CN117104526A - 一种轻型飞机前机身静力试验支持装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种轻型飞机前机身静力试验支持装置，涉及飞机静力试验领域，其包括第一支座、支撑构件和第二支座，所述第一支座的上方设置有可拆解的环形结构；所述支撑构件的数量为多个且呈环形布置在所述环形结构中，所述支撑构件包括第一伸缩驱动件，所述第一伸缩驱动件的外端与环形结构连接，内端与限位块铰接；所述第二支座上设置有四个螺柱，同一侧的两个所述螺柱上设置有上夹体和下夹体，所述上夹体的上方以及下夹体的下方均设置有限位螺母，所述限位螺母螺纹连接在所述螺柱上。本发明支持装置的兼容通用性高，可很好的对后机身形成稳定支持，能有效降低试验成本。
Description
技术领域
本发明涉及飞机静力试验领域，尤其涉及一种轻型飞机前机身静力试验支持装置。
背景技术
飞机静强度试验又称为静力试验，主要对飞机结构性能进行检测，是飞机定型的一个重要环节。飞机进行静强度试验时，需要将飞机固定支持，特别是飞机支持位置处尽量远离静强度试验区，以保证静力试验的精度。
对于轻型飞机来说，由于飞机载荷量级小，常规起落架三点支持方式，对前机身强度试验影响较大，现有技术中申请号为CN201010114217.7的中国发明专利公开了一种轻型飞机前机身静力试验支持方法，该方法通过在机身尾部设置试验支持装置，使前机身处于悬空状态，有效的提高前机身静力试验的精度，但是该方法中用于固定机身尾部的支持装置采用卡箍形式，所用卡箍的形状和尺寸需要与所设置部位的机身相匹配，以更好的紧固支持飞机。
但是，在具体试验操作时，需根据实际轻型飞机情况，对后机身处的卡箍位置可以作相应调整，这就导致同一试验型号的飞机需要多个相应的卡箍；并且，试验飞机型号变化时，还需要依据新的机身从新制作卡箍。
发明内容
本发明的目的是提供一种轻型飞机前机身静力试验支持装置，解决现有技术中的试验支持装置通用兼容性偏低的问题。
本发明采用如下技术方案：
本发明提供了一种轻型飞机前机身静力试验支持装置，包括；
第一支座，所述第一支座的上方设置有可拆解的环形结构，
支撑构件，所述支撑构件的数量为多个且呈环形布置在所述环形结构中，所述支撑构件包括第一伸缩驱动件，所述第一伸缩驱动件的外端与环形结构连接，内端与限位块铰接；
第二支座，所述第二支座上设置有四个螺柱，同一侧的两个所述螺柱上设置有上夹体和下夹体，所述上夹体的上方以及下夹体的下方均设置有限位螺母，所述限位螺母螺纹连接在所述螺柱上。
优选地，所述第一支座的底部设置有两条并排的滑轨，所述第一支座的底部滑动连接在所述滑轨上。
优选地，所述两条滑轨之间设置有第二伸缩驱动件，所述第二伸缩驱动件的一端与地面铰接，另一端与所述第一支座铰接。
优选地，还包括第三支座，所述第三支座的上方设置有升降座，所述升降座的顶部设置有承托胶块，所述升降座的四周设置有竖直布置的第三伸缩驱动件，第三伸缩驱动件上端与所述升降座连接，下端与所述第三支座连接。
优选地，所述第三支座滑动连接在所述滑轨上，
优选地，两个所述上夹体之间设置有辅压装置，所述辅压装置包括连接座，所述连接座的两端连接在两侧的所述螺柱上，所述连接座上设置有第四伸缩驱动件，所述第四伸缩驱动件的伸缩端向下，且连接有压板。
优选地，所述上夹体和下夹体的夹持面均为弧形面。
优选地，所述环形结构包括上环架和下环架，所述下环架固定连接在所述第一支座上，所述上环架和下环架的端部通过螺栓组件固定在一起。
优选地，所述上环架和下环架均为半圆形。
与现有技术相比，本发明的有益技术效果：
本发明支持装置的兼容通用性高，可很好的对后机身形成稳定支持，能有效降低试验成本。
附图说明
下面结合附图说明对本发明作进一步说明。
图1为本发明实施例中轻型飞机前机身静力试验支持装置的结构示意图；
图2为本发明实施例中轻型飞机前机身静力试验支持装置的侧视示意图；
图3为本发明实施例中上夹体与下夹体的安装示意图；
图4为本发明实施例中辅压装置的结构示意图。
附图标记说明：1、第一支座；2、环形结构；201、上环架；202、下环架；3、支撑构件；301、第一伸缩驱动件；302、限位块；303、支撑导滑杆；4、第二支座；5、螺柱；6、上夹体；7、下夹体；8、限位螺母；9、滑轨；10、第二伸缩驱动件；11、第三支座；1101、升降座；1102、承托胶块；1103、第三伸缩驱动件；12、辅压装置；1201、连接座；1202、四伸缩驱动件；1203、压板；
