CN111572813B - 一种飞机向上加载装置 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种飞机向上加载装置，其中，横梁垂直固定安装于立柱上，横梁的两端分别固定设置一个滚轮支座，两个滚轮通过两件滚轮螺栓一一对应的安装在两件滚轮支座上，导向钢索绕过两件滚轮、且穿过两件滚轮支座和横梁；横梁一侧，从地面到导向钢索一端之间依次安装的作动筒底座、作动筒和作动筒双耳；横梁另一侧，依次连接飞机试件上粘贴的胶布带、多组杠杆钢索和杠杆，以及传感器单耳、传感器和传感器双耳；导向钢索两端的耳环分别与作动筒双耳和传感器双耳通过耳片螺栓连接；通过作动筒收缩施加飞机试件向上载荷，通过传感器测量施加载荷的大小。本发明实施例提供了一种安装便捷、且适用性强的飞机向上加载装置。

Description

一种飞机向上加载装置

技术领域

本申请涉及但不限于飞机结构强度地面试验技术领域，尤指一种飞机向上加载装置。

背景技术

飞机结构强度地面验证需完成多种工况试验，有的工况机翼施加向上载荷，有的工况机身施加向上载荷，如图1所示，为飞机结构强度地面验证过程中对飞机试件施加向上载荷的示意图。

目前飞机向上加载通常采用搭建龙门架的加载方法，如图2所示，为现有技术中向飞机施加向上载荷的龙门架加载装置，该龙门架加载装置的实施方式为：首先在地面安装两件立柱，然后在加载横梁上安装加载作动筒，最后将加载横梁安装在两件立柱的顶上。搭建龙门架的加载方法作动筒安装在飞机试件的上方，存在重物下坠砸伤飞机试件的安全隐患，且试验中作动筒的调试、检查和维护不方便，需要在高空完成；搭建龙门架的加载方法安装工作量较大，安装适应性较差，个别加载点需要搭建加载横梁很长的龙门架，有时为了躲避一个加载点搭建的龙门架还需要将另一个加载点的龙门架搭建的更高。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种飞机向上加载装置，通过提供一种可随动的飞机向上加载装置，以实现一种安装便捷、且适用性强的飞机向上加载装置。

本发明实施例提供一种飞机向上加载装置，包括：飞机试件、胶布带、杠杆钢索、杠杆、传感器单耳、传感器、传感器双耳、耳片螺栓、导向钢索、横梁、滚轮支座、滚轮、作动筒双耳、垂直设置于地面的立柱、作动筒、作动筒底座；

其中，横梁包括端面对称设置、且形成中空区域的两腹板，以及分别固定连接于两腹板两端的两块端板和分别固定连接于两腹板纵向中心线上下两侧的两块盖板，横梁垂直固定安装于立柱上；横梁的两端分别固定设置一个滚轮支座，两个滚轮通过两件滚轮螺栓一一对应的安装在两件滚轮支座上，导向钢索绕过两件滚轮、且穿过两件滚轮支座和横梁的中空区域吊装在横梁两侧的下方，导向钢索的一端连接向上加载结构，另一端连接飞机试验结构；

向上加载结构包括从地面到导向钢索一端之间依次安装的作动筒底座、作动筒和作动筒双耳；飞机试验结构包括飞机试件、依次连接飞机试件上粘贴的胶布带、多组杠杆钢索和杠杆，以及传感器单耳、传感器和传感器双耳；导向钢索两端的耳环分别与作动筒双耳和传感器双耳通过耳片螺栓连接；

所述飞机向上加载装置，用于通过作动筒收缩施加飞机试件向上载荷，通过传感器测量施加载荷的大小。

可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，还包括：用于对横梁进行加强的一组凸台螺栓；

所述两腹板的横向中心线上均设置有一列通孔，用于安装一组凸台螺栓的螺杆，并通过安装于两腹板外侧的凸台螺栓的螺母压紧固定；所述凸台螺栓不会与导向钢索接触。

可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，所述横梁的两腹板上端面等间距设置有的两列通孔，用于在横梁上面安装滚轮支座，且通过两列通孔调节滚轮支座的安装位置。

可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，还包括：立柱螺栓、立柱螺母和垫板；

所述立柱螺栓安装在立柱顶上的螺纹孔内；横梁的两块盖板上设置有中心通过，两块盖板的中心通孔穿过立柱上的立柱螺栓，垫板穿过立柱螺栓且位于横梁上，通过立柱螺母压紧固定垫板和横梁，使得横梁在其纵向中心线位置通过立柱螺栓、垫板和立柱螺母固定在立柱顶上。

