CN114509246B - 一种基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机强度试验技术领域，具体涉及一种基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置，包括液压作动器和弹簧装置，弹簧装置包括：下支持件，固定在液压筒体驱动端；下保护件，通过其下保护板螺接在下支持件的下支持筒上；弹簧，设置在下保护筒与下支持筒之间环腔中；上保护件，由上至下扣设在弹簧上，此时活塞杆一端贯穿下支持件内腔后，再延伸到弹簧内腔中；连接螺柱，其底部穿过上保护板后与同时延伸到弹簧内腔中的活塞杆的一端进行固定连接。本申请的基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置，通过将液压作动器与弹簧装置进行改造结合，使得停机状态依然可以进行飞机结构扣重，同时减小液压作动器卸油压瞬间载荷消失对飞机结构冲击。

Description

一种基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置

技术领域

本申请属于飞机强度试验技术领域，具体涉及一种基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置。

背景技术

飞机地面强度试验中要求施加的载荷，一般情况下为“0g”状态载荷，相当于飞机无重力状态下的载荷。在进行飞机结构强度试验时，需先扣除飞机结构重量和试验设备重量，在飞机处于“0g”状态的基础来施加试验载荷，因此，扣重是否准确直接影响试验载荷施加的准确性。

目前，飞机地面强度试验的扣重形式主要有两种：通过反配重形式扣重和液压作动器主动扣重。通过反配重形式扣重可实现在试验运行状态和停机状态均对飞机结构进行扣重，且卸油压比较平稳，由于滑轮或杠杆转轴自身摩擦力的影响，尤其是结构产生较大变形，摩擦力阻碍相对变形，扣重量值准确性受到一定影响。在试验运行状态，通过液压作动器主动扣重方式扣重量值更为准确，但是在卸油压时，液压作动器施加的载荷瞬间降为零，冲击效应明显，频繁的冲击对飞机结构可能造成不必要的损伤，且在停机状态不能进行飞机结构扣重。

为此，需要一种能够更加准确地进行飞机结构扣重，同时减小卸油压瞬间冲击载荷的飞机强度试验扣重装置。

发明内容

为了解决现有技术中存在的至少一个技术问题，本申请提供了一种基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置。

本申请公开了一种基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置，包括液压作动器和弹簧装置，所述液压作动器包括液压筒体以及设置在液压筒体内的活塞杆和液压油液，所述弹簧装置包括：

下支持件，其具有一与液压筒体的驱动端端面形状相匹配的下支持板，以及同轴固定在所述下支持板一侧呈圆筒状的下支持筒，所述下支持筒的外壁开设有外螺纹，所述下支持板的背向所述下支持筒的一侧固定连接至所述液压筒体的驱动端端面处；

下保护件，其具有一圆环状的下保护板，以及同轴固定在所述下保护板一侧呈圆筒状的下保护筒，所述下保护筒的筒外径等于所述下保护板的外径，且在所述下保护板的内环面上具有与所述下支持筒上的外螺纹相适配的内螺纹，所述下保护件由上至下螺接在所述下支持筒上，并在所述下保护筒的内壁与所述下支持筒的外壁之间形成一顶部开口的下环状腔；

弹簧，所述弹簧由上至下设置在所述下环状腔中；

上保护件，其具有一圆环状的上保护板，以及同轴固定在所述上保护板一侧呈圆筒状的上保护外筒，所述上保护外筒的筒外径与所述上保护板的外径以及所述下保护筒的外径相等，所述上保护件通过其上保护外筒的底部开口扣设在所述弹簧上，其中，所述活塞杆一端先伸出所述液压筒体的驱动端端面，再从底部的所述下支持板的内圆孔处伸入并贯穿所述下支持件内腔，最后再延伸到所述弹簧内腔中；

连接螺柱，所述连接螺柱固定在所述上保护板顶部，且所述连接螺柱的底部凸出设置有一个第一连接部，所述第一连接部从顶部穿过所述上保护板的内圆孔后延伸至所述上保护外筒内腔中的弹簧的内腔中，并与同时从底部延伸到所述弹簧内腔中的活塞杆的一端固定连接。

根据本申请的至少一个实施方式，所述弹簧装置还包括：

调节螺母，其螺接在所述下支持筒的外壁上，且位于所述下支持板与所述下保护板之间。

根据本申请的至少一个实施方式，所述上保护件还包括同轴固定在所述上保护板一侧呈圆筒状的上保护内筒，所述上保护内筒的筒外径小于所述上保护外筒的筒内径，并在所述上保护外筒的内壁与所述上保护内筒的外壁之间形成一底部开口的上环状腔，其中

