CN108238282A - 一种中央翼盒试验方法 - Google Patents

一种中央翼盒试验方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108238282A
CN108238282A CN201711266136.7A CN201711266136A CN108238282A CN 108238282 A CN108238282 A CN 108238282A CN 201711266136 A CN201711266136 A CN 201711266136A CN 108238282 A CN108238282 A CN 108238282A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fuselage
simulation
testpieces
wing box
central wing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201711266136.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108238282B (zh
Inventor
柴亚南
王力立
王进
张阿盈
戚岩
李新祥
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Original Assignee
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Aircraft Strength Research Institute filed Critical AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority to CN201711266136.7A priority Critical patent/CN108238282B/zh
Publication of CN108238282A publication Critical patent/CN108238282A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108238282B publication Critical patent/CN108238282B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M13/00—Testing of machine parts

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明涉及一种中央翼盒试验方法，本方法包括试验件，试验件支持系统，模拟侧壁板支持系统，模拟机身框支持系统，模拟地板梁支持系统，外翼加载系统。本发明节约成本且可以对中央翼盒强度进行全面的试验考核，本发明的方法无需加工机身筒段做支持，即可较为真实的模拟中央翼盒在机体中的边界条件和受力状态。

Description

一种中央翼盒试验方法
技术领域
本发明属于结构试验力学领域。
发明背景
机翼中央翼盒作为飞机结构中最重要的受力部件之一，横穿中机身，将左右两侧外翼连成一个整体，并平衡和传递外翼传来的载荷。其大多处于弯曲、扭转、剪切、气密复合受力状态，该部件关乎整个翼身结构传力及机体安全，是结构力学中非常重要的研究课题。
由于中央翼盒与中机身及外翼等结构相关联，边界条件复杂，以往对于该结构的强度验证多在全机试验中进行，或者采用翼身组合体的形式进行考核，这在设计选型阶段意味者较高的试验成本；对于在上下壁板等结构中大量采用±45°铺层的复合材料中央翼，其结构是非严格轴对称结构，国外采用一半中央翼盒进行试验验证的方法显然也是不够完善的。
为了节约成本且可以对中央翼盒强度进行全面的试验考核，本专利提供了一种试验方法，该方法无需加工机身筒段做支持，即可较为真实的模拟中央翼盒在机体中的边界条件和受力状态。
发明内容
发明目的
设计一种节约成本且可以对中央翼盒强度进行全面的试验考核的试验方法，该方法无需加工机身筒段做支持，即可较为真实的模拟中央翼盒在机体中的边界条件和受力状态。
技术方案
一种中央翼盒试验方法，包括中央翼盒试验件、试验件支持系统2、模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5、外翼加载系统6；
模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5和外翼加载系统6的支持和加载均通过作动筒实现；
中央翼盒试验件1包括中央翼盒7、地板梁8、与中央翼后梁相连接的机身主框9、机身侧壁板加载接头10、机身侧壁板11、机身弱框12、与中央翼前梁相连接的机身主框13和龙骨梁截取段；且机身主框和弱框为带接头的平直段，龙骨梁截取段为与中央翼盒相关联的一段；中央翼盒试验件1与左右两个外翼假件15相连形成横穿中机身的完整机翼结构；
试验件支持系统2用于固定吊装中央翼盒试验件，试验件支持系统2与龙骨梁截取段固定连接；该试验件为倒置状；
模拟侧壁板支持系统3用于模拟机身侧壁板对中央翼盒的支持，模拟侧壁板支持系统3将作动筒加载到机身侧壁板加载接头10；
模拟机身框支持系统4通过水平作动筒27施加沿展向的载荷以防止试验过程中机身主框沿展向的有害变形；通过垂直作动筒30施加沿垂向的载荷为防止沿垂向与展向加载作动筒的干涉。
