CN110823719B - 一种机身载荷施加装置 - Google Patents

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Abstract

本申请属于强度试验领域，特别涉及一种机身载荷施加装置，包括：多块剪力块，对称固定在飞机机身左右两侧强框位上；杠杆，位于飞机机身底部；合力点双耳，铰接在杠杆的中点位置；第一、第二调节螺杆，分别与杠杆的两端端部铰接；第一支持板，与第一调节螺杆固定连接，朝向飞机机身的一侧开设有与该侧剪力块相适配的卡槽；第二支持板，与第二调节螺杆固定连接，朝向飞机机身的一侧设有与该侧剪力块相适配的卡槽。本申请的机身载荷施加装置，在杠杆合力点处施加垂直向下载荷，由于沿着杠杆轴向方向的分力互相抵消，进而达到对机身框施加纯剪力的效果。

Description

一种机身载荷施加装置
技术领域
本申请属于强度试验领域，特别涉及一种应用于飞机结构强度地面验证试验的机身载荷施加装置。
背景技术
在飞机结构强度地面验证试验中，机身蒙皮上的铆钉需要通过受剪进而将载荷传递给机身框。
目前机身加载形式有胶布带-杠杆装置、拉压垫-杠杆装置以及剪力块-杠杆装置。其中，胶布带-杠杆装置特点为：在机身框粘贴胶布带，通过连接件连接杠杆，对杠杆施加拉向载荷；不足之处在于只能施加拉载，无法施加双向载荷。拉压垫-杠杆装置特点为：在机身框粘贴拉压垫，通过连接件连接杠杆，可施加拉压双向载荷；不足之处在于无法施加双向剪力载荷。通过胶布带和拉压垫进行机身框载荷施加，可以满足对机身框整体的试验考核需求，但是局部传载不尽合理。原有的应用于全尺寸飞机结构强度地面试验中的机身框剪力施加方法，可以满足对飞机机身框施加双向剪力载荷的要求，但是也会受其他方向载荷的影响，导致机身剪力块粘贴部位受力情况比较复杂。
由于原有方法应用于无人机结构强度地面试验中，机身框需要施加的载荷较小，影响较小。但对于其他全尺寸飞机结构强度地面试验，当机身框需要施加较大载荷时，现有方法就存在一定不足。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种机身载荷施加装置。
本申请公开了一种机身载荷施加装置，包括：
多块剪力块，对称固定设置在飞机机身左右两侧强框位上；
杠杆，位于所述飞机机身底部；
合力点双耳，位于所述杠杆底部，所述合力点双耳的顶部铰接在所述杠杆的长度方向中点位置处，所述合力点双耳的底部作为垂直载荷施加连接端；
第一调节螺杆，能够受控地调节轴向伸缩长度，其底部与所述杠杆的长度方向的一端端部铰接；
第二调节螺杆，能够受控地调节轴向伸缩长度，其底部与所述杠杆的长度方向的另一端端部铰接；
第一支持板，其底部与所述第一调节螺杆的顶部固定连接，所述第一支持板的一侧面朝向所述飞机机身的左侧，且开设有与该侧所述剪力块相适配的卡槽；
第二支持板，其底部与所述第二调节螺杆的顶部固定连接，所述第二支持板的一侧面朝向所述飞机机身的右侧，且开设有与该侧所述剪力块相适配的卡槽。
根据本申请的至少一个实施方式，所述第一调节螺杆与所述杠杆的铰接轴线、所述第二调节螺杆与所述杠杆的铰接轴线以及所述合力点双耳与所述杠杆的铰接轴线相互平行，且平行于所述飞机机身航向方向。
根据本申请的至少一个实施方式，所述第一调节螺杆和第二调节螺杆结构相同，均包括：
螺杆部，其轴向两端开设有旋向相反的外螺纹，杆体中部固定设置有外六角螺母；
单耳部，顶部开设有与所述螺杆部的一端相适配的内螺纹，底部设置有单耳，用于与所述杠杆的端部铰接；