所述弹簧位于所述上环状腔中，以及所述连接螺柱的第一连接部从顶部穿过所述上保护板的内圆孔后是延伸至所述上保护内筒的内腔中，并与同时从底部延伸到所述上保护内筒内腔中的活塞杆的一端固定连接。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述活塞杆的一端设置有内螺纹孔，在所述连接螺柱的第一连接部上设置有与该内螺纹孔相匹配的外螺纹。

根据本申请的至少一个实施方式，当所述连接螺柱的第一连接部与所述活塞杆的一端固定连接，且所述弹簧处于自由状态时，所述下保护筒与上保护外筒之间的轴向间距大于零。

根据本申请的至少一个实施方式，所述连接螺柱的顶部凸出设置有一个第二连接部；

相应的，所述基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置还包括：

测力传感器，所述测力传感器的一端固定连接至所述第二连接部，另一端通过传感器单双耳机构固定连接至试验飞机。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述下保护筒的外壁上朝向其轴心方向开设有多个调节沉孔，多个调节沉孔沿所述下保护筒的外圆周方向均匀分布。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述上保护外筒的接近所述上保护板处的外壁上，朝向其轴心方向贯穿开设有多个观察孔，多个观察孔沿所述上保护外筒的外圆周方向均匀分布。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置，通过将液压作动器与弹簧装置进行改造结合，使得停机状态依然可以进行飞机结构扣重，同时减小液压作动器卸油压瞬间载荷消失对飞机结构冲击。

附图说明

图1是本申请基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置的结构示意图；

图2是本申请基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中弹簧装置部分的结构剖视图。

图3是本申请基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中下支持件的结构剖视图。

图4是本申请基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中下保护件的结构剖视图；

图5是本申请基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中上保护件的结构剖视图；

其中：

1-液压筒体，2-液压油液，3-活塞杆，4-弹簧装置，5-测力传感器，6-传感器单双耳结构；

7-下支持件，71-下支持板，72-下支持筒；

8-调节螺母；

9-下保护件，91-下保护件，92-下保护筒；

10-弹簧；

11-上保护件，111-上保护板，112-上保护外筒，113-上保护内筒；

12-连接螺柱，13-调节沉孔，14-观察孔，S为上、下保护件的轴向间隙。

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。

需要理解的是，在本申请的描述中可能涉及到的技术术语，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。

本申请公开了一种基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置，如图1-图5所示，该飞机强度试验扣重装置包括液压作动器和弹簧装置4；其中，液压作动器可以采用目前已知的多种成熟的液压作动器结构，可以包括液压筒体1以及设置在液压筒体1内的活塞杆3和液压油液2，液压筒体1的底部可以通过对应的单双耳连接结构固定在对应试验区域底面上或试验台上。

特别如图2所示，弹簧装置4可以包括下支持件7、下保护件9、弹簧10、上保护件11以及连接螺柱12等结构。

具体的，参见图3所示，下支持件7具有一与液压筒体的驱动端端面形状相匹配的下支持板71，以及同轴固定在下支持板71一侧（图3中顶部）呈圆筒状的下支持筒72；下支持筒72的外壁开设有外螺纹；进一步，下支持板71的背向下支持筒72的一侧固定连接至液压筒体1的驱动端端面处。

进一步，参见图4所示，下保护件9具有一圆环状的下保护板91，以及同轴固定在下保护板91一侧呈圆筒状的下保护筒92；下保护筒92的筒外径等于下保护板91的外径，且在下保护板91的内环面上具有与下支持筒72上的外螺纹相适配的内螺纹，从而使得下保护件9能够通过其下保护板91由上至下螺接在下支持筒72上；并且，能够在下保护筒92的内壁与下支持筒72的外壁之间形成一顶部开口的下环状腔，相应的，参见图2所示，弹簧10则由上至下适配设置在该下环状腔中。

进一步，参见图5所示，上保护件11具有一圆环状的上保护板111，以及同轴固定在上保护板111一侧呈圆筒状的上保护外筒112；上保护外筒112的筒外径与上保护板111的外径以及下保护筒92的外径相等；上保护件11通过其上保护外筒112的底部开口扣设在弹簧10上；其中，特别如图1所示，活塞杆3一端（具有足够长度）先伸出液压筒体1的驱动端端面，再从底部的下支持板71的内圆孔处伸入并贯穿下支持件7内腔，最后再延伸到弹簧10内腔中。可以理解的是，本申请设置上保护件11与下保护件9的一个主要目的，是当弹簧10压缩至接近承载极限时，通过上、下保护件相贴合，防止液压作动器活塞杆3继续收缩压溃弹簧10。

