CN114802805A - 一种飞机杆件标定试验约束装置及方法 - Google Patents
一种飞机杆件标定试验约束装置及方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114802805A CN114802805A CN202210428712.8A CN202210428712A CN114802805A CN 114802805 A CN114802805 A CN 114802805A CN 202210428712 A CN202210428712 A CN 202210428712A CN 114802805 A CN114802805 A CN 114802805A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- test
- hydraulic actuator
- rod
- aircraft
- fixing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 167
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 230000000452 restraining effect Effects 0.000 title claims description 9
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 claims abstract description 25
- 238000010998 test method Methods 0.000 claims description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 17
- 238000012546 transfer Methods 0.000 abstract description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 7
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 6
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 238000011900 installation process Methods 0.000 description 1
- 230000002427 irreversible effect Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
本发明涉及飞机杆件试验技术领域，具体涉及一种飞机杆件标定试验约束装置及方法，其中装置包括试验台，所述试验台上排列设置有第一固定座、第二固定座和第三固定座，所述第一固定座用于连接试验件，所述第二固定座上设有限位套筒，所述第三固定座上连有液压作动器，所述限位套筒中设有可沿所述限位套筒轴线方向移动的连接杆，所述连接杆一端用于与试验件连接，另一端用于与液压作动器伸缩端连接。由于限位套筒对连接杆的限位作用，确保试验件和液压作动器的同轴度，减弱载荷传递过程中垂直试验台面的偏移，提升试验结果的准确性。
Description
技术领域
本发明涉及飞机杆件试验技术领域，特别是一种飞机杆件标定试验约束装置及方法。
背景技术
前主起舱门收放杆、发动机拉杆等杆件在飞机结构中属于重要承力构件，是飞机结构整体标定的重要项目之一，对每个杆件进行多个载荷状态的地面标定试验，确保试验获得的应变与载荷关系方程能够准确反映结构在各种情况下的受载大小、方向和载荷传递路径等信息。杆件两端与加载设备的连接方式应与其在飞机上的安装方式一致，标定载荷需沿杆件轴向施加，包括拉力载荷及压力载荷。
由于杆件标定试验涉及拉力及压力载荷，因而常规飞机杆件标定试验加载约束方法基于双点基准约束，以液压作动器安装座及试验件固定座作为约束限制点，液压作动器安装座固定在试验台上，液压作动器连接传感器，传感器通过转接头与试验杆件一端连接，试验杆件另一端通过转接头与试验件固定座连接。
这种约束方式的各试验组件之间的同轴度存在一定偏差，在液压作动器向试验件施加载荷时，难以保证杆件受载的准确性，严重时甚至会造成试验件及试验设备不可逆变形及破坏。
所以，目前需要一种技术方案，以解决飞机杆件标定试验过程中，飞机杆件与各试验设备存在同轴偏差，导致飞机杆件受载不准确，严重时造成飞机杆件及试验设备损坏的技术问题。
发明内容
