CN105716835B - 一种夹头式机翼加载装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种夹头式机翼加载装置。本发明夹头式机翼加载装置包括拉板螺栓、拉板、加载夹头、加载木块、方形橡胶垫、夹头压紧螺栓、夹头连接螺栓、衬套、弹簧垫圈、后梁、机翼剖面、后梁作动筒、前梁和前梁作动筒。本发明夹头式机翼加载装置安装密实，试验载荷施加准确，前梁和后梁载荷施加不会相互影响，装置重量扣除准确，该装置不增加机翼剖面的垂向刚度。

Description

一种夹头式机翼加载装置

技术领域

本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种夹头式机翼加载装置。

背景技术

飞机结构强度试验，尤其是疲劳试验时，机翼载荷通常处理到机翼的前后梁位置，通过安装在下翼面的作动筒施加。机翼前后梁位置的载荷有同时向上、同时向下和一上一下三种情况。当机翼载荷向上时，作动筒外伸施加，作动筒承受压缩载荷，当机翼载荷向下时，作动筒收缩施加，作动筒承受拉伸载荷。

现阶段最有效的机翼加载装置是硬式卡板加载装置，如图1所示，首先在机翼前后梁的上下翼面依次粘接橡胶板和加载木块，再在加载木块外侧安装两块硬式卡板，最后用压紧螺栓将上下两块卡板压紧，通过安装在下卡板的作动筒施加载荷。该硬式卡板加载装置，翼面上的四块加载木块的加工误差在安装硬式卡板后是通过机翼的垂向变形来补偿的，容易给机翼施加过大的夹持载荷，造成机翼局部压损失稳甚至破坏；另一方面，该硬式卡板加载装置增加了机翼剖面的垂向刚度，其实是对机翼剖面结构的加强，改变了机翼结构的承力特征和传力特性，对试验结果影响很大；第三，该硬式卡板加载装置将前后梁刚性的连接在一起，卡板前后不能旋转，前梁上施加载荷的大小和方向会影响后梁上施加载荷的大小和方向，后梁上施加载荷的大小和方向会影响前梁上施加载荷的大小和方向，其实质就是前后梁上施加的载荷相互干涉，使得载荷施加和设备重量扣除不准确。

发明内容

本发明的目的是：提供了一种安装紧密，试验载荷施加准确，试验装置的重量扣除准确，并且不增加机翼剖面垂向刚度的机翼加载装置。

本发明的技术方案是：一种夹头式机翼加载装置，由拉板螺栓1、拉板2、加载夹头3、加载木块4、方形橡胶垫5、夹头压紧螺栓6、夹头连接螺栓7、衬套8、弹簧垫圈9、后梁10、机翼剖面11、后梁作动筒12、前梁13和前梁作动筒14等构件组成。四块方形橡胶垫5粘贴在机翼剖面11前梁13和后梁10位置的上下翼面上，四块方形橡胶垫5的外侧分别粘接四块加载木块4，四块加载木块的外侧分别安装四只加载夹头3；用拉板螺栓1和拉板2连接上翼面前梁13和后梁10位置上的加载夹头3，用拉板螺栓1和拉板2连接下翼面前梁13和后梁10位置上的加载夹头3；通过四只夹头连接螺栓7、四只衬套8和八只弹簧垫圈9连接前梁13位置上下翼面上的加载夹头3，通过四只夹头连接螺栓7、四只衬套8和八只弹簧垫圈9连接后梁位置上下翼面上的加载夹头3；用两只夹头压紧螺栓6压紧前梁13位置上下翼面的加载夹头3，用两只夹头压紧螺栓6压紧后梁10位置上下翼面的加载夹头3；在下翼面机翼后梁10位置的加载夹头3上安装后梁作动筒12，在下翼面前梁13位置的加载夹头3上安装前梁作动筒14。