进一步，参见图2所示，连接螺柱12固定在上保护板111顶部，且连接螺柱12的底部凸出设置有一个第一连接部，第一连接部从顶部穿过上保护板111的内圆孔后延伸至上保护外筒112内腔中的弹簧10的内腔中，并与同时从底部延伸到所述弹簧10内腔中的活塞杆3的一端固定连接。

可以理解的是，如图3-图5中的下支持件7、下保护件9以及上保护件11均具有至少两个部件（比如下支持件7包括下支持板71和下支持筒72），而这些部件可以通过例如焊接、螺栓连接或者一体成型等方式与组合成对应的设备件，本实施例中，是优选，下支持件7、下保护件9以及上保护件11均为一体成型构件，以提高结构稳定性。

进一步，参见图2所示，本申请的弹簧装置4还可以包括调节螺母8，其螺接在下支持筒72的外壁上，且位于下支持板71与下保护板91之间，用于载荷调整完成后将下保护件9在下支持筒72上的位置锁死。

进一步，参见图2所示，在本申请的基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中，为防止工作过程中弹簧10磕碰活塞杆3，在本申请另一实施例中，进一步优选在上保护件11上还包括同轴固定在上保护板111一侧呈圆筒状的上保护内筒113；其中，上保护内筒113的筒外径小于上保护外筒112的筒内径，并在上保护外筒112的内壁与上保护内筒113的外壁之间形成一底部开口的上环状腔。

此时，弹簧10的顶部是位于该上环状腔中；相应的，此时连接螺柱12的第一连接部从顶部穿过上保护板121的内圆孔后是延伸至上保护内筒113的内腔中，并与同时从底部延伸到上保护内筒113内腔中的活塞杆3的一端固定连接。

进一步，在本申请的基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中，活塞杆3端部与连接螺柱12的第一连接部的连接方式可以为多种，本实施例中，优选在活塞杆3的一端设置有内螺纹孔，在连接螺柱12的第一连接部上设置有与该内螺纹孔相匹配的外螺纹，从而进行螺栓连接。

进一步，在本申请的基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中，当连接螺柱12的第一连接部与活塞杆3的一端固定连接，且弹簧10处于自由状态时，下保护筒92与上保护外筒112之间的轴向间距S大于零。

进一步，在本申请的基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中，还可以包括测力传感器5，此时，优选在连接螺柱12的顶部凸出设置有一个第二连接部，通过该第二连接部与测力传感器5的一端固定连接；另外，测力传感器5的另一端则通过相应的传感器单双耳机构6固定连接至试验飞机对应的结构上。

进一步，在本申请的基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中，参见图2所示，在下保护筒92的外壁上朝向其轴心方向开设有多个调节沉孔13，多个调节沉孔13沿下保护筒92的外圆周方向均匀分布，其目的是可以通过使用与调节沉孔13适配的专用工具，来调节（旋转调节）螺接在下支持筒72外螺纹上的下保护筒92轴向位置。

进一步，参见图2所示，优选在上保护外筒112的接近上保护板111处的外壁上，朝向其轴心方向贯穿开设有多个观察孔14，多个观察孔14沿上保护外筒112的外圆周方向均匀分布，目的是通过观察孔14查看弹簧10是否接触到上保护板111并判断弹簧10的工作状态。

进一步需要说明的是，本申请的基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置中，由于弹簧装置4安装于活塞杆3与测力传感器5之间，试验正常运行情况时，测力传感器5读数为液压作动器和弹簧装置4联合施加给飞机结构的载荷；卸油压瞬间，液压作动器载荷降为零，弹簧装置受压继续对飞机结构施加扣重载荷，减小载荷瞬间消失带来的冲击；停机状态时，弹簧装置受压对飞机结构施加扣重载荷，并通过测力传感器5传递至飞机结构，达到停机状态扣重作用，扣重载荷可控、可调节。

综上所述，本申请的基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置，通过将液压作动器与弹簧装置进行改造结合，使得停机状态依然可以进行飞机结构扣重，同时减小液压作动器卸油压瞬间载荷消失对飞机结构冲击。

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)

1.一种基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置，其特征在于，包括液压作动器和弹簧装置（4），所述液压作动器包括液压筒体（1）以及设置在液压筒体（1）内的活塞杆（3）和液压油液（2），所述弹簧装置（4）包括：