可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，还包括：支座螺栓和滚轮螺栓；

所述滚轮支座包括水平底板和垂直于水平底板的两块滚轮安装板；其中，水平底板上设置有四个通孔，用于滚轮支座与横梁通过支座螺栓固定连接，水平底板上还设置有两个通孔，用于导向钢索穿过滚轮支座；两块滚轮安装板上设置有通孔，用于通过滚轮螺栓安装滚轮。

可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，在大载荷的情况下，所述两件滚轮支座对称的安装在横梁纵向中心线的两侧。

可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，

根据试验现场实际安装状况，两件滚轮支座到横梁纵向中心线的距离可调节至飞机向上加载装置便于安装的位置。

可选地，如上所述的飞机向上加载装置中，所述横梁是基于飞机试件加载点位置为圆心按设定方向安装的，立柱是基于横梁纵向中心线位置为圆心按设定方向安装的。

本发明实施例提供的飞机向上加载装置中，横梁可按合适的等力臂和合适的角度安装，立柱也可按合适的角度安装，安装适用性特强；该飞机向上加载装置的作动筒安装在地面，避免了安装过程中重物下坠砸伤飞机试件的风险，方便了试验过程中对作动筒的调试、检查和维护；该飞机向上加载装置安装工作量较传统加载装置减少近一半，且安装完成后横梁和立柱可以作为一个整体用于下一个工况向上加载点安装。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为飞机结构强度地面验证过程中对飞机试件施加向上载荷的示意图；

图2所示为现有技术中向飞机施加向上载荷的龙门架加载装置；

图3为本发明实施例提供的一种飞机向上加载装置的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种飞机试验结构的部分结构示意图；

图5为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种传感器单耳的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种传感器的结构示意图；

图7为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种传感器双耳的结构示意图；

图8为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种导向钢索的结构示意图；

图9为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种横梁的结构示意图；

图10为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种垫板的结构示意图；

图11为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种凸台螺栓的结构示意图；

图12为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种滚轮支座的结构示意图；

图13为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种滚轮的结构示意图；

图14为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种立柱的结构示意图；

图15为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种作动筒的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图3为本发明实施例提供的一种飞机向上加载装置的结构示意图。本实施例提供的飞机向上加载装置可以包括：飞机试件1、胶布带2、杠杆钢索3、杠杆4、传感器单耳5、传感器6、传感器双耳7、耳片螺栓8、导向钢索9、横梁10、滚轮支座12、滚轮17、作动筒双耳19、垂直设置于地面的立柱20、作动筒21、作动筒底座22。

如图3所示飞机向上加载装置的结构中，横梁10包括端面对称设置、且形成中空区域的两腹板，以及分别固定连接于两腹板两端的两块端板和分别固定连接于两腹板纵向中心线上下两侧的两块盖板，横梁10垂直固定安装于立柱20上；横梁10的两端分别固定设置一个滚轮支座12，两个滚轮17通过两件滚轮螺栓18一一对应的安装在两件滚轮支座12上，导向钢索9绕过两件滚轮17后、且穿过两件滚轮支座12和横梁10的中空区域吊装在横梁10两侧的下方，导向钢索9的一端连接向上加载结构，另一端连接飞机试验结构。

如图3所示飞机向上加载装置的结构中，向上加载结构包括从地面到导向钢索9一端之间依次安装的作动筒底座22、作动筒21和作动筒双耳19；飞机试验结构包括飞机试件1、依次连接飞机试件1上粘贴的胶布带2、多组杠杆钢索3和杠杆4，以及传感器单耳5、传感器6和传感器双耳7；导向钢索9两端的耳环分别与作动筒双耳19和传感器双耳7通过耳片螺栓8连接。

本发明实施例提供的飞机向上加载装置，用于通过作动筒21收缩施加飞机试件1向上载荷，通过传感器6测量施加载荷的大小。

以下分别对本发明实施例提供的飞机向上加载装置中的各组件进行详细说明。

图4为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种飞机试验结构的部分结构示意图，图4中示意出飞机试件1的上表面、胶布带2、杠杆钢索3和杠杆4。如图4所示，本发明实施例的飞机试验结构中，飞机试件1为现有需要施加向上载荷的飞机。