该夹头式机翼加载装置特征在于：

1)用夹头连接螺栓7、衬套8、弹簧垫圈9连接前梁13位置上下翼面上的加载夹头3时，衬套8和弹簧垫圈9安装在两件加载夹头3之间，并且衬套8的两端各安装一只弹簧垫圈9。用夹头连接螺栓7、衬套8、弹簧垫圈9连接后梁10位置上下翼面上的加载夹头3时，衬套8和弹簧垫圈9安装在两件加载夹头3之间，并且衬套8的两端各安装一只弹簧垫圈9；

2)四块方形橡胶垫5是用粘接剂粘贴在剖面11前梁13和后梁10位置的上下翼面上；

3)四块加载木块4是用粘接剂粘接在四块方形橡胶垫5上；

4)机翼剖面11上前梁13和后梁10四个位置上的加载装置安装紧密，安装时不会相互影响，避免机翼意外损伤；

5)通过后梁作动筒12施加机翼剖面11后梁10上的试验载荷，通过前梁作动筒14施加机翼剖面11前梁13上的试验载荷，由于前梁13和后梁10位置上的加载夹头3是通过拉板螺栓1和拉板2连接在一起，其连接形式为两次铰接，因此前梁13上施加载荷的大小和方向不会影响后梁10上施加载荷的大小和方向，后梁10上施加载荷的大小和方向不会影响前梁13上施加载荷的大小和方向，所以，通过该夹头式机翼加载装置试验载荷施加准确；

6)由于前梁13和后梁10位置上的加载夹头3是通过拉板螺栓1和拉板2连接在一起，其连接形式为两次铰接，后梁作动筒12上扣重载荷的大小和方向不会影响前梁作动筒14上扣重载荷的大小和方向，前梁作动筒14上扣重载荷的大小和方向不会影响后梁作动筒12上扣重载荷的大小和方向，因此，通过该夹头式机翼加载装置扣重载荷施加准确；

7)由于前梁13和后梁10位置上的加载夹头3是通过拉板螺栓1和拉板2连接在一起，其连接形式为两次铰接，因此该夹头式机翼加载装置不会增加机翼剖面的垂向刚度。

本发明的有益效果是：

1)该夹头式机翼加载装置，机翼剖面前梁和后梁四个位置上的加载装置安装时不会相互影响，且通过两组螺栓调节平横和安装，安装更密实，避免机翼意外压缩损伤；

2)该夹头式机翼加载装置，通过后梁作动筒施加机翼剖面后梁上的试验载荷，通过前梁作动筒施加机翼剖面前梁上的试验载荷，由于前梁和后梁位置上的加载夹头是通过拉板螺栓和拉板连接在一起，其连接形式为两次铰接，因此前梁位置上施加载荷的大小和方向不会影响后梁位置上施加载荷的大小和方向，后梁位置上施加载荷的大小和方向不会影响前梁位置上施加载荷的大小和方向，所以，该夹头式机翼加载装置试验载荷施加准确；

3)该夹头式机翼加载装置，由于前梁和后梁位置上的加载夹头是通过拉板螺栓和拉板连接在一起，其连接形式为两次铰接，机翼前梁位置加载设备的重量在前梁加载作动筒上扣除，机翼后梁位置加载设备的重量在后梁加载作动筒上扣除，三只拉板的重量按载荷等效原则在前后梁两个加载作动筒上扣除，因此，该夹头式机翼加载装置试验设备重量扣除准确；

4)该夹头式机翼加载装置，由于前梁和后梁位置上的加载夹头是通过拉板螺栓和拉板连接在一起，其连接形式为两次铰接，因此，该夹头式机翼加载装置不会增加机翼剖面的垂向刚度；

5)该夹头式机翼加载装置，不仅前后梁上施加的载荷不会相互影响，机翼各个剖面上施加的载荷也不会相互影响，也不改变整个机翼的承力性能和传力特性，疲劳试验时，不会影响机翼裂纹产生的位置和裂纹的扩展特性，试验结果真实可靠。