本发明的发明目的在于：针对飞机杆件标定试验过程中，飞机杆件与各试验设备存在同轴偏差，导致飞机杆件受载不准确，严重时造成飞机杆件及试验设备损坏的技术问题，提供一种飞机杆件标定试验约束装置及方法。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种飞机杆件标定试验约束装置，包括试验台，所述试验台上排列设置有第一固定座、第二固定座和第三固定座，所述第一固定座用于连接试验件，所述第二固定座上设有限位套筒，所述第三固定座上连有液压作动器，所述限位套筒中设有可沿所述限位套筒轴线方向移动的连接杆，所述连接杆一端用于与试验件连接，另一端用于与液压作动器伸缩端连接。
本发明一种飞机杆件标定试验约束装置，第一固定座、第二固定座和第三固定座沿试验台的长度方向依次排列安装，试验件安装在第一固定座上，限位套筒安装在第二固定座上，限位套筒内设有可横向移动的连接杆，液压作动器安装在第三固定座上，试验件、连接件和液压作动器依次水平连接，使液压作动器施加的载荷能够传递到试验件上，由于限位套筒对连接杆的限位作用，确保试验件和液压作动器的同轴度，减弱载荷传递过程中垂直试验台面的偏移，提升试验结果的准确性，同时对试验件及试验设备具有保护效果，避免载荷偏移引发的试验件和试验设备损坏问题。
作为本发明的优选方案，所述限位套筒为直线轴承。直线轴承能够实现对连接杆的限位，使连接杆只能沿直线轴承的轴线方向移动，同时直线轴承的内连接杆与钢球点接触，在重负荷下摩擦系数小，使载荷在直线轴承的限位作用下损失较少，提升飞机杆件标定试验结果的准确性。
作为本发明的优选方案，所述试验台上设有用于安装所述第一固定座的连接结构，所述连接结构的数量为若干个，若干所述连接结构沿所述试验台的长度方向排列设置。第一固定座可通过一个连接结构与试验台进行连接，多个连接结构排列设置使第一固定座在试验台上的位置可以进行调节，从而调节第一固定座与第二固定座的间距，进而使第一固定座和第二固定座之间能够安装不同长度的试验件，方便进行不同长度规格试验件的标定试验。
作为本发明的优选方案，所述连接结构包括两个通配孔，两个所述通配孔分设在所述试验台宽度方向的两侧。第一固定座底部通过两个通配孔与试验台宽度方向两侧分别进行连接，使第一安装座在试验台上安装更稳定，从而提升试验件受载过程中的稳定性，进而提高试验结果的准确性。
作为本发明的优选方案，所述第二固定座和第三固定座之间设有第四固定座，所述第四固定座用于固定所述液压作动器外壳。液压作动器在施加载荷的过程中可能会发生抖动，通过第四固定座对液压作动器外壳进行固定，使液压作动器伸缩端的伸缩过程更加稳定，减少载荷在垂直试验台方向上的偏移，减少能量损失，同时也确保液压作动器、连接杆等部件在试验过程中的安全性，以防试验部件发生意外损坏。
作为本发明的优选方案，所述第四固定座上设有与所述液压作动器外壳形状适配的凹槽，所述第四固定座上可拆卸式的设有封闭所述凹槽的压板。具体的在第四固定座上设有连接螺孔，压板通过连接螺栓与第四固定座可拆卸式连接，第四固定座上的凹槽和凹槽上的压板对液压作动器进行环抱，加强了液压作动器在施加载荷的过程中更加稳定，从而使液压作动器、连接杆和试验件之间进行载荷的稳定传输，降低载荷发生垂直试验台方向偏移的可能性。
作为本发明的优选方案，所述连接杆与所述液压作动器伸缩端之间设有传感器。传感器能够对液压作动器向连接杆施加的载荷进行实时测量，能够直接测量出试验件接收到的实际载荷数据，相对于直接从液压作动器得到的载荷数据，避免了液压作动器做功过程的能量损耗影响试验结果的准确性。
作为本发明的优选方案，所述传感器两侧分别设有限位螺孔，两个所述限位螺孔分别用于连接液压作动器伸缩端和连接杆。使传感器与连接杆和液压作动器伸缩端连接更稳定，确保载荷在各试验设备之间的有效传递，同时加强试验过程的安全性。
作为本发明的优选方案，所述传感器与液压作动器之间，以及所述传感器与所述连接杆之间均通过活接头连接。活接头两端分别设有带有连接丝扣的螺杆，方便传感器与液压作动器的连接，以及传感器与连接杆的连接，使各试验设备在安装过程中不需要进行转动，同时能够规避第二安装座和第三安装座在试验台上的间距误差。
一种飞机杆件标定试验方法，使用如上所述的一种飞机杆件标定试验约束装置进行飞机杆件的标定试验，其步骤如下：
S1、在试验台上安装第二固定座和第三固定座；
S2、在第一固定座上安装试验件，根据试验件的长度调节第一固定座与第二固定座的间距，将第一固定座与试验台固定，并将试验件与连接杆一端相连；
S3、调节第三固定座上液压作动器的伸缩端的伸缩长度，将液压作动器伸缩端与连接杆另一端相连；
S4、启动液压作动器，液压作动器通过伸缩端向试验件施加载荷；