本发明实施例中的胶布带2可以采用现有构件，由帆布缝制而成，粘贴在飞机机翼和机身上，用于施加飞机向上载荷，如图4所示。

本发明实施例中的杠杆钢索3可以采用现有构件，由钢索编制而成，两端编制有孔径70毫米的耳环，用于连接胶布带2和杠杆4，如图4所示。

本发明实施例中的杠杆4可以采用现有构件，由槽钢或角铝加工而成，用于将试验载荷分配到胶布带上，如图4所示。

图5为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种传感器单耳的结构示意图。本发明实施例中的传感器单耳5的材料可以为30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，如图5所示，传感器单耳5的一端加工通孔，用于传感器单耳5与杠杆4连接，另一端加工M27外螺纹，用于传感器单耳5与传感器6一端M27内螺纹连接。

图6为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种传感器的结构示意图。如图6所示，本发明实施例中的传感器6可以采用现有构件，用于测量施加飞机试件1向上的载荷大小，传感器6两端加工有M27内螺纹。

图7为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种传感器双耳的结构示意图。本发明实施例中的传感器双耳7的材料可以为30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，如图7所示，传感器双耳7的一端加工Φ30的通孔，用于传感器双耳7与导向钢索9连接，另一端加工M27外螺纹，用于传感器双耳7与传感器6一端M27内螺纹连接。

本发明实施例中的耳片螺栓8为按GB/T5782-2000加工的12.9级螺栓，配螺母和垫片，用于连接传感器单耳5与杠杆4，还用于连接传感器双耳7与导向钢索9，还用于连接作动筒双耳19与导向钢索9。

图8为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种导向钢索的结构示意图。本发明实施例中的导向钢索9可以采用现有构件，如图8所示，由钢索编制而成，两端编制有孔径70毫米的耳环，用于连接作动筒双耳19和传感器双耳7。

本发明实施例中为了对横梁10的结构进行加强，以及提供横梁10与立柱20的安装结构，飞机向上加载装置还可以包括：用于对横梁10进行加强的一组凸台螺栓11、柱螺栓14、立柱螺母15和垫板16；

图9为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种横梁的结构示意图。参考图9和图3所示，本发明实施例中的横梁10，由两根槽钢(即两腹板)、两块端板和两块盖板焊接而成；两腹板上端面的横向中心线上等间距设置有一列通孔，用于安装一组凸台螺栓11的螺杆，并通过安装于两腹板外侧的凸台螺栓11的螺母压紧固定，且凸台螺栓11不会与导向钢索9接触；横梁10的两腹板上端面等间距设置有的两列通孔，用于在横梁10上面安装滚轮支座12，且通过两列通孔调节滚轮支座12的安装位置。另外，横梁10与立柱20的安装结构中，立柱螺栓14安装在立柱20顶上的螺纹孔内；横梁10的两块盖板上设置有中心通过，两块盖板的中心通孔穿过立柱20上的立柱螺栓14，垫板16穿过立柱螺栓14且位于横梁10上，通过立柱螺母15压紧固定垫板16和横梁10，使得横梁10在其纵向中心线位置通过立柱螺栓14、垫板16和立柱螺母15固定在立柱20顶上。

如图9所示横梁10，其两块盖板上加工有Φ37的通孔，用于在立柱20顶上安装横梁10时穿M36的立柱螺栓14；两根槽钢的上端面等间距加工有Φ30的两列通孔，用于在横梁10上面安装滚轮支座12；两根槽钢腹板的中心线上加工有Φ30的通孔，用于安装凸台螺栓11以加强横梁10。

本发明实施例中的立柱螺栓14可以采用现有构件，按GB/T5782-2000加工，长度较长，需穿过横梁10，材料为30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，两端头100厘米范围内加工有M36外螺纹，一端M36外螺纹安装于立柱20顶端M36内螺纹内，另一端M36外螺纹用于安装立柱螺母15以通过垫板16压紧横梁10。

本发明实施例中的立柱螺母15为现有构件，按GB/T5782-2000加工，材料为30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，与立柱螺栓14配套使用，用于通过垫板16压紧横梁10。

图10为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种垫板的结构示意图。本发明实施例中的垫板16为厚度30毫米长方形钢板，通常长度300毫米，宽度200毫米，如图10所示，中间加工Φ40通孔，材料为Q345，用于配合立柱螺栓14和立柱螺母15以压紧横梁10。

图11为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种凸台螺栓的结构示意图。本发明实施例中的凸台螺栓11如图11所示，材料可选用45钢，热处理级别800MPa，每只凸台螺栓11配两只螺母和两只平垫圈，凸台螺栓11安装于横梁10两根槽钢腹板中心线上加工的Φ30通孔以加强横梁10。

图12为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种滚轮支座的结构示意图。本发明实施例中的滚轮支座12包括水平底板和垂直于水平底板的两块滚轮安装板，如图12所示，滚轮支座12由一块30毫米后的水平底板和两块20毫米厚的垂直钢板焊接而成；水平底板加工有四个Φ30的通孔，用于滚轮支座12与横梁10通过支座螺栓13连接，水平底板加工还有两个Φ60的通孔，用于导向钢索9穿过滚轮支座12；两块20毫米厚的垂直钢板加工有Φ30的通孔，用于通过滚轮螺栓18安装滚轮17。

本发明实施例中的支座螺栓13为按GB/T5782-2000加工的12.9级螺栓，配螺母和垫片，通常设计为M30，用于滚轮支座12与横梁10的连接。

图13为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种滚轮的结构示意图。本发明实施例中的滚轮17可以为由45钢加工而成的圆饼形钢构件，中间加工Φ30的通孔，如图13所示，共2件，热处理级别800MPa，表面粗糙度1.6级，通过滚轮螺栓18安装在滚轮支架16上，用于改变导向钢索9的加载方向。

本发明实施例中的滚轮螺栓18为按GB/T5782-2000加工的12.9级M30螺栓，配螺母和垫片，用于在滚轮支座12安装滚轮17。

本发明实施例中的作动筒双耳19的材料可以选用30CrMnSiA，热处理级别1000MPa，结构与传感器双耳7类似，双耳一端加工Φ30的通孔，用于作动筒双耳19与导向钢索9连接，另一端加工M27外螺纹，用于作动筒双耳19与作动筒21一端M27内螺纹连接。

图14为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种立柱的结构示意图。本发明实施例中立柱20可以采用现有构件，材料为Q345，焊接件，如图14所示，用于该飞机向上加载装置与地面连接，顶端加工有M36内螺纹，用于安装立柱螺栓14。

图15为本发明实施例提供的飞机向上加载装置中一种作动筒的结构示意图。本发明实施例中作动筒21可以采用现有构件，如图15所示，飞机试验时用于施加载荷，顶端加工有M27内螺纹，用于安装作动筒双耳19，底座上加工有四个螺栓孔，用于同作动筒底座22连接。

本发明实施例中的作动筒底座22可以采用为现有构件，安装与地面，上部安装作动筒21，用于施加飞机载荷。

本发明实施例提供的飞机向上加载装置包括上述飞机试件1、胶布带2、杠杆钢索3、杠杆4、传感器单耳5、传感器6、传感器双耳7、耳片螺栓8、导向钢索9、横梁10、凸台螺栓11、滚轮支座12、支座螺栓13、立柱螺栓14、立柱螺母15、垫板16、滚轮17、滚轮螺栓18、作动筒双耳19、立柱20、作动筒21、作动筒底座22，该飞机向上加载装置的安装方式为：

1)横梁10的两腹板间通过一列通孔安装一组凸台螺栓11的螺杆后，在两腹板外侧安装凸台螺栓11的螺母并压紧，在横梁10两端和中央焊接四块连接板；

2)两件滚轮17通过两件滚轮螺栓18分别安装在两件滚轮支座12上；

3)在横梁10的两侧对称位置通过八件支座螺栓13安装两件已安装了滚轮17的滚轮支座12；

4)立柱螺栓14安装在立柱20顶上的螺纹孔内，横梁10通过其中心孔穿过立柱螺栓14后放置在立柱20顶上，垫板16穿过立柱螺栓14后放置横梁10上面，用立柱螺母15压紧垫板16和横梁10；

5)从地面向上依次安装作动筒底座22、作动筒21和作动筒双耳19；

6)依次连接飞机试件1上粘贴的胶布带2、杠杆钢索3、杠杆4、传感器单耳5、传感器6和传感器双耳7；

7)导向钢索9绕过两件滚轮17后、穿过两件滚轮支座12和横梁10，其两端的耳环分别与作动筒双耳19和传感器双耳7通过耳片螺栓8连接。

通过上述安装方式形成的本发明实施例的飞机向上加载装置，通过作动筒21收缩施加飞机试件1向上载荷，通过传感器6测量施加载荷的大小。

本发明实施例提供的飞机向上加载装置中，在大载荷的情况下，两件滚轮支座12可以对称的安装在横梁10纵向中心线的两侧，在载荷小的情况下，两件滚轮支座12可以为非对称安装。