附图说明

图1为现有硬式卡板机翼加载装置；

图2为本发明夹头式机翼加载装置；

图3为拉板螺栓结构图；

图4为拉板结构图；

图5为加载夹头结构图；

图6为加载木块结构图；

图7为衬套结构图；

图8为作动筒结构图。

其中：1-拉板螺栓、2-拉板、3-加载夹头、4-加载木块、5-方形橡胶垫、6-夹头压紧螺栓、7-夹头连接螺栓、8-衬套、9-弹簧垫圈、10-后梁、11-机翼剖面、12-后梁作动筒、13-前梁、14-前梁作动筒。

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，本发明夹头式机翼加载装置包括拉板螺栓1、拉板2、加载夹头3、加载木块4、方形橡胶垫5、夹头压紧螺栓6、夹头连接螺栓7、衬套8、弹簧垫圈9、后梁10、机翼剖面11、后梁作动筒12、前梁13和前梁作动筒14。

其中，所述拉板螺栓为标准件，材料通常选用45钢，数量6件，如图3所示，用于连接拉板和拉板，也用于连接拉板和加载夹头。

拉板如图4所示，由钢板加工而成，材料通常选用Q235钢，数量6件，用于连接前后梁位置的加载夹头。

加载夹头如图5所示，焊接件，水平部分由槽钢和钢板焊接而成，倾斜部分由钢板焊接而成，材料选用Q235钢，数量4件，分别安装于机翼前后梁位置上下翼面的木块上，安装形式见图2。加载夹头水平部分槽钢上的水平孔用于安装拉板，加载夹头水平部分槽钢盖板上的4个垂直孔用于安装加载作动筒；加载夹头倾斜部分端板上的4个垂直孔用于和垂直方向上的另一个加载夹头连接，加载夹头倾斜部分上的2个垂直孔用于将该加载夹头和垂直方向上的另一个加载夹头压紧。

加载木块为木质长方体，共4块，如图6所示，粘接在4块方形橡胶垫的外侧，加载木块与方形橡胶垫粘接面依照机翼形状加工修型。

方形橡胶垫为10毫米厚的方形橡胶构件，共4块，粘接在机翼前后梁位置的上下翼面上，方形橡胶垫水平方向上的面积大于加载木块水平方向上的面积。

夹头连接螺栓为标准件，共8件，材料选用45钢，用于连接上下两件加载夹头，连接时，衬套和弹簧垫圈安装在两件加载夹头之间，并且衬套的两端各安装一只弹簧垫圈。

衬套为中空的圆柱体构件，共8件，材料选用45钢，截面几何尺寸与夹头连接螺栓配套的垫圈相同，高度通常以40毫米为宜，便于从侧面观察弹簧垫圈是否压紧，衬套与夹头连接螺栓和弹簧垫圈配套使用，用于连接上下翼面上的加载夹头，衬套和弹簧垫圈安装在两件加载夹头之间，衬套的两端各安装一只弹簧垫圈。