模拟地板梁支持系统5具有航向的作动筒，并且在地板梁8两端通过航向的作动筒向地板梁施加载荷；
外翼加载系统具有垂直设置的多个作动筒，并将多个作动筒施加在左右外翼假件15端部，以实现弯矩、扭矩或剪力的强度考核。
附图说明
图1本中央翼盒试验方法的实施示意图；
图2为中央翼盒试验件的结构示意图；
图3为中央翼盒试验件与左右外翼假件连接后示意图；
图4为试验件支持系统与中央翼盒试验件固定连接示意图；
图5为试验件支持系统、模拟侧壁板支持系统与中央翼盒试验件固定连接示意图；
图6为试验件支持系统、模拟机身框支持系统与中央翼盒试验件固定连接示意图；
图7为图6局部放大图；
图8为模拟机身框支持系统对机身主框支持的示意图；
图9为模拟机身框支持系统对机身弱框支持的示意图；
图10为试验件支持系统、模拟地板梁支持系统与中央翼盒试验件固定连接示意图；
图11为试验件支持系统、模拟地板梁支持系统与中央翼盒试验件固定连接另一示意图；
图12为外翼加载系统6对左右外翼假件15加载的示意图；
其中：中央翼盒试验件1、试验件支持系统2、模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5、外翼加载系统6、中央翼盒7、地板梁8、与中央翼后梁相连接的机身主框9、机身侧壁板加载接头10、机身侧壁板11、机身弱框12、与中央翼前梁相连接的机身主框13、龙骨梁截取段14、左右两个外翼假件15、梁16、螺栓17、单耳18、销子19、双耳绞支座20、立柱21、立柱22、作动筒23、作动筒24、立柱25、展向加载双耳26、作动筒27、梁28、垂向加载双耳29、作动筒30、梁31、作动筒32、作动筒33、接头34、作动筒35、梁36、作动筒37、接头38、作动筒39、梁40。
具体实施方式
提供一种中央翼盒试验方法，包括中央翼盒试验件1、试验件支持系统2、模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5、外翼加载系统6；
模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5和外翼加载系统6均通过作动筒实现支持和加载；
中央翼盒试验件1包括中央翼盒7、地板梁8、与中央翼后梁相连接的机身主框9、机身侧壁板加载接头10、机身侧壁板11、机身弱框12、与中央翼前梁相连接的机身主框13和龙骨梁截取段14；且机身主框和弱框为带接头的平直段，龙骨梁截取段为与中央翼盒相关联的一段；中央翼盒试验件1与左右两个外翼假件15相连形成横穿中机身的完整机翼结构；
试验件支持系统2用于固定吊装中央翼盒试验件，试验件支持系统2与龙骨梁截取段固定连接；该试验件为倒置状；
模拟侧壁板支持系统3用于模拟机身侧壁板对中央翼盒的支持，模拟侧壁板支持系统3将作动筒加载到机身侧壁板加载接头10；
模拟机身框支持系统4通过水平作动筒27施加沿展向的载荷以防止试验过程中机身主框沿展向的有害变形；通过垂直作动筒30施加沿垂向的载荷为防止沿垂向与展向加载作动筒的干涉。
模拟地板梁支持系统5具有航向的作动筒，并且在地板梁8两端通过航向的作动筒向地板梁施加载荷；
外翼加载系统具有垂直设置的多个作动筒，并将多个作动筒施加在左右外翼假件15端部，以实现弯矩、扭矩或剪力的强度考核。
试验件支持系统2(见图4)：试验时，将沿中央翼盒底部的一段龙骨梁14与梁16固定，梁16两端通过螺栓17与单耳18相连，将上述连接完成后的组件利用销子19与双耳绞支座20相连，双耳绞支座置于立柱21、立柱22上，立柱21、立柱22与地面固定，即可完成试验件的支持，试验件姿态与机体中相比，呈倒置状。
与中央翼盒相关联的机身侧壁板、机身主框、机身弱框均做相应的简化，它们对中央翼的支持刚度通过作动筒直接施加载荷模拟。
模拟侧壁板支持系统3(见图5)：通过固定在立柱25上的作动筒23、作动筒24(作动筒被安装在沿航向上)，实现对机身侧壁板11的加载，以模拟机身侧壁板对中央翼盒的支持。为得到均匀的剪流，作动筒23与作动筒24需施加沿相同方向的载荷。
模拟机身框支持系统4：分为机身主框、弱框的模拟支持两部分。
其中与中央翼盒后梁相连的机身主框9对中央翼盒的支持(见图6-8)，通过作动筒27、作动筒30施加载荷实现，固定在梁28上的作动筒27施加沿展向的载荷(以防止试验过程中机身主框沿展向的有害变形)，固定在梁31上的作动筒30施加沿垂向的载荷。为防止沿垂向与展向加载作动筒的干涉，垂向加载双耳29与展向加载双耳26采用嵌套形式安装(见图8)。
与中央翼盒前梁相连的机身主框13对中央翼盒的支持(见图8)，通过作动筒32、作动筒33施加载荷实现，安装形式及细节与机身主框9一致。
机身弱框12对中央翼盒的支持(见图9)，通过安装在垂向的作动筒32施加载荷实现，安装在展向的撑杆33对机身弱框12提供沿展向的刚度(防止试验过程中机身弱框沿展向的有害变形)。弱框局部加载细节。
模拟地板梁支持系统5(见图10和11)：地板梁对中央翼盒的支持，通过安装在航向的作动筒35、作动筒37施加载荷实现，作动筒35、作动筒37固定在依立柱25支持的梁36上，其中作动筒35位于中央翼盒前梁一侧，作动筒37位于中央翼盒后梁一侧，在地板梁8两端均安装了便于加载的接头34。地板梁局部加载细节
外翼加载系统6(见图12)：通过试验件1两侧安装的两个外翼假件15，将经简化后的来自机翼的外载荷传递到中央翼盒上，外翼假件15整体刚度与机体真实外翼相当，在外翼假件15端部安装了四个用于加载的接头38，接头38与安装在梁40上的作动筒39相连，通过调节作动筒39的载荷，可实现弯矩、扭矩、剪力等不同载荷情况或耦合载荷情况对试验件的强度考核。

