CN113465900A - 一种近似模拟机翼变形的试验装置 - Google Patents

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CN113465900A CN202110780652.1A CN202110780652A CN113465900A CN 113465900 A CN113465900 A CN 113465900A CN 202110780652 A CN202110780652 A CN 202110780652A CN 113465900 A CN113465900 A CN 113465900A
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严冲
杜星
夏龙
王亚星
任鹏
王耀华
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AVIC Aircraft Strength Research Institute
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    • 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
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Abstract

本申请属于强度结构试验领域，特别涉及一种近似模拟机翼变形的试验装置。包括：承力框架(1)、加载横梁(2)以及待测试机构(5)。所述承力框架(1)包括第一立柱、第二立柱以及承力横梁，所述承力横梁的一端与所述第一立柱的顶部连接，另一端与所述第二立柱的顶部连接，所述承力横梁上安装有位控作动器(3)；所述加载横梁(2)与待模拟机翼翼展的尺寸以及承载相匹配，所述加载横梁(2)的一端与所述第一立柱或所述第二立柱铰接，另一端的顶部与所述位控作动器(3)连接，底部与力控作动器(4)连接；所述待测试机构(5)设置在所述加载横梁(2)的中间段，用于对所述加载横梁(2)进行加载。

Description

一种近似模拟机翼变形的试验装置
技术领域
本申请属于强度结构试验领域，特别涉及一种近似模拟机翼变形的试验装置。
背景技术
在飞机结构强度试验中，机翼通常会产生较大变形，新研加载及控制技术应用于机翼部位试验之前，需进行充分测试及调试。通常测试试验需要通过强度校核设计并制造机翼假件，在上述过程中，设计及制造误差通常造成机翼假件在测试载荷下与预估变形不一致，导致测试试验不精确、不充分。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种近似模拟机翼变形的试验装置，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种近似模拟机翼变形的试验装置，包括：
承力框架，所述承力框架包括第一立柱、第二立柱以及承力横梁，所述承力横梁的一端与所述第一立柱的顶部连接，另一端与所述第二立柱的顶部连接，所述承力横梁上安装有位控作动器；
加载横梁，所述加载横梁与待模拟机翼翼展的尺寸以及承载相匹配，所述加载横梁的一端与所述第一立柱或所述第二立柱铰接，另一端的顶部与所述位控作动器连接，底部与力控作动器连接；
待测试机构，所述待测试机构设置在所述加载横梁的中间段，用于对所述加载横梁进行加载。
在本申请的至少一个实施例中，所述第一立柱、所述第二立柱以及所述承力横梁为一体成型结构。
在本申请的至少一个实施例中，还包括第一定位座以及第二定位座，其中，
所述第一定位座安装在所述第一立柱的底部，与所述第一立柱形成三角形稳定结构；
所述第二定位座安装在所述第二立柱的底部，与所述第二立柱形成三角形稳定结构。
在本申请的至少一个实施例中，所述第一立柱以及所述第二立柱上均设置有双耳，用于配合所述加载横梁端部的耳片实现铰接。
在本申请的至少一个实施例中，所述第一立柱以及所述第二立柱上均匀布置有多个双耳。
在本申请的至少一个实施例中，所述承力横梁上均匀布置有多个用于安装所述位控作动器的第一安装接头。
在本申请的至少一个实施例中，所述加载横梁上均匀布置有多个用于安装所述待测试机构的第二安装接头。
在本申请的至少一个实施例中，所述待测试机构包括拉压垫加载系统、杠杆系统以及自适应加载系统。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的近似模拟机翼变形的试验装置，适用于各种翼展尺寸以及受载变形机翼的模拟测试，具有较强的通用性；硬件需求低，无需专门生产机翼假件；安装简单，便于试验实施。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的近似模拟机翼变形的试验装置示意图。
其中：
1-承力框架；2-加载横梁；3-位控作动器；4-力控作动器；5-待测试机构。
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，术语“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对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种近似模拟机翼变形的试验装置，包括：承力框架1、加载横梁2以及待测试机构5。
具体的，如图1所示，承力框架1包括第一立柱、第二立柱以及承力横梁，承力横梁的一端与第一立柱的顶部连接，另一端与第二立柱的顶部连接，承力横梁上安装有位控作动器3。在本申请的优选实施方案中，承力框架1的第一立柱、第二立柱以及承力横梁可以为一体成型结构，还可以通过焊接连接。
有利的是，本实施例中，为了增加的承力框架1的稳定性，还设置有第一定位座以及第二定位座，其中，第一定位座安装在第一立柱的底部，与第一立柱形成三角形稳定结构；第二定位座安装在第二立柱的底部，与第二立柱形成三角形稳定结构。
进一步，采用通用加载横梁2来模拟机翼，加载横梁2与待模拟机翼翼展的尺寸以及承载相匹配，可以根据所需待模拟机翼翼展尺寸以及承载需求进行选择。加载横梁2的一端与第一立柱或第二立柱铰接，可绕铰接点转动，加载横梁2的另一端在垂向布置两个作动器，该端的顶部与位控作动器3连接，底部与力控作动器4连接。位控作动器3能够控制加载横梁2绕铰接点转动，使加载横梁2的端部提升或下降，高度变化量可按照指令主动控制，即可模拟机翼变形；力控作动器4能够按照指令向加载横梁2施加给定载荷，保证加载横梁2为对拉状态，可稳定加载。在加载横梁2的中间段可根据实际测试需求布置待测试机构5，待测试机构5能够对加载横梁2进行加载，从而实现对待测试加载以及控制技术进行测试。
在本申请的优选实施方案中，为了便于实现加载横梁2以及待测试机构5的装配，可以设置任意适当形式的接头。在本申请的一个实施例中，承力框架1的第一立柱以及第二立柱上均设置有双耳，用于配合加载横梁2端部的耳片实现铰接。承力框架1的承力横梁上均匀布置有用于安装位控作动器3的第一安装接头。加载横梁2上均匀布置有用于安装待测试机构5的第二安装接头。为了便于安装位置的调节，第一立柱以及第二立柱上的双耳，承力横梁上的第一安装接头，以及加载横梁2上的第二安装接头均匀布置有多个。
在本申请的优选实施方案中，待测试机构5可以是拉压垫加载系统、杠杆系统以及自适应加载系统等，在承力框架1以及加载横梁2安装到位后，通过将需要测试的待测试机构5安装在加载横梁2的中间段，实现对加载横梁2的加载。在对真实的机翼部位试验之前，通过本申请的近似模拟机翼变形的试验装置对待测试机构5的加载以及控制技术进行充分测试以及调试，使其满足需求后再对真实的机翼部位进行试验。
本申请的近似模拟机翼变形的试验装置，可有效满足各种变形以及载荷需求的近似模拟机翼变形试验，实现对待测试机构5的测试以及调试，简洁高效、硬件需求低。
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 (8)

1.一种近似模拟机翼变形的试验装置，其特征在于，包括：
承力框架(1)，所述承力框架(1)包括第一立柱、第二立柱以及承力横梁，所述承力横梁的一端与所述第一立柱的顶部连接，另一端与所述第二立柱的顶部连接，所述承力横梁上安装有位控作动器(3)；
加载横梁(2)，所述加载横梁(2)与待模拟机翼翼展的尺寸以及承载相匹配，所述加载横梁(2)的一端与所述第一立柱或所述第二立柱铰接，另一端的顶部与所述位控作动器(3)连接，底部与力控作动器(4)连接；
待测试机构(5)，所述待测试机构(5)设置在所述加载横梁(2)的中间段，用于对所述加载横梁(2)进行加载。
2.根据权利要求1所述的近似模拟机翼变形的试验装置，其特征在于，所述第一立柱、所述第二立柱以及所述承力横梁为一体成型结构。
3.根据权利要求1所述的近似模拟机翼变形的试验装置，其特征在于，还包括第一定位座以及第二定位座，其中，
所述第一定位座安装在所述第一立柱的底部，与所述第一立柱形成三角形稳定结构；
所述第二定位座安装在所述第二立柱的底部，与所述第二立柱形成三角形稳定结构。
4.根据权利要求1所述的近似模拟机翼变形的试验装置，其特征在于，所述第一立柱以及所述第二立柱上均设置有双耳，用于配合所述加载横梁(2)端部的耳片实现铰接。
5.根据权利要求4所述的近似模拟机翼变形的试验装置，其特征在于，所述第一立柱以及所述第二立柱上均匀布置有多个双耳。
6.根据权利要求1所述的近似模拟机翼变形的试验装置，其特征在于，所述承力横梁上均匀布置有多个用于安装所述位控作动器(3)的第一安装接头。
7.根据权利要求1所述的近似模拟机翼变形的试验装置，其特征在于，所述加载横梁(2)上均匀布置有多个用于安装所述待测试机构(5)的第二安装接头。
8.根据权利要求1所述的近似模拟机翼变形的试验装置，其特征在于，所述待测试机构(5)包括拉压垫加载系统、杠杆系统以及自适应加载系统。
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CN105424344A (zh) * 2015-12-11 2016-03-23 中国飞机强度研究所 一种用于飞机标定试验变形结构加载作动器的调试装置
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