双耳部，底部开设有与所述螺杆部的一端相适配的内螺纹，顶部设置有双耳，用于与所述第一支持板或第二支持板的底部固定连接。
根据本申请的至少一个实施方式，所述第一支持板和第二支持板为铝板一体成型构件。
根据本申请的至少一个实施方式，所述剪力块由聚氨酯材料制成。
本申请的机身载荷施加装置至少具备如下优点：
1)可以对机身框施加双向纯剪力，施加载荷更加真实准确；
2)实现了整个系统自由度的合理释放，不给试验件额外附加刚度，可以自适应试验件的变形；
3)支持板与每个剪力块连接处均有卡槽，可以增加支持板与剪力块之间的连接强度；
4)可以通过调节加载系统中的调节螺杆，消除剪力块粘贴以及现场安装产生的误差；
5)本连接方法的结构简单，制造及安装工艺简单，便于后期的拆卸和检查；
6)具有通用性，可以用于其他型号全尺寸飞机结构强度地面试验中的机身框剪力施加。
附图说明
图1是本申请机身载荷施加装置的结构示意图；
图2是本申请机身载荷施加装置中的第一支持板和第二支持板结构示意图；
图3是本申请机身载荷施加装置中的第一调节螺杆和第二调节螺杆结构示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，可能涉及到的术语例如“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1-图3对本申请的机身载荷施加装置作进一步详细说明。
本申请公开了一种机身载荷施加装置，可以包括剪力块1、杠杆4、合力点双耳5、调节螺杆以及支持板等部件。
其中，剪力块1的数量可以为多块，左右对称固定设置在飞机机身左右两侧强框位上，且剪力块1的中心与试验件载荷节点重合，具体可以通过粘接剂与机身蒙皮固定为一体。
杠杆4位于飞机机身底部；合力点双耳5位于杠杆4底部，其顶部铰接在杠杆4的长度方向中点位置处，合力点双耳5的底部作为垂直载荷施加连接端。
进一步，调节螺杆可以包括位于飞机机身左侧的第一调节螺杆31和位于飞机机身右侧的第二调节螺杆32，且均能够受控地调节轴向伸缩长度；
其中，第一调节螺杆31的底部与杠杆4的长度方向的一端(图1中左端)端部铰接，优选通过螺栓铰接；第二调节螺杆32的底部与杠杆4的长度方向的另一端(图1中右端)端部铰接，同样优选通过螺栓铰接。
需要需要说明的是，第一调节螺杆31和第二调节螺杆32可以采用多种适合的结构，以实现调节轴向伸缩长度；本实施例中，如图3所示，优选第一调节螺杆31和第二调节螺杆32结构相同，均包括螺杆部33、单耳部34以及双耳部35。
具体地，螺杆部33的轴向两端开设有旋向相反的外螺纹，杆体中部固定设置有外六角螺母；单耳部34顶部开设有与螺杆部33的一端相适配的内螺纹，底部设置有单耳，用于与杠杆4的端部铰接；双耳部35底部开设有与螺杆部33的一端相适配的内螺纹，顶部设置有双耳，用于与第一支持板21或第二支持板22的底部固定连接，从而通过旋转外六角螺母调节调节轴向伸缩长度。
进一步，支持板可以包括结构相同的第一支持板21和第二支持板22；
具体地，第一支持板21的底部与第一调节螺杆31的顶部通过螺栓固定连接，第一支持板21的一侧面朝向飞机机身的左侧，且开设有与该侧(即左侧)剪力块1相适配的卡槽23，一个剪力块1通过粘接剂连接在一个卡槽23内。
第二支持板22的底部与第二调节螺杆32的顶部通过螺栓固定连接，第二支持板22的一侧面朝向飞机机身的右侧，且开设有与该侧(即右侧)剪力块1相适配的卡槽23，一个剪力块1通过粘接剂连接在一个卡槽23内。