Claims (3)

1.一种中央翼盒试验方法，包括中央翼盒试验件1、试验件支持系统2、模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5、外翼加载系统6；
模拟侧壁板支持系统3、模拟机身框支持系统4、模拟地板梁支持系统5和外翼加载系统6均通过作动筒实现支持和加载；
中央翼盒试验件1包括中央翼盒7、地板梁8、与中央翼后梁相连接的机身主框9、机身侧壁板加载接头10、机身侧壁板11、机身弱框12、与中央翼前梁相连接的机身主框13和龙骨梁截取段14；且机身主框和弱框为带接头的平直段，龙骨梁截取段为与中央翼盒相关联的一段；中央翼盒试验件1与左右两个外翼假件15相连形成横穿中机身的完整机翼结构；
试验件支持系统用于固定吊装中央翼盒试验件，试验件支持系统与龙骨梁截取段固定连接；该试验件为倒置状；
模拟侧壁板支持系统用于模拟机身侧壁板对中央翼盒的支持，模拟侧壁板支持系统将作动筒加载到机身侧壁板加载接头；
模拟机身框支持系统4通过水平作动筒施加沿展向的载荷以防止试验过程中机身主框沿展向的有害变形；通过垂直作动筒施加沿垂向的载荷为防止沿垂向与展向加载作动筒的干涉。
2.如权利要求1所述的一种中央翼盒试验方法，其特征在于：模拟地板梁支持系统具有航向的作动筒，并且在地板梁两端通过航向的作动筒向地板梁施加载荷。
3.如权利要求1或2所述的一种中央翼盒试验方法，其特征在于：外翼加载系统具有垂直设置的多个作动筒，并将多个作动筒施加在左右外翼假件端部，以实现弯矩、扭矩或剪力的强度考核。
CN201711266136.7A 2017-12-04 2017-12-04 一种中央翼盒试验设备 Active CN108238282B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711266136.7A CN108238282B (zh) 2017-12-04 2017-12-04 一种中央翼盒试验设备

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711266136.7A CN108238282B (zh) 2017-12-04 2017-12-04 一种中央翼盒试验设备

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108238282A true CN108238282A (zh) 2018-07-03
CN108238282B CN108238282B (zh) 2021-03-26

Family

ID=62700985

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711266136.7A Active CN108238282B (zh) 2017-12-04 2017-12-04 一种中央翼盒试验设备

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108238282B (zh)