S5、收集实验数据和记录试验件的变形情况。
本发明一种飞机杆件标定试验方法，由于在第二固定座上设有用于限制连接运动方向的限位套筒，确保试验件和液压作动器的同轴度，减弱载荷传递过程中垂直试验台面的偏移，提升试验结果的准确性，同时对试验件及试验设备具有保护效果。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
1、由于限位套筒对连接杆的限位作用，确保试验件和液压作动器的同轴度，减弱载荷传递过程中垂直试验台面的偏移，提升试验结果的准确性，
2、限位套筒能够减弱载荷在垂直试验台方向的偏移，对试验件及试验设备具有保护效果，避免载荷偏移引发的试验件和试验设备损坏问题；
3、限位套筒内连接杆可进行左右移动，通过连接杆的左右移动方便与试验件和液压作动器连接，规避第一安固定座、第二固定座和第三固定座在试验台上的间距误差。
附图说明
图1是本发明一种飞机杆件标定试验约束装置的主视图；
图2是本发明一种飞机杆件标定试验约束装置的轴测图；
图3是本发明所述第四固定座的结构示意图；
图4是本发明所述直线轴承与连接杆的连接关系图；
图中标记：1-试验台，2-第一固定座，3-第二固定座，4-第三固定座，5-限位套筒，51-钢球，6-连接杆，7-液压作动器，8-第四固定座，81-凹槽，82-压板，83-连接螺栓，9-传感器，10-活接头，11-试验件。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明作详细的说明。
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1
如图1、图2和图4所示，本实施例的一种飞机杆件标定试验约束装置，包括试验台1，所述试验台1上排列设置有第一固定座2、第二固定座3和第三固定座4，所述第一固定座2用于连接试验件11，所述第二固定座3上设有限位套筒5，所述第三固定座4上连有液压作动器7，所述限位套筒5中设有可沿所述限位套筒5轴线方向移动的连接杆6，所述连接杆6一端用于与试验件11连接，试验件11安装后连接杆6与试验件11轴线重合，连接杆6另一端用于与液压作动器7伸缩端连接，液压作动器7安装后连接杆6与液压作动器7轴线重合。
使用时，将第一固定座2、第二固定座3和第三固定座4沿试验台1的长度方向依次排列安装，试验件11安装在第一固定座2上，限位套筒5安装在第二固定座3上，限位套筒5内设有可横向移动的连接杆11，液压作动器7安装在第三固定座4上，试验件11、连接件6和液压作动器7依次水平连接，使液压作动器7施加的载荷能够传递到试验件11上，由于限位套筒5对连接杆6的限位作用，确保试验件11和液压作动器7的同轴度，减弱载荷传递过程中垂直试验台1面的偏移，提升试验结果的准确性，同时对试验件11及试验设备具有保护效果，避免载荷偏移引发的试验件11和试验设备损坏问题。
优选的，所述限位套筒5采用直线轴承，直线轴承能够实现对连接杆6的限位，使连接杆6只能沿直线轴承的轴线方向移动，同时直线轴承的内连接杆6与钢球51点接触，在重负荷下摩擦系数小，使载荷在直线轴承的限位作用下损失较少，提升飞机杆件标定试验结果的准确性。
优选的，所述连接杆6与所述液压作动器7伸缩端之间设有传感器9，传感器9能够对液压作动器7向连接杆6施加的载荷进行实时测量，能够直接测量出试验件11接收到的实际载荷数据，相对于直接从液压作动器7得到的载荷数据，避免了液压作动器7做功过程的能量损耗影响试验结果的准确性。
进一步的，所述传感器9两侧分别设有限位螺孔，两个所述限位螺孔分别用于连接液压作动器7伸缩端和连接杆6，使传感器9与连接杆6和液压作动器7伸缩端连接更稳定，确保载荷在各试验设备之间的有效传递，同时加强试验过程的安全性。
更进一步的，所述传感器9与液压作动器7之间，以及所述传感器9与所述连接杆6之间均通过活接头10连接，活接头10两端分别设有带有连接丝扣的螺杆，方便传感器9与液压作动器7的连接，以及传感器9与连接杆6的连接，使各试验设备在安装过程中不需要进行转动，同时能够规避第二安装座3和第三安装座4在试验台1上的间距误差。
实施例2
如图1和图2所示，本实施例中，与实施例1的区别在于，所述试验台1上设有用于安装所述第一固定座2的连接结构，所述连接结构的数量为若干个，若干所述连接结构沿所述试验台1的长度方向排列设置，第一固定座2可通过一个连接结构与试验台1进行连接，多个连接结构排列设置使第一固定座2在试验台1上的位置可以进行调节，从而调节第一固定座2与第二固定座3的间距，进而使第一固定座2和第二固定座3之间能够安装不同长度的试验件11，方便进行不同长度规格试验件11的标定试验。
