CN108168854A - 一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具，包括台架、作动筒、连接组件、外筒撑杆接头组件，台架为矩形框架；作动筒挂装于台架顶部梁条上；连接组件包括与作动筒支座对接的双耳作动筒连接支座、与作动筒连接支座双耳铰接的加载杠杆、一端与加载杠杆铰接另一端固连于台架侧边梁条上的连接支座、一端与加载杠杆中间位置铰接的撑杆接头拉片；外筒撑杆接头组件包括固连于台架两梁条转接处的撑杆接头支座，以及通过销轴套装于撑杆接头支座上的外筒撑杆接头，其中外筒撑杆接头通过其上的双耳片与撑杆接头拉片另一端铰接。本发明所提供的试验夹具，能够真实反应试验件在起落架上的连接情况和受载状态且能够承受大载荷下的静力和疲劳试验。

Description

一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具

技术领域

本发明属于飞机试验装置领域，具体涉及一种用于海洋环境下牵引起飞的飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具。

背景技术

前起落架静力和疲劳性能考核试验是飞机起落架结构设计的必要环节。以往采用全尺寸的前起落架进行性能考核试验，存在试验件生产制造周期长、试验台设计制造周期长、试验周期长、研制成本高等缺点。海洋环境下牵引起飞的飞机前起落架外筒撑杆接头载荷大，现有试验夹具无法满足要求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具，克服或减轻现有技术的至少一个上述缺陷，使之能够真实反应试验件在起落架上的连接情况和受载状态，且能够承受大载荷下的静力和疲劳试验，保证试验件加载下安全可靠。

本发明的目的通过如下技术方案实现：一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具，用于测试外筒撑杆接头静力，包括，

台架，该台架是由四条梁条围成的矩形框架，在两相对梁条上设置有供台架竖直放置于水平面上的支座；

作动筒，该作动筒两端均铰接有作动筒支座，并通过一端作动筒支座将其挂装于台架顶部梁条上；

连接组件，包括与另一端作动筒支座对接的具有双耳结构的作动筒连接支座、一端与作动筒连接支座双耳结构铰接的呈三角形的片状加载杠杆、一端与加载杠杆另一端铰接另一端固连于台架一侧边梁条上的台架连接支座，以及一端与片状加载杠杆中间位置铰接的长条状撑杆接头拉片；

外筒撑杆接头组件，包括固连于台架底部梁条与台架连接有连接支座的侧边梁条转接处的撑杆接头支座，以及通过销轴套装于撑杆接头支座上的外筒撑杆接头，其中外筒撑杆接头通过其上的双耳片与撑杆接头拉片另一端铰接。

优选地是，所述作动筒为100吨液压作动筒。

优选地是，所述加载杠杆对所述作动筒进行放大加载，按照1:3的放大比例制造。

优选地是，所述外筒撑杆接头设置的角度确保其所受的X向与Y向两个力合成为与Y轴呈28.6°的一个力。

本发明所提供的一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具的有益效果在于，根据起落架承载情况挑选其中结构薄弱环节或承载较大的关键部位，通过一种超强钢前起落架激光成形典型结构件，来替代全尺寸起落架，将试验内容集中在典型结构件上进行静力和疲劳性能试验考核，不仅能够验证基于激光直接沉积成形工艺技术特征的起落架结构形式设计的可靠性，为全尺寸起落架零件结构优化设计提供技术支撑，而且能够降低超强钢激光成形全尺寸起落架研制风险和研制成本，缩短研制周期，为其他项目的研制提供有效的试验方法和手段。

附图说明

图1为本发明第一方向的结构示图；

图2为本发明第二方向的结构示图；

图3为本发明中的连接组件与外筒撑杆接头组件的连接示意图；

图4为本发明中的外筒撑杆接头组件的结构示图；

图5为本发明中加载杠杆的结构示意图；

图6为本发明中连接支座的结构示意图；

图7为本发明中撑杆接头拉片的结构示意图；

图8为本发明中作动筒连接支座的结构示意图。

附图标记：

1-台架、2-作动筒、3-连接组件、4-外筒撑杆接头组件、31-作动筒连接支座、32-加载杠杆、33-连接支座、34-撑杆接头拉片、41-撑杆接头支座、42-外筒撑杆接头。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图对本发明的飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具做进一步详细说明。