另外，本实施例中优选第一支持板21和第二支持板22为铝板一体成型构件；优选剪力块1由聚氨酯材料制成。
进一步地，上述第一调节螺杆31与杠杆4的铰接轴线、第二调节螺杆32与杠杆4的铰接轴线以及合力点双耳5与杠杆4的铰接轴线相互平行，且平行于飞机机身航向方向。
综上，本申请的机身载荷施加装置，在飞机机身左右两侧强框位上对称地布置剪力块，通过专用铝板与剪力块连接，铝板与杠杆之间通过调节螺杆进行连接；在杠杆合力点处施加垂直向下载荷，由于沿着杠杆轴向方向的分力互相抵消，进而达到对机身框施加纯剪力的效果。
进一步，本申请的机身载荷施加装置至少具备如下优点：
1)可以对机身框施加双向纯剪力，施加载荷更加真实准确；
2)实现了整个系统自由度的合理释放，不给试验件额外附加刚度，可以自适应试验件的变形；
3)支持板与每个剪力块连接处均有卡槽，可以增加支持板与剪力块之间的连接强度；
4)可以通过调节加载系统中的调节螺杆，消除剪力块粘贴以及现场安装产生的误差；
5)本连接方法的结构简单，制造及安装工艺简单，便于后期的拆卸和检查；
6)具有通用性，可以用于其他型号全尺寸飞机结构强度地面试验中的机身框剪力施加。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种机身载荷施加装置，其特征在于，包括：
多块剪力块(1)，对称固定设置在飞机机身左右两侧强框位上；
杠杆(4)，位于所述飞机机身底部；
合力点双耳(5)，位于所述杠杆(4)底部，所述合力点双耳(5)的顶部铰接在所述杠杆(4)的长度方向中点位置处，所述合力点双耳(5)的底部作为垂直载荷施加连接端；
第一调节螺杆(31)，能够受控地调节轴向伸缩长度，其底部与所述杠杆(4)的长度方向的一端端部铰接；
第二调节螺杆(32)，能够受控地调节轴向伸缩长度，其底部与所述杠杆(4)的长度方向的另一端端部铰接；
第一支持板(21)，其底部与所述第一调节螺杆(31)的顶部固定连接，所述第一支持板(21)的一侧面朝向所述飞机机身的左侧，且开设有与该侧所述剪力块(1)相适配的卡槽(23)；
第二支持板(22)，其底部与所述第二调节螺杆(32)的顶部固定连接，所述第二支持板(22)的一侧面朝向所述飞机机身的右侧，且开设有与该侧所述剪力块(1)相适配的卡槽(23)；
其中，所述第一调节螺杆(31)和第二调节螺杆(32)结构相同，均包括：
螺杆部(33)，其轴向两端开设有旋向相反的外螺纹，杆体中部固定设置有外六角螺母；
单耳部(34)，顶部开设有与所述螺杆部(33)的一端相适配的内螺纹，底部设置有单耳，用于与所述杠杆(4)的端部铰接；
双耳部(35)，底部开设有与所述螺杆部(33)的一端相适配的内螺纹，顶部设置有双耳，用于与所述第一支持板(21)或第二支持板(22)的底部固定连接。
2.根据权利要求1所述的机身载荷施加装置，其特征在于，所述第一调节螺杆(31)与所述杠杆(4)的铰接轴线、所述第二调节螺杆(32)与所述杠杆(4)的铰接轴线以及所述合力点双耳(5)与所述杠杆(4)的铰接轴线相互平行，且平行于所述飞机机身航向方向。
3.根据权利要求1所述的机身载荷施加装置，其特征在于，所述第一支持板(21)和第二支持板(22)为铝板一体成型构件。
4.根据权利要求1所述的机身载荷施加装置，其特征在于，所述剪力块(1)由聚氨酯材料制成。
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