具体的，所述连接结构包括两个通配孔，两个所述通配孔分设在所述试验台1宽度方向的两侧，第一固定座底2部通过两个通配孔与试验台1宽度方向两侧分别进行连接，使第一安装座2在试验台1上安装更稳定，从而提升试验件11受载过程中的稳定性，进而提高试验结果的准确性。
实施例3
如图1、图2和图3所示，本实施例中，与实施例1的区别在于，所述第二固定座3和第三固定座4之间设有第四固定座8，所述第四固定座8用于固定所述液压作动器7外壳，液压作动器7在施加载荷的过程中可能会发生抖动，通过第四固定座8对液压作动器7外壳进行固定，使液压作动器7伸缩端的伸缩过程更加稳定，减少载荷在垂直试验台1方向上的偏移，减少能量损失，同时也确保液压作动器7、连接杆6等部件在试验过程中的安全性，以防试验部件发生意外损坏。
具体的，所述第四固定座8上设有与所述液压作动器7外壳形状适配的凹槽81，所述第四固定座8上可拆卸式的设有封闭所述凹槽81的压板82，在第四固定座8上设有连接螺孔，压板82通过连接螺栓83与第四固定座8可拆卸式连接，第四固定座8上的凹槽81和凹槽81上的压板82对液压作动器7进行环抱，加强了液压作动器7在施加载荷的过程中更加稳定，从而使液压作动器7、连接杆6和试验件11之间进行载荷的稳定传输，降低载荷发生垂直试验台方向偏移的可能性。
实施例4
如图1、图2、图3和图4所示，本实施提供了一种飞机杆件标定试验方法，使用如实施例1-3任一所述的一种飞机杆件标定试验约束装置进行飞机杆件的标定试验，其步骤如下：
S1、在试验台1上安装第二固定座3和第三固定座4；
S2、在第一固定座2上安装试验件11，根据试验件11的长度调节第一固定座2与第二固定座3的间距，将第一固定座2与试验台1固定，并将试验件11与连接杆6一端相连；
S3、调节第三固定座4上液压作动器7的伸缩端的伸缩长度，将液压作动器7伸缩端与连接杆6另一端相连；
S4、启动液压作动器7，液压作动器7通过伸缩端向试验件11施加载荷；
S5、收集实验数据和记录试验件11的变形情况。
本实施例的一种飞机杆件标定试验方法，由于在第二固定座3上设有用于限制连接运动方向的限位套筒5，确保试验件11和液压作动器7的同轴度，减弱载荷传递过程中垂直试验台1面的偏移，提升试验结果的准确性，同时对试验件11及试验设备具有保护效果。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种飞机杆件标定试验约束装置，其特征在于，包括试验台（1），所述试验台（1）上排列设置有第一固定座（2）、第二固定座（3）和第三固定座（4），所述第一固定座（2）用于连接试验件（11），所述第二固定座（3）上设有限位套筒（5），所述第三固定座（4）上连有液压作动器（7），所述限位套筒（5）中设有可沿所述限位套筒（5）轴线方向移动的连接杆（6），所述连接杆（6）一端用于与试验件（11）连接，另一端用于与液压作动器（7）伸缩端连接。
2.根据权利要求1所述的飞机杆件标定试验约束装置，其特征在于，所述限位套筒（5）为直线轴承。
3.根据权利要求1所述的飞机杆件标定试验约束装置，其特征在于，所述试验台（1）上设有用于安装所述第一固定座（2）的连接结构，所述连接结构的数量为若干个，若干所述连接结构沿所述试验台（1）的长度方向排列设置。
4.根据权利要求3所述的飞机杆件标定试验约束装置，其特征在于，所述连接结构包括两个通配孔，两个所述通配孔分设在所述试验台（1）宽度方向的两侧。
5.根据权利要求1所述的飞机杆件标定试验约束装置，其特征在于，所述第二固定座（3）和第三固定座（4）之间设有第四固定座（8），所述第四固定座（8）用于固定所述液压作动器（7）外壳。
6.根据权利要求5所述的飞机杆件标定试验约束装置，其特征在于，所述第四固定座（8）上设有与所述液压作动器（7）外壳形状适配的凹槽（81），所述第四固定座（8）上可拆卸式的设有封闭所述凹槽（81）的压板（82）。
7.根据权利要求1所述的飞机杆件标定试验约束装置，其特征在于，所述连接杆（6）与所述液压作动器（7）伸缩端之间设有传感器（9）。
8.根据权利要求7所述的飞机杆件标定试验约束装置，其特征在于，所述传感器（9）两侧分别设有限位螺孔，两个所述限位螺孔分别用于连接液压作动器（7）伸缩端和连接杆（6）。
9.根据权利要求8所述的飞机杆件标定试验约束装置，其特征在于，所述传感器（9）与液压作动器（7）之间，以及所述传感器（9）与所述连接杆（6）之间均通过活接头（10）连接。
10.一种飞机杆件标定试验方法，其特征在于，使用如权利要求1-9任一所述的一种飞机杆件标定试验约束装置进行飞机杆件的标定试验，其步骤如下：
S1、在试验台（1）上安装第二固定座（3）和第三固定座（4）；