实际应用中，综合考虑试验现场实际安装状况，两件滚轮支座12到横梁10纵向中心线的距离可调节至该飞机向上加载装置方便安装的位置。

本发明实施例中，横梁10是以飞机试件1加载点位置为圆心按合适的方向安装的，立柱20是以横梁10纵向中心线位置为圆心按合适的方向安装的。

本发明实施例提供的飞机向上加载装置具有以下优点：

1)该飞机向上加载装置的作动筒安装在地面，避免了安装过程中重物下坠砸伤飞机试件的风险，方便了试验过程中对作动筒的调试、检查和维护。

2)该飞机向上加载装置的安装工作量较传统加载装置减少近一半，且安装完成后横梁和立柱可以作为一个整体用于下一个工况向上加载点安装。

3)该飞机向上加载装置的横梁可按合适的等力臂和合适的角度安装，立柱也可按合适的角度安装，安装适用性特强。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (6)

1.一种飞机向上加载装置，其特征在于，包括：飞机试件、胶布带、杠杆钢索、杠杆、传感器单耳、传感器、传感器双耳、耳片螺栓、导向钢索、横梁、滚轮支座、滚轮、作动筒双耳、垂直设置于地面的立柱、作动筒、作动筒底座；

其中，横梁包括端面对称设置、且形成中空区域的两腹板，以及分别固定连接于两腹板两端的两块端板和分别固定连接于两腹板纵向中心线上下两侧的两块盖板，横梁垂直固定安装于立柱上；横梁的两端分别固定设置一个滚轮支座，两个滚轮通过两件滚轮螺栓一一对应的安装在两件滚轮支座上，导向钢索绕过两件滚轮、且穿过两件滚轮支座和横梁的中空区域吊装在横梁两侧的下方，导向钢索的一端连接向上加载结构，另一端连接飞机试验结构；

向上加载结构包括从地面到导向钢索一端之间依次安装的作动筒底座、作动筒和作动筒双耳；飞机试验结构包括飞机试件、依次连接飞机试件上粘贴的胶布带、多组杠杆钢索和杠杆，以及传感器单耳、传感器和传感器双耳；导向钢索两端的耳环分别与作动筒双耳和传感器双耳通过耳片螺栓连接；

所述飞机向上加载装置，用于通过作动筒收缩施加飞机试件向上载荷，通过传感器测量施加载荷的大小；

其中，所述横梁的两腹板上端面等间距设置有的两列通孔，用于在横梁上面安装滚轮支座，且通过两列通孔调节滚轮支座的安装位置；在大载荷的情况下，所述两件滚轮支座对称的安装在横梁纵向中心线的两侧，在载荷小的情况下，所述两件滚轮支座为非对称安装。

2.根据权利要求1所述的飞机向上加载装置，其特征在于，还包括：用于对横梁进行加强的一组凸台螺栓；

所述两腹板的横向中心线上均设置有一列通孔，用于安装一组凸台螺栓的螺杆，并通过安装于两腹板外侧的凸台螺栓的螺母压紧固定；所述凸台螺栓不会与导向钢索接触。

3.根据权利要求1所述的飞机向上加载装置，其特征在于，还包括：立柱螺栓、立柱螺母和垫板；

所述立柱螺栓安装在立柱顶上的螺纹孔内；横梁的两块盖板上设置有中心通过，两块盖板的中心通孔穿过立柱上的立柱螺栓，垫板穿过立柱螺栓且位于横梁上，通过立柱螺母压紧固定垫板和横梁，使得横梁在其纵向中心线位置通过立柱螺栓、垫板和立柱螺母固定在立柱顶上。

4.根据权利要求3所述的飞机向上加载装置，其特征在于，还包括：支座螺栓和滚轮螺栓；

所述滚轮支座包括水平底板和垂直于水平底板的两块滚轮安装板；其中，水平底板上设置有四个通孔，用于滚轮支座与横梁通过支座螺栓固定连接，水平底板上还设置有两个通孔，用于导向钢索穿过滚轮支座；两块滚轮安装板上设置有通孔，用于通过滚轮螺栓安装滚轮。

5.根据权利要求1～4中任一项所述的飞机向上加载装置，其特征在于，

根据试验现场实际安装状况，两件滚轮支座到横梁纵向中心线的距离可调节至飞机向上加载装置便于安装的位置。

6.根据权利要求1～4中任一项所述的飞机向上加载装置，其特征在于，所述横梁是基于飞机试件加载点位置为圆心按设定方向安装的，立柱是基于横梁纵向中心线位置为圆心按设定方向安装的。

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