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109094814A (zh) * 2018-07-27 2018-12-28 哈尔滨工业大学 飞机垂直安定面与机身连接强度试验的可调刚度支撑系统
CN109094815A (zh) * 2018-07-27 2018-12-28 哈尔滨工业大学 飞机垂直安定面与机身连接强度试验支撑系统
CN109110153A (zh) * 2018-07-27 2019-01-01 哈尔滨工业大学 一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置
CN109625318A (zh) * 2018-12-07 2019-04-16 中国飞机强度研究所 一种试验局部约束装置
CN110282154A (zh) * 2019-06-11 2019-09-27 中国飞机强度研究所 一种发动机安装系统静强度试验假件
CN110595750A (zh) * 2019-09-19 2019-12-20 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种机翼吊挂接头的加载装置
CN110712763A (zh) * 2019-10-12 2020-01-21 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种单翼梁裂纹扩展试验装置及试验方法
CN111003200A (zh) * 2019-11-20 2020-04-14 中国飞机强度研究所 一种用于外前襟翼及接头试验件的疲劳试验装置
CN112960143A (zh) * 2021-04-15 2021-06-15 沈阳航空航天大学 一种翼盒及飞行器
CN113138070A (zh) * 2021-04-20 2021-07-20 中国飞机强度研究所 框与地板梁连接结构静力试验装置
CN113335560A (zh) * 2021-06-04 2021-09-03 中国飞机强度研究所 一种复杂载荷盒段或筒段试验装置及方法
CN113371226A (zh) * 2021-07-14 2021-09-10 中国飞机强度研究所 一种y型机翼外翼及其后撑盒段连接部位静强度试验结构
CN113702181A (zh) * 2021-08-16 2021-11-26 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 带上反角的飞机机翼翼根下壁板对接试验装置及试验方法
CN113859579A (zh) * 2021-10-27 2021-12-31 东北大学 一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件
CN114056598A (zh) * 2021-11-19 2022-02-18 中国直升机设计研究所 一种直升机中机身上平台试验装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104807694A (zh) * 2015-05-04 2015-07-29 中国飞机强度研究所 一种机身壁板复合载荷试验装置
CN104807627A (zh) * 2015-05-05 2015-07-29 中国飞机强度研究所 一种中央翼试验支持装置
CN104931250A (zh) * 2015-06-29 2015-09-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种高升力系统全机加载动态试验方法
EP2173615B1 (en) * 2007-06-28 2016-09-14 Airbus Operations S.L. Stiffened multispar torsion box
CN106240840A (zh) * 2016-07-05 2016-12-21 中国飞机强度研究所 一种弯扭受载形式的机翼盒段试验装置
US20170001707A1 (en) * 2013-08-23 2017-01-05 The Boeing Company Upper joints between outboard wing boxes and wing center sections of aircraft wing assemblies

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2173615B1 (en) * 2007-06-28 2016-09-14 Airbus Operations S.L. Stiffened multispar torsion box
US20170001707A1 (en) * 2013-08-23 2017-01-05 The Boeing Company Upper joints between outboard wing boxes and wing center sections of aircraft wing assemblies
CN104807694A (zh) * 2015-05-04 2015-07-29 中国飞机强度研究所 一种机身壁板复合载荷试验装置
CN104807627A (zh) * 2015-05-05 2015-07-29 中国飞机强度研究所 一种中央翼试验支持装置
CN104931250A (zh) * 2015-06-29 2015-09-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种高升力系统全机加载动态试验方法
CN106240840A (zh) * 2016-07-05 2016-12-21 中国飞机强度研究所 一种弯扭受载形式的机翼盒段试验装置