下支持件（7），其具有一与液压筒体（1）的驱动端端面形状相匹配的下支持板（71），以及同轴固定在所述下支持板（71）一侧呈圆筒状的下支持筒（72），所述下支持筒（72）的外壁开设有外螺纹，所述下支持板（71）背向所述下支持筒（72）的一侧固定连接至所述液压筒体（1）的驱动端端面处；

下保护件（9），其具有一圆环状的下保护板（91），以及同轴固定在所述下保护板（91）一侧呈圆筒状的下保护筒（92），所述下保护筒（92）的筒外径等于所述下保护板（91）的外径，且在所述下保护板（91）的内环面上具有与所述下支持筒（72）上的外螺纹相适配的内螺纹，所述下保护件（9）由上至下螺接在所述下支持筒（72）上，并在所述下保护筒（92）的内壁与所述下支持筒（72）的外壁之间形成一顶部开口的下环状腔；

弹簧（10），所述弹簧（10）由上至下设置在所述下环状腔中；

上保护件（11），其具有一圆环状的上保护板（111），以及同轴固定在所述上保护板（111）一侧呈圆筒状的上保护外筒（112），所述上保护外筒（112）的筒外径与所述上保护板（111）的外径以及所述下保护筒（92）的外径相等，所述上保护件（11）通过其上保护外筒（112）的底部开口扣设在所述弹簧（10）上，其中，所述活塞杆（3）一端先伸出所述液压筒体（1）的驱动端端面，再从底部的所述下支持板（71）的内圆孔处伸入并贯穿所述下支持件（7）内腔，最后再延伸到所述弹簧（10）内腔中；

连接螺柱（12），所述连接螺柱（12）固定在所述上保护板（111）顶部，且所述连接螺柱（12）的底部凸出设置有一个第一连接部，所述第一连接部从顶部穿过所述上保护板（111）的内圆孔后延伸至所述上保护外筒（112）内腔中的弹簧（10）的内腔中，并与同时从底部延伸到所述弹簧（10）内腔中的活塞杆（3）的一端固定连接。

2.根据权利要求1所述的飞机强度试验扣重装置，其特征在于，所述弹簧装置（4）还包括：

调节螺母（8），其螺接在所述下支持筒（72）的外壁上，且位于所述下支持板（71）与所述下保护板（91）之间。

3.根据权利要求1所述的飞机强度试验扣重装置，其特征在于，所述上保护件（11）还包括同轴固定在所述上保护板（111）一侧呈圆筒状的上保护内筒（113），所述上保护内筒（113）的筒外径小于所述上保护外筒（112）的筒内径，并在所述上保护外筒（112）的内壁与所述上保护内筒（113）的外壁之间形成一底部开口的上环状腔，其中

所述弹簧（10）位于所述上环状腔中，以及所述连接螺柱（12）的第一连接部从顶部穿过所述上保护板（121）的内圆孔后是延伸至所述上保护内筒（113）的内腔中，并与同时从底部延伸到所述上保护内筒（113）内腔中的活塞杆（3）的一端固定连接。

4.根据权利要求3所述的飞机强度试验扣重装置，其特征在于，在所述活塞杆（3）的一端设置有内螺纹孔，在所述连接螺柱（12）的第一连接部上设置有与该内螺纹孔相匹配的外螺纹。

5.根据权利要求1所述的飞机强度试验扣重装置，其特征在于，当所述连接螺柱（12）的第一连接部与所述活塞杆（3）的一端固定连接，且所述弹簧（10）处于自由状态时，所述下保护筒（92）与上保护外筒（112）之间的轴向间距大于零。

6.根据权利要求1所述的飞机强度试验扣重装置，其特征在于，所述连接螺柱（12）的顶部凸出设置有一个第二连接部；

相应的，所述基于弹簧系统的飞机强度试验扣重装置还包括：

测力传感器（5），所述测力传感器（5）的一端固定连接至所述第二连接部，另一端通过传感器单双耳机构（6）固定连接至试验飞机。

7.根据权利要求1所述的飞机强度试验扣重装置，其特征在于，在所述下保护筒（92）的外壁上朝向其轴心方向开设有多个调节沉孔（13），多个调节沉孔（13）沿所述下保护筒（92）的外圆周方向均匀分布。

8.根据权利要求1所述的飞机强度试验扣重装置，其特征在于，在所述上保护外筒（112）的接近所述上保护板（111）处的外壁上，朝向其轴心方向贯穿开设有多个观察孔（14），多个观察孔（14）沿所述上保护外筒（112）的外圆周方向均匀分布。

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