弹簧垫圈为标准件，共16件，与夹头连接螺栓和衬套配套使用，用于连接上下翼面上的加载夹头，衬套和弹簧垫圈安装在两件加载夹头之间，衬套的两端各安装一只弹簧垫圈。

后梁为机翼后部一个具体的位置，机翼试验载荷通常处理到后梁位置后集中施加，机翼后梁承载能力较强。

机翼剖面为飞机机翼上的垂直剖面，在机翼剖面上试验载荷通常以某种载荷分布的形式给出，机翼剖面上的载荷通常处理到机翼前后梁上，以集中载荷的方式施加。

后梁作动筒为试验厂房配套加装设备，可根据需求选用。

前梁为机翼前部一个具体的位置，机翼试验载荷通常处理到前梁位置后集中施加，机翼前梁承载能力较强。

前梁作动筒为试验厂房配套加装设备，可根据需求选用。

本夹头式机翼加载装置实施方式：

1)将四块方形橡胶垫粘贴在机翼剖面前梁和后梁位置的上下翼面上；

2)在四块方形橡胶垫的外侧分别粘接四块加载木块；

3)在四块加载木块的外侧分别安装四只加载夹头；

4)用拉板螺栓和拉板连接上翼面前梁和后梁位置上的加载夹头，用拉板螺栓和拉板连接下翼面前梁和后梁位置上的加载夹头；

5)通过四只夹头连接螺栓、四只衬套和八只弹簧垫圈连接前梁位置上下翼面的加载夹头，通过四只夹头连接螺栓、四只衬套和八只弹簧垫圈连接后梁位置上下翼面的加载夹头；

6)用两只夹头压紧螺栓压紧前梁位置上下翼面的加载夹头，用两只夹头压紧螺栓压紧后梁位置上下翼面的加载夹头；

7)在下翼面机翼后梁位置的加载夹头上安装后梁作动筒，在下翼面前梁位置的加载夹头上安装前梁作动筒；

通过前梁作动筒和后梁作动筒施加机翼试验载荷。

Claims (6)

1.一种夹头式机翼加载装置，其特征在于：包括拉板螺栓(1)、拉板(2)、加载夹头(3)、加载木块(4)、方形橡胶垫(5)、夹头压紧螺栓(6)、夹头连接螺栓(7)、衬套(8)、弹簧垫圈(9)、后梁(10)、机翼剖面(11)、后梁作动筒(12)、前梁(13)和前梁作动筒(14)；其中方形橡胶垫(5)有四块，分别粘贴在机翼剖面(11)的前梁(13)和后梁(10)的上下翼面上，四块方形橡胶垫(5)的外侧分别粘接四块加载木块(4)，四块加载木块(4)的外侧分别安装四只加载夹头(3)；上翼面的两个加载夹头(3)和下翼面的两个加载夹头(3)分别用拉板螺栓(1)和拉板(2)连接；通过四只夹头连接螺栓(7)、四只衬套(8)和八只弹簧垫圈(9)连接前梁(13)翼面上下位置的两个加载夹头(3)，通过四只夹头连接螺栓(7)、四只衬套(8)和八只弹簧垫圈(9)连接后梁翼面上下位置的加载夹头(3)；用两只夹头压紧螺栓(6)压紧前梁(13)翼面上下位置的加载夹头(3)，用两只夹头压紧螺栓(6)压紧后梁(10)翼面上下位置的加载夹头(3)；在下翼面的两个加载夹头(3)上分别安装后梁作动筒(12)和前梁作动筒(14)。

2.根据权利要求1所述的夹头式机翼加载装置，其特征在于：衬套(8)和弹簧垫圈(9)安装在两件加载夹头(3)之间，并且衬套(8)的两端各安装一只弹簧垫圈(9)。

3.根据权利要求1或2所述的夹头式机翼加载装置，其特征在于：四块方形橡胶垫(5)是用粘接剂粘贴在机翼剖面(11)前梁(13)和后梁(10)的上下翼面上的。

4.根据权利要求3所述的夹头式机翼加载装置，其特征在于：四块加载木块(4)是用粘接剂粘接在四块方形橡胶垫(5)上的。

5.根据权利要求4所述的夹头式机翼加载装置，其特征在于：所述的拉板螺栓(1)数量为6个，拉板(2)数量为6个，使得能够通过所述的后梁作动筒(12)和前梁作动筒(14)分别对机翼施加试验载荷，且能够使得所施加的载荷大小以及方向不会相互影响。

6.根据权利要求5所述的夹头式机翼加载装置，其特征在于：上翼面的两个加载夹头(3)和下翼面的两个加载夹头(3)是通过拉板螺栓(1)和拉板(2)连接在一起的，其连接形式为两次铰接，使得该夹头式机翼加载装置不会增加机翼剖面的垂向刚度。