S2、在第一固定座（2）上安装试验件（11），根据试验件（11）的长度调节第一固定座（2）与第二固定座（3）的间距，将第一固定座（2）与试验台（1）固定，并将试验件（11）与连接杆（6）一端相连；
S3、调节第三固定座（4）上液压作动器（7）的伸缩端的伸缩长度，将液压作动器（7）伸缩端与连接杆（6）另一端相连；
S4、启动液压作动器（7），液压作动器（7）通过伸缩端向试验件（11）施加载荷；
S5、收集实验数据和记录试验件（11）的变形情况。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210428712.8A CN114802805A (zh) | 2022-04-22 | 2022-04-22 | 一种飞机杆件标定试验约束装置及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210428712.8A CN114802805A (zh) | 2022-04-22 | 2022-04-22 | 一种飞机杆件标定试验约束装置及方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114802805A true CN114802805A (zh) | 2022-07-29 |
Family
ID=82506450
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210428712.8A Pending CN114802805A (zh) | 2022-04-22 | 2022-04-22 | 一种飞机杆件标定试验约束装置及方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114802805A (zh) |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103983446A (zh) * | 2014-05-23 | 2014-08-13 | 天润曲轴股份有限公司 | 曲轴弯曲疲劳试验标定装置 |
| CN105606452A (zh) * | 2016-03-04 | 2016-05-25 | 国机集团北京飞行强度研究所有限公司 | 飞机二力杆件外场载荷标定/强度试验便携装置 |
| CN206248437U (zh) * | 2016-12-15 | 2017-06-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种杆件拉压试验装置 |
| CN208270318U (zh) * | 2018-04-16 | 2018-12-21 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于结构压缩试验的加载装置 |
| CN110987422A (zh) * | 2019-12-25 | 2020-04-10 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机操纵系统动态疲劳试验的零组件松动检查方法 |
| CN111948026A (zh) * | 2020-08-31 | 2020-11-17 | 华南理工大学 | 一种带滑块的钢板局部屈曲试验装置及其试验方法 |
| CN112485135A (zh) * | 2020-10-30 | 2021-03-12 | 中国直升机设计研究所 | 一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法 |
-
2022
- 2022-04-22 CN CN202210428712.8A patent/CN114802805A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103983446A (zh) * | 2014-05-23 | 2014-08-13 | 天润曲轴股份有限公司 | 曲轴弯曲疲劳试验标定装置 |
| CN105606452A (zh) * | 2016-03-04 | 2016-05-25 | 国机集团北京飞行强度研究所有限公司 | 飞机二力杆件外场载荷标定/强度试验便携装置 |
| CN206248437U (zh) * | 2016-12-15 | 2017-06-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种杆件拉压试验装置 |
| CN208270318U (zh) * | 2018-04-16 | 2018-12-21 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于结构压缩试验的加载装置 |
| CN110987422A (zh) * | 2019-12-25 | 2020-04-10 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机操纵系统动态疲劳试验的零组件松动检查方法 |
| CN111948026A (zh) * | 2020-08-31 | 2020-11-17 | 华南理工大学 | 一种带滑块的钢板局部屈曲试验装置及其试验方法 |
| CN112485135A (zh) * | 2020-10-30 | 2021-03-12 | 中国直升机设计研究所 | 一种刚性旋翼复合材料长拉杆疲劳试验装置及验证方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 关维: "双向弹性杆结构设计及应用分析", 《机械工程师》, 10 October 2017 (2017-10-10), pages 56 - 61 * |
| 周长春: "航空关节轴承摩擦学性能研究现状及进展", 《中国民航飞行学院学报》, 25 February 2014 (2014-02-25), pages 162 - 167 * |
| 王君龙: "飞机主动驾驶杆机械结构与控制方案研究", 《优秀硕士论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》, 16 May 2009 (2009-05-16), pages 1 - 124 * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| AU2015320838B2 (en) | Trailer coupling comprising a sensor | |
| CN108106852B (zh) | 一种用于滚控发动机地面点火试验的法兰套筒试验架 | |
| CN114802805A (zh) | 一种飞机杆件标定试验约束装置及方法 | |
| CN111252266B (zh) | 一种飞机作动筒的机械锁在上锁状态的活动间隙检测装置 | |
| CN113790843A (zh) | 一种法兰连接螺栓松动在线监测方法 | |
| KR101015038B1 (ko) | 액추에이터용 시험장치 | |
| CN110987271B (zh) | 一种测量汽车悬架衬套连接处载荷的三分力传感器 | |
| CN104677228A (zh) | 一种变速箱悬置横梁检测装置 | |
| CN202928734U (zh) | 用于测量阻力伞阻力的测力系统 | |
| CN109556562A (zh) | 一种可重复使用的螺栓载荷传感器 | |
| CN204388744U (zh) | 一种变速箱悬置横梁检测装置 | |
| CN214372183U (zh) | 孔位检测结构及具有该孔位检测结构的检具 | |
| CN112659017A (zh) | 管路连接件轴向误差模拟装配装置及其测试方法 | |
| CN212539632U (zh) | 判断燃气轮机转子装配到位的工具及静态轴向加载工具 | |
| CN102175522B (zh) | 一种用于引伸计夹持的位移传递装置 | |
| CN217786529U (zh) | 一种民机翼根大尺寸壁板对接结构试验装置 | |
| CN219830159U (zh) | 一种推动式弹架分离测力装置 | |
| CN216132809U (zh) | 一种材料拉伸或疲劳试验设备的通用对中调心装置 | |
| CN216621704U (zh) | 一种注入头静载测试装置 | |
| CN207894732U (zh) | 一种蠕变变形测量系统 | |
| CN208921089U (zh) | 一种车间型自动三坐标测量机的xz垂直度调节结构 | |
| KR101640880B1 (ko) | 발전소의 전기제어반 방진을 위한 댐퍼의 성능 시험장치 | |
| CN118066962A (zh) | 一种面定位及轮廓度检测装置 | |
| CN219495918U (zh) | 一种耳片类零件疲劳试验加载总成装置 | |
| CN216246939U (zh) | 一种压接件保持力自动检测设备 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |