CN114441158A - 一种飞机全机地面强度试验加载结构 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机全机地面强度试验加载设计技术领域，具体涉及一种飞机全机地面强度试验加载结构，包括：多个加载杠杆，各个加载杠杆的两端通过单双耳接头分别连接在飞机上各个部位的单侧；飞机的起落架通过单双耳接头连接在固定结构上；多个测力计，每个测力计的一端通过单双耳接头连接在加载杠杆上；多个作动筒，每个作动筒的筒体通过单双耳结构连接在固定结构上，活塞杆通过单双耳接头连接在一个测力计的另一端，以能够对飞机上相应部位施加外部载荷，完成飞机全机地面强度试验。

Description

一种飞机全机地面强度试验加载结构

技术领域

本申请属于飞机全机地面强度试验加载设计技术领域，具体涉及一种飞机全机地面强度试验加载结构。

背景技术

飞机全机地面强度试验中，通过对飞机上机身、机翼、鸭翼、垂尾等部位施加外部载荷，模拟飞机在空中承受的各种载荷状态，验证飞机的强度是否合格。

当前，飞机全机地面强度试验中对飞机施加外部载荷，多是采用“胶布带-加载杠杆”的软式加载装置进行加载，该种加载装置仅能够施加拉向载荷，以该种加载装置对飞机上机身、机翼、鸭翼、垂尾等部位施加外部载荷，存在以下缺陷：

1)需要在机身、机翼、鸭翼、垂尾等部位的双侧同时布置“胶布带-加载杠杆”加载装置，才能够满足模拟飞机在空中承受各种载荷状态的加载需求，致使相应的加载装置、加载点数量众多，结构复杂，所需空间大，相互之间易发生干涉，试验规模大，拆装、操作复杂，试验结果可靠性低，存在试验失败的极高可能；

2)以“胶布带-加载杠杆”的软式加载装置，对飞机上机身、机翼、鸭翼、垂尾等部位施加外部载荷时，存在较大的弹性变形，影响加载的准确性，难以保证试验结果的准确性，以及影响加载的速度，限制试验效率的提高。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种飞机全机地面强度试验加载结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种飞机全机地面强度试验加载结构，包括：

多个加载杠杆，各个加载杠杆的两端通过单双耳接头分别连接在飞机上各个部位的单侧；飞机的起落架通过单双耳接头连接在固定结构上；

多个测力计，每个测力计的一端通过单双耳接头连接在加载杠杆上；

多个作动筒，每个作动筒的筒体通过单双耳结构连接在固定结构上，活塞杆通过单双耳接头连接在一个测力计的另一端，以能够对飞机上相应部位施加外部载荷，完成飞机全机地面强度试验。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，各个加载杠杆的两端通过单双耳接头分别连接在飞机上各个部位的单侧，具体为：

两个加载杠杆的两端通过单双耳接头连接在飞机机身的上侧，关于飞机对称面对称；

两个加载杠杆的两端通过单双耳接头连接在飞机机身的左侧或右侧，沿垂向分布；

三个加载杠杆的两端通过单双耳接头连接在飞机左机翼的下侧，沿展向分布；

三个加载杠杆的两端通过单双耳接头连接在飞机右机翼的下侧，沿展向分布；

一个加载杠杆的两端通过单双耳接头连接在飞机左鸭翼的下侧；

一个加载杠杆的两端通过单双耳接头连接在飞机右鸭翼的下侧；

一个加载杠杆的两端通过单双耳接头连接在飞机左垂尾的下侧；

一个加载杠杆的两端通过单双耳接头连接在飞机右垂尾的下侧。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，与左机翼对应的作动筒垂直于左机翼；

与右机翼对应的作动筒垂直于右机翼；

与左鸭翼对应的作动筒垂直于左鸭翼；

与右鸭翼对应的作动筒垂直于右鸭翼；

与左垂尾对应的作动筒垂直于左垂尾；

与右垂尾对应的作动筒垂直于右垂尾。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，飞机的起落架通过单双耳接头连接在固定结构上，具体为：

飞机的左主起落架、右主起落架、前起落架通过单双耳接头连接在固定结构。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，固定结构为地面、墙面或支架。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，各个作动筒为液压作动筒。

本申请至少存在以下有益技术效果：

提供一种飞机全机地面强度试验加载结构，其设计各个作动筒与飞机上相应部位间通过单双耳结构进行硬性连接，可对飞机上相应部位施加拉向载荷以及压向载荷，仅需要在飞机上相应部位的单侧布置，可减少加载点的数量，降低结构复杂程度，减少对空间的占用，避免相互之间发生干涉，降低飞机全机地面强度试验的规模，拆装、操作方便，可保证验结果的可靠性，降低试验失败的可能，此外，在对飞机上相应部位施加拉向载荷以及压向载荷时，不会发生较大的弹性变形，可保证对飞机上相应部位进行加载的准确性，保证试验结果的准确性，且对飞机上相应部位具有较高的加载速度，能够提高试验效率。

上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，设计各个作动筒通过加载杠杆对飞机上相应部位进行加载，加载杠杆两端通过单双耳接头与飞机上相应部位连接，基于此，一个作动筒可对飞机上相应部位处的两个加载点同时进行加载，可减少作动筒的用量，使结构整体紧凑、简捷，能够降低对空间的占用，避免发生干涉，且在各个作动筒与飞机上相应部位设置个测力计，可检测各个作动筒对飞机上相应部位施加载荷的大小。

上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，将飞机的起落架通过单双耳接头连接在固定结构上，可保证对飞机上各个部位施加载荷的准确性。

附图说明

图1是本申请实施例提供的飞机全机地面强度试验加载结构的示意图；

图2是本申请实施例提供的飞机全机地面强度试验加载结构的局部示意图；

其中：

1-加载杠杆；2-飞机；3-起落架；4-测力计；5-作动筒；6-机身；7-左机翼；8-右机翼；9-左鸭翼；10-右鸭翼；11-左垂尾；12-右垂尾。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

一种飞机全机地面强度试验加载结构，包括：

多个加载杠杆1，各个加载杠杆1的两端通过单双耳接头分别连接在飞机2上各个部位的单侧；飞机2的起落架3通过单双耳接头连接在固定结构上；

多个测力计4，每个测力计2的一端通过单双耳接头连接在加载杠杆1上；

多个作动筒5，每个作动筒5的筒体通过单双耳结构连接在固定结构上，活塞杆通过单双耳接头连接在一个测力计4的另一端，以能够对飞机2上相应部位施加外部载荷，完成飞机全机地面强度试验。

对于上述实施例公开的飞机全机地面强度试验加载结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计各个作动筒5与飞机2上相应部位间通过单双耳结构进行硬性连接，可对飞机2上相应部位施加拉向载荷以及压向载荷，仅需要在飞机2上相应部位的单侧布置，可减少加载点的数量，降低结构复杂程度，减少对空间的占用，避免相互之间发生干涉，降低飞机全机地面强度试验的规模，拆装、操作方便，可保证验结果的可靠性，降低试验失败的可能，此外，在对飞机2上相应部位施加拉向载荷以及压向载荷时，不会发生较大的弹性变形，可保证对飞机2上相应部位进行加载的准确性，保证试验结果的准确性，且对飞机2上相应部位具有较高的加载速度，能够提高试验效率。

对于上述实施例公开的飞机全机地面强度试验加载结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计各个作动筒5通过加载杠杆1对飞机2上相应部位进行加载，加载杠杆1两端通过单双耳接头与飞机2上相应部位连接，基于此，一个作动筒5可对飞机2上相应部位处的两个加载点同时进行加载，可减少作动筒5的用量，使结构整体紧凑、简捷，能够降低对空间的占用，避免发生干涉，且在各个作动筒5与飞机2上相应部位设置个测力计4，可检测各个作动筒5对飞机2上相应部位施加载荷的大小。

对于上述实施例公开的飞机全机地面强度试验加载结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计将飞机2的起落架3通过单双耳接头连接在固定结构上，可保证对飞机2上各个部位施加载荷的准确性。

在一些可选的实施例中，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，各个加载杠杆1的两端通过单双耳接头分别连接在飞机2上各个部位的单侧，具体为：

两个加载杠杆1的两端通过单双耳接头连接在飞机2机身6的上侧，关于飞机对称面对称，可通过相应的作动筒5对机身6施加垂向的载荷；

两个加载杠杆1的两端通过单双耳接头连接在飞机2机身6的左侧或右侧，沿垂向分布，可通过相应的作动筒5对机身6施加侧向的载荷；

三个加载杠杆1的两端通过单双耳接头连接在飞机2左机翼7的下侧，沿展向分布；

三个加载杠杆1的两端通过单双耳接头连接在飞机2右机翼8的下侧，沿展向分布；

一个加载杠杆1的两端通过单双耳接头连接在飞机2左鸭翼9的下侧；

一个加载杠杆1的两端通过单双耳接头连接在飞机2右鸭翼10的下侧；

一个加载杠杆1的两端通过单双耳接头连接在飞机2左垂尾11的下侧；

一个加载杠杆1的两端通过单双耳接头连接在飞机2右垂尾12的下侧。

在一些可选的实施例中，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，与左机翼7对应的作动筒5垂直于左机翼7，对左机翼7施加沿其垂向的载荷，保证载荷施加的准确性；

与右机翼8对应的作动筒5垂直于右机翼8，对右机翼8施加沿其垂向的载荷，保证载荷施加的准确性；

与左鸭翼9对应的作动筒5垂直于左鸭翼9，对左鸭翼9施加沿其垂向的载荷，保证载荷施加的准确性；

与右鸭翼10对应的作动筒5垂直于右鸭翼10，对右鸭翼10施加沿其垂向的载荷，保证载荷施加的准确性；

与左垂尾11对应的作动筒5垂直于左垂尾11，对左垂尾11施加沿其垂向的载荷，保证载荷施加的准确性；

与右垂尾12对应的作动筒5垂直于右垂尾12，对左垂尾11施加沿其垂向的载荷，保证载荷施加的准确性。

在一些可选的实施例中，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，飞机2的起落架3通过单双耳接头连接在固定结构上，具体为：

飞机2的左主起落架、右主起落架、前起落架通过单双耳接头连接在固定结构。

单个的飞机地面强度试验加载结构，以加载杠杆1的两端铰接在飞机2上部位的单侧，能够对飞机2上响应部位施加拉向载荷以及压向载荷，可简化为“二力杆”的力学简化模型，在飞机2上进行全硬式加载点规划，具体可参加如上。

在一些可选的实施例中，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，固定结构为地面、墙面或支架。

在一些可选的实施例中，上述的飞机全机地面强度试验加载结构中，各个作动筒5为液压作动筒。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种飞机全机地面强度试验加载结构，其特征在于，包括：

多个加载杠杆(1)，各个所述加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头分别连接在飞机(2)上各个部位的单侧；所述飞机(2)的起落架(3)通过单双耳接头连接在固定结构上；

多个测力计(4)，每个所述测力计(2)的一端通过单双耳接头连接在所述加载杠杆(1)上；

多个作动筒(5)，每个所述作动筒(5)的筒体通过单双耳结构连接在固定结构上，活塞杆通过单双耳接头连接在一个所述测力计(4)的另一端，以能够对所述飞机(2)上相应部位施加外部载荷，完成飞机全机地面强度试验。

2.根据权利要求1所述的飞机全机地面强度试验加载结构，其特征在于，

各个所述加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头分别连接在飞机(2)上各个部位的单侧，具体为：

两个加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头连接在飞机(2)机身(6)的上侧，关于飞机对称面对称；

两个加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头连接在飞机(2)机身(6)的左侧或右侧，沿垂向分布；

三个加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头连接在飞机(2)左机翼(7)的下侧，沿展向分布；

三个加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头连接在飞机(2)右机翼(8)的下侧，沿展向分布；

一个加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头连接在飞机(2)左鸭翼(9)的下侧；

一个加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头连接在飞机(2)右鸭翼(10)的下侧；

一个加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头连接在飞机(2)左垂尾(11)的下侧；

一个加载杠杆(1)的两端通过单双耳接头连接在飞机(2)右垂尾(12)的下侧。

3.根据权利要求1所述的飞机全机地面强度试验加载结构，其特征在于，

与所述左机翼(7)对应的作动筒(5)垂直于所述左机翼(7)；

与所述右机翼(8)对应的作动筒(5)垂直于所述右机翼(8)；

与所述左鸭翼(9)对应的作动筒(5)垂直于所述左鸭翼(9)；

与所述右鸭翼(10)对应的作动筒(5)垂直于所述右鸭翼(10)；

与所述左垂尾(11)对应的作动筒(5)垂直于所述左垂尾(11)；

与所述右垂尾(12)对应的作动筒(5)垂直于所述右垂尾(12)。

4.根据权利要求1所述的飞机全机地面强度试验加载结构，其特征在于，

所述飞机(2)的起落架(3)通过单双耳接头连接在固定结构上，具体为：

所述飞机(2)的左主起落架、右主起落架、前起落架通过单双耳接头连接在固定结构。

5.根据权利要求1所述的飞机全机地面强度试验加载结构，其特征在于，

所述固定结构为地面、墙面或支架。

6.根据权利要求1所述的飞机全机地面强度试验加载结构，其特征在于，

各个所述作动筒(5)为液压作动筒。

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