Cited By (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109094815A (zh) * 2018-07-27 2018-12-28 哈尔滨工业大学 飞机垂直安定面与机身连接强度试验支撑系统
CN109110153A (zh) * 2018-07-27 2019-01-01 哈尔滨工业大学 一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置
CN109110153B (zh) * 2018-07-27 2020-04-24 哈尔滨工业大学 一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置
CN109094815B (zh) * 2018-07-27 2020-05-12 哈尔滨工业大学 飞机垂直安定面与机身连接强度试验支撑系统
CN109094814A (zh) * 2018-07-27 2018-12-28 哈尔滨工业大学 飞机垂直安定面与机身连接强度试验的可调刚度支撑系统
CN109625318A (zh) * 2018-12-07 2019-04-16 中国飞机强度研究所 一种试验局部约束装置
CN110282154A (zh) * 2019-06-11 2019-09-27 中国飞机强度研究所 一种发动机安装系统静强度试验假件
CN110595750A (zh) * 2019-09-19 2019-12-20 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种机翼吊挂接头的加载装置
CN110712763A (zh) * 2019-10-12 2020-01-21 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种单翼梁裂纹扩展试验装置及试验方法
CN111003200B (zh) * 2019-11-20 2021-08-17 中国飞机强度研究所 一种用于外前襟翼及接头试验件的疲劳试验装置
CN111003200A (zh) * 2019-11-20 2020-04-14 中国飞机强度研究所 一种用于外前襟翼及接头试验件的疲劳试验装置
CN112960143A (zh) * 2021-04-15 2021-06-15 沈阳航空航天大学 一种翼盒及飞行器
CN113138070A (zh) * 2021-04-20 2021-07-20 中国飞机强度研究所 框与地板梁连接结构静力试验装置
CN113138070B (zh) * 2021-04-20 2023-10-20 中国飞机强度研究所 框与地板梁连接结构静力试验装置
CN113335560A (zh) * 2021-06-04 2021-09-03 中国飞机强度研究所 一种复杂载荷盒段或筒段试验装置及方法
CN113335560B (zh) * 2021-06-04 2024-01-30 中国飞机强度研究所 一种复杂载荷盒段或筒段试验装置及方法
CN113371226A (zh) * 2021-07-14 2021-09-10 中国飞机强度研究所 一种y型机翼外翼及其后撑盒段连接部位静强度试验结构
CN113371226B (zh) * 2021-07-14 2024-01-30 中国飞机强度研究所 一种y型机翼外翼及其后撑盒段连接部位静强度试验结构
CN113702181A (zh) * 2021-08-16 2021-11-26 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 带上反角的飞机机翼翼根下壁板对接试验装置及试验方法
CN113859579A (zh) * 2021-10-27 2021-12-31 东北大学 一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件
CN113859579B (zh) * 2021-10-27 2024-01-26 东北大学 一种考虑损伤特性的飞机机翼翼根连接区试验件
CN114056598A (zh) * 2021-11-19 2022-02-18 中国直升机设计研究所 一种直升机中机身上平台试验装置
CN114056598B (zh) * 2021-11-19 2023-04-28 中国直升机设计研究所 一种直升机中机身上平台试验装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN108238282B (zh) 2021-03-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108238282A (zh) 一种中央翼盒试验方法
CN104773306B (zh) 一种主起落架三向加载试验装置
CN108088672B (zh) 一种飞机前起落架外筒悬挂接头静力试验夹具
CN110282153B (zh) 一种耳叉-盒段结构静强度试验装置
CN103604593A (zh) 平面式弹射起飞舰载机前起落架静力试验加载装置
CN106153327A (zh) 一种tbm斜井盾构管片加载试验装置及试验方法
CN106197981B (zh) 一种发动机辅助安装节结构静力试验加载装置及方法
CN104406803A (zh) 转向架构架强度试验的辅助加载装置
CN108528758B (zh) 通用飞机力学性能试验系统
CN104198300B (zh) 一种土木工程阵列加载试验系统
CN104697845A (zh) 机身壁板静力/疲劳/损伤容限试验加载系统
CN204359539U (zh) 一种多轴加载车桥总成耐久试验台架
CN110254748A (zh) 一种接头-壁板结构静力压缩试验装置
CN109387382A (zh) 基于中心销加载机构的构架强度试验装置
CN109682615B (zh) 一种吊挂式单轨车体强度试验装置
CN107621362A (zh) 多角度偏转试验台
CN108387454A (zh) 一种新型的结构构件及盾构管片实验系统
CN109374246A (zh) 模拟十字型梁柱节点承受水平地震作用的试验装置
CN105043899A (zh) 一种飞机大型壁板剪切加载装置
CN110589022A (zh) 一种加载装置及多支柱起落架变行程免换装加载系统
CN107941598A (zh) 双向拉伸加载装置
CN205785851U (zh) 一种能够实现大尺寸模型多点荷载分配的试验加载装置
CN106240840B (zh) 一种弯扭受载形式的机翼盒段试验装置
CN209027755U (zh) 模拟十字型梁柱节点承受水平地震作用的试验装置
CN104807703A (zh) 一种曲板气密、压缩载荷试验装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant