翼载荷。目前采用最多(最有效)的加载方式是双作动筒串联的方式，如图1所示；试验加载时，作动筒二先收缩，待作动筒二收缩完成后，作动筒一再收缩，用两个作动筒的行程来满足的机翼的大变形。这种加载方式，两作动筒通过软式串联连接，重量较大，起吊安装较为困难，且不易换装；另一方面，这两个加载作动筒是用一个控制模块通过载荷控制的，两作动筒行程转换时刻，产生较大冲击载荷，极易导致试验保护而终止、存在试验风险、控制较为困难、控制精度较低；第三，通常情况下，机翼距地面为4500毫米左右，双作动筒串联后其长度过长，无法在机翼下翼面安装，因而只能通过转向滑轮将其改为向上加载，有时，个别向上加载点也因安装空间有限而需要通过转向滑轮改为向下加载，其安装强度相当大。

发明内容

本发明的目的是：提供了一种便于换装、控制精度高能够满足飞机机翼大变形情况下的试验加载装置，为飞机强度试验提供有效支持。

本发明的技术方案是：一种飞机机翼大变形试验加载装置，其包括框架1、作动筒2、滚动轮3、滚动轮支座4、起始螺栓5、钢索6、导向轮7、可动承力梁8；其中，作动筒2一端连接框架1底部，一端连接可动承力梁8；两件滚动轮支座4分别安装在可动承力梁8的两端，并且每件滚动轮支座4的凸台分别伸入到所接近两侧框架1的内侧面滑槽内，且滚动轮支座4各安装四件可贴在框架上滚动的滚动轮3；所述可动承力梁8上安装有四件导向轮7和一件起始螺栓5，框架1顶部安装有两件导向轮7；钢索6一端的耳环连接在起始螺栓5上后，钢索6的另一端依次环绕各个导向轮7后从框架1顶部的穿出。

钢索从起始螺栓出来后，先环绕框架顶部的一个导向轮，然后顺次绕过可动承力梁8一组间距较大的导向轮，再环绕框架顶部另一个导向轮后，顺次绕过可动承力梁8另外一组间距较小的导向轮后再从框架1顶部穿出。

可动承力梁8间距较大的一组导向轮位于间距较小一组导向轮的下方。

所述滚动轮支座4的凸台伸入到框架1内的伸入长度至少为50毫米，伸入后，凸台与框架滑槽内壁的配合间隙在5到10毫米之间。

所述滚动轮支座4上安装的滚动轮3与框架1的侧边间隙在1到3毫米之间。

作动筒2顶部通过加载单耳与可动承力梁8螺栓连接。

作动筒2底部与框架地步之间通过单双耳连接。

翼尖发生2500毫米至5000毫米变形时，由于该加载装置几何尺寸较小，即可安装于机翼上翼面，通过作动筒2的收缩，施加向上载荷；又可安装于机翼向下翼面，通过作动筒2的收缩，施加向下载荷。

本发明的有益效果是：本发明飞机机翼大变形试验加载装置为整体框架结构，因而试验安装方便安全，另一方面，该装置主要构件为焊接件，方便加工和装配。该装置控制模块仅控制一个作动筒，不产生冲击载荷，便于试验控制，控制精度高，消除安全隐患。该装置加载时，可动承力梁移动灵活，加载协调，满足机翼大变形加载要求。该装置即可用于机翼向上加载，又可用于机翼向下加载，且无需导向安装，大大减少安装工作量，而且方便试验换装。

附图说明

图1为机翼大变形现有加载装置；

图2为本发明飞机机翼大变形试验加载装置结构图；

图3为框架结构示意图；

图4为作动筒示意图；

图5为可动承力梁结构示意图；

图6为滚动轮支座示意图；

图7为滚动轮结构示意图；

图8为导向轮示意图；

图9为本发明的加载装置在机翼上、下翼面的安装示意图；

其中：1-框架、2-作动筒、3-滚动轮、4-滚动轮支座、5-起始螺栓、6-钢索、7-导向轮、8-可动承力梁、9-耳片、10-堵板。

具体实施方式

下面进一步的详细说明本发明具体实施方式。

请参阅图2，本发明飞机机翼大变形试验加载装置包括框架1、作动筒2、滚动轮3、滚动轮支座4、起始螺栓5、钢索6、导向轮7、可动承力梁8。

其中，所述框架为矩形构件，用槽钢焊接而成，如图3所示；框架底部双耳用于安装作动筒，底部的间隙可通过地角螺栓将框架安装于地面或承力顶棚；滚动轮支座的耳片伸入到框架两边的间隙内；框架顶部通过螺栓安装两个导向轮，为环绕和穿出钢索，在框架顶部加工有方孔和圆孔。

作动筒，如图4所示，其顶部单耳接头加工有两个螺栓孔，用两个螺栓与可动承力梁连接。

可动承力梁用槽钢焊接而成，如图5所示；可动承力梁腹板上除加工有安装有导向轮和起始螺栓的五个通孔外，还加工有用于连接作动筒单耳的两个通孔；可动承力梁两侧的堵板上加工有四个通孔，用于安装滚动轮支座。