如图1和图2所示，一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具，用于测试外筒撑杆接头42静力，包括台架1、作动筒2、连接组件3、外筒撑杆接头组件4。

台架1是由四条梁条围成的矩形框架，在两相对梁条上设置有供台架1竖直放置于水平面上的支座。

由于试验所需加载载荷较大，作动筒2选用100吨液压作动筒。该作动筒2两端均铰接有作动筒支座，并通过一端作动筒支座(即上部作动筒支座)将其挂装于台架1顶部梁条上。

如图3所示，连接组件3包括作动筒连接支座31(见图8)、加载杠杆32(见图5)、连接支座33(见图6)以及撑杆接头拉片34(见图7)。该作动筒连接支座31为双耳结构支座，其与另一端作动筒支座(即下部作动筒支座)对接设置。该加载杠杆32是呈三角形的片状构件，其两端分别与作动筒连接支座31双耳结构以及连接支座33双耳结构铰接相连，其中该连接支座33远离双耳一端固连于台架1一侧边梁条上(即图1中台架1中的右侧梁条)，并且在加载杠杆32中间位置处还铰连有长条状撑杆接头拉片34。加载杠杆32是对100吨液压作动筒的放大加载，按照1:3的放大比例设计并制造。

如图4所示，外筒撑杆接头组件4包括撑杆接头支座41以及所需试验安装的外筒撑杆接头42。该撑杆接头支座41固连于台架1底部梁条与台架1连接有连接支座33的侧边梁条(即图1中右侧梁条)转接处上。在该撑杆接头支座41上通过销轴套装外筒撑杆接头42，并通过外筒撑杆接头42上的双耳片与撑杆接头拉片34铰接安装。

需要说明的是，外筒撑杆接头42所受的X向与Y向的两个力作用在同一点，因此为了简化加载系统，避免协调加载产生的误差及不确定因素，将X向与Y向的两个力合成为与Y轴呈28.6°的一个力。进而选择将撑杆接头支座41中的耳片角度设计为确保加载力沿着竖直方向。

还需要说明的是，为了更好的模拟外筒撑杆接头42的真实受力与运动情况，撑杆接头支座41及其上的与外筒撑杆接头42配合安装的两耳片均需保证足够的刚度和强度，进而选择较为厚重的撑杆接头支座41及连接组件3，并且连接组件3中的撑杆接头拉片34选择两片，这是因为与外筒撑杆接头42直接相连的撑杆接头拉片34受载很大，加之外筒撑杆接头42尺寸有限，选择两片拉片与外筒撑杆接头42轴连接才能够确保所需试验要求。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具，用于测试外筒撑杆接头(42)静力，其特征在于，包括，

台架(1)，该台架(1)是由四条梁条围成的矩形框架，在两相对梁条上设置有供台架(1)竖直放置于水平面上的支座；

作动筒(2)，该作动筒(2)两端均铰接有作动筒支座，并通过一端作动筒支座将其挂装于台架(1)顶部梁条上；

连接组件(3)，包括与另一端作动筒支座对接的具有双耳结构的作动筒连接支座(31)、一端与作动筒连接支座(31)双耳结构铰接的呈三角形的片状加载杠杆(32)、一端与加载杠杆(32)另一端铰接另一端固连于台架(1)一侧边梁条上的连接支座(33)，以及一端与片状加载杠杆(32)中间位置铰接的长条状撑杆接头拉片(34)；

外筒撑杆接头组件(4)，包括固连于台架(1)底部梁条与台架(1)连接有连接支座(33)的侧边梁条转接处的撑杆接头支座(41)，以及通过销轴套装于撑杆接头支座(41)上的外筒撑杆接头(42)，其中外筒撑杆接头(42)通过其上的双耳片与撑杆接头拉片(34)另一端铰接。

2.根据权利要求1所述的飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具，其特征在于，所述作动筒(2)为100吨液压作动筒。

3.根据权利要求2所述的飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具，其特征在于，所述加载杠杆(32)对所述作动筒(2)进行放大加载，按照1:3的放大比例制造。

4.根据权利要求3所述的飞机前起落架外筒撑杆接头静力试验夹具，其特征在于，所述外筒撑杆接头(42)设置的角度确保其所受的X向与Y向两个力合成为与Y轴呈28.6°的一个力。