滚动轮支座用普通钢板焊接而成，如图6所示；通过堵板上加工的四个通孔，滚动轮支座安装在可动承力梁的侧面，安装完成后，滚动轮支座耳片端(即凸台)伸入框架侧面50毫米，以保证足够的支撑力。

滚动轮用45钢加工而成，如图7所示，通过耳片上加工的两个通孔四个滚动轮分别安装在耳片的上下端面，安装完成后，滚动轮与框架侧边间隙1毫米，从而在限位的同时，具有很好的滚动灵活性。

钢索为通用钢索，钢索一端的耳环连接在起始螺栓上，钢索另一端依次环绕各个导向轮后从框架顶部的圆孔中穿出。

导向轮用45钢加工而成，如图8所示，分别安装在可动承力梁和框架上，其中，框架上的导向轮为一组两个，可动承力梁上的导向轮为两组共四个，其中，一组间距较小的两个导向轮位于另一组间距较大的两个导向轮的上方，上述六个导向轮均用于钢索导向。

所述起始螺栓为通用螺栓，钢索一端的耳环连接在起始螺栓的光杆位置。

本发明加载装置装配过程如下：先将作动筒2底部的单耳接头安装在框架1底部的双耳接头上；然后将可动承力梁8安装在作动筒2顶部的加载单耳上；再将两件滚动轮支座4分别安装在可动承力梁8的两端，并且两件滚动轮支座4的凸台分别伸入到框架1两侧的间隙内；在两件滚动轮支座4的上下安装八件滚动轮3；再在可动承力梁8上安装四件导向轮7和一件起始螺栓5，在框架1顶部安装两件导向轮7，钢索6一端的耳环连接在起始螺栓5光杆位置后，钢索6的另一端依次环绕各个导向轮7后从框架1顶部的圆孔中穿出。

通常情况下，机翼距地面为4500毫米左右，在机翼大变形的情况下，双作动筒串联后其长度过长，无法在机翼下翼面安装，应用本发明加载装置，其几何尺寸较小，可以安装在机翼下翼面。本发明加载装置也可以安装在机翼上翼面，避免冲击载荷的产生，降级了试验控制的难度。如图9所示，其给出了本发明加载装置在机翼上、下翼面的安装加载的情况。

Claims (8)

1.一种飞机机翼大变形试验加载装置，其特征在于：包括框架(1)、作动筒(2)、滚动轮(3)、滚动轮支座(4)、起始螺栓(5)、钢索(6)、导向轮(7)、可动承力梁(8)；其中，作动筒(2)一端连接框架(1)底部，一端连接可动承力梁(8)；两件滚动轮支座(4)分别安装在可动承力梁(8)的两端，并且每件滚动轮支座(4)的凸台分别伸入到所接近两侧框架(1)的内侧面滑槽内，且滚动轮支座(4)各安装四件可贴在框架上滚动的滚动轮(3)；所述可动承力梁(8)上安装有四件导向轮(7)和一件起始螺栓(5)，框架(1)顶部安装有两件导向轮(7)；钢索(6)一端的耳环连接在起始螺栓(5)上后，钢索(6)的另一端依次环绕各个导向轮(7)后从框架(1)顶部的穿出。

2.根据权利要求1所述的飞机机翼大变形试验加载装置，其特征在于：钢索从起始螺栓出来后，先环绕框架顶部的一个导向轮，然后顺次绕过可动承力梁(8)一组间距较大的导向轮，再环绕框架顶部另一个导向轮后，顺次绕过可动承力梁(8)另外一组间距较小的导向轮后再从框架(1)顶部穿出。

3.根据权利要求2所述的飞机机翼大变形试验加载装置，其特征在于：可动承力梁(8)间距较大的一组导向轮位于间距较小一组导向轮的下方。

4.根据权利要求3所述的飞机机翼大变形试验加载装置，其特征在于：所述滚动轮支座(4)的凸台伸入到框架(1)内的伸入长度至少为50毫米，伸入后，凸台与框架滑槽内壁的配合间隙在5到10毫米之间。

5.根据权利要求4所述的飞机机翼大变形试验加载装置，其特征在于：所述滚动轮支座(4)上安装的滚动轮(3)与框架(1)的侧边间隙在1到3毫米之间。

6.根据权利要求1至5任一项所述的飞机机翼大变形试验加载装置，其特征在于：作动筒(2)顶部通过加载单耳与可动承力梁(8)螺栓连接。

7.根据权利要求6所述的飞机机翼大变形试验加载装置，其特征在于：作动筒(2)底部与框架地步之间通过单双耳连接。

8.根据权利要求1至5任一项所述的飞机机翼大变形试验加载装置，其特征在于，翼尖发生2500毫米至5000毫米变形时，该加载装置安装于机翼上翼面，通过作动筒(2)的收缩，施加向上载荷；

或安装于机翼向下翼面，通过作动筒(2)的收缩，施加向下载荷。