具体实施方式
为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。
如图1至3所示，本实施例中公开了一种轻型飞机前机身静力试验支持装置，包括第一支座1和第二支座4，第一支座1和第二支座4依次前后布置。
第一支座1的上方设置有可拆解的环形结构2，本实施例中的环形结构2包括上环架201和下环架202，下环架202固定连接在第一支座1上，上环架201和下环架202的端部通过螺栓组件固定在一起。环架201和下环架202均为半圆形。
环形结构2中设置有多个支撑构件3，支撑构件3呈放射状布置。各支撑构件3互相配合共同加持后机身位置。支撑构件3包括第一伸缩驱动件301，第一伸缩驱动件301的外端与环形结构2连接，内端与限位块302铰接。第一伸缩驱动件301在驱动限位块302靠近机身位置时，限位块302能很好的与机身接触位置贴合并对机身形成支持。在具体试验操作时，需根据实际轻型飞机情况，各支撑构件3配合对后机身处可以作相应调整，与所设置部位机身相匹配，以更好的紧固支持飞机。支撑构件3对机身不同位置的支持具有一定的通用性，同时对不同型号的试验飞机也具有一定通用性。
第二支座4布置在机尾端，第二支座4上设置有四个螺柱5，同一侧的两个螺柱5上设置有上夹体6和下夹体7，上夹体6和下夹体7配合将机尾处的水平尾翼，上夹体6和下夹体7的夹持面均为弧形面。在安装上夹体6和下夹体7时，需提前将机尾处的垂直尾翼拆除。上夹体6的上方以及下夹体7的下方均设置有限位螺母8，限位螺母8螺纹连接在螺柱5上。旋转限位螺母8可对上夹体6和下夹体7进行限位。
为了便于对后机身处的支持位置作相应调整，本实施例中，在第一支座1的底部铺设有两条并排的滑轨9，第一支座1的底部导轨滑块结构滑动卡接在滑轨9上。本实施例中，第一支座1的移动由第二伸缩驱动件10驱动，具体来说，两条滑轨9之间设置有第二伸缩驱动件10，第二伸缩驱动件10的一端与地面铰接，另一端与第一支座1铰接。
当第一支座1的支持位置调整时，机头位置需要进行临时支撑，因此本实施例中还增设了第三支座11，第三支座11的上方设置有升降座1101，升降座1101的顶部设置有承托胶块1102，升降座1101的四周设置有竖直布置的第三伸缩驱动件1103，第三伸缩驱动件1103上端与升降座1101连接，下端与第三支座11连接。本实施例中，第三支座11也滑动连接在滑轨9上。
为了进一步的提升机尾的稳定性，以便降低对水平尾翼的作用力，本实施例中，如图1和4所示，在两个上夹体6之间设置有辅压装置12，辅压装置12包括连接座1201，连接座1201的两端的预留孔分别连接在两侧的螺柱5上。螺柱5上在连接座1201的上方设置有限位螺母，限位螺母抵压在连接座1201上。在连接座1201上设置有第四伸缩驱动件1202，第四伸缩驱动件1202的伸缩端向下，且连接有压板1203，压板1203抵在机尾位置。本实施例中，连接座1201连接在后方的两个螺柱5上。
本实施例中，第一伸缩驱动件301、第二伸缩驱动件10、第三伸缩驱动件1103均采用液压缸，液压缸由液压系统控制。
以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。
Claims (9)
1.一种轻型飞机前机身静力试验支持装置，其特征在于，包括；
第一支座(1)，所述第一支座(1)的上方设置有可拆解的环形结构(2)，
支撑构件(3)，所述支撑构件(3)的数量为多个且呈环形布置在所述环形结构(2)中，所述支撑构件(3)包括第一伸缩驱动件(301)，所述第一伸缩驱动件(301)的外端与环形结构(2)连接，内端与限位块(302)铰接；
第二支座(4)，所述第二支座(4)上设置有四个螺柱(5)，同一侧的两个所述螺柱(5)上设置有上夹体(6)和下夹体(7)，所述上夹体(6)的上方以及下夹体(7)的下方均设置有限位螺母(8)，所述限位螺母(8)螺纹连接在所述螺柱(5)上。
2.根据权利要求1所述的轻型飞机前机身静力试验支持装置，其特征在于：所述第一支座(1)的底部设置有两条并排的滑轨(9)，所述第一支座(1)的底部滑动连接在所述滑轨(9)上。
3.根据权利要求2所述的轻型飞机前机身静力试验支持装置，其特征在于：所述两条滑轨(9)之间设置有第二伸缩驱动件(10)，所述第二伸缩驱动件(10)的一端与地面铰接，另一端与所述第一支座(1)铰接。
4.根据权利要求2所述的轻型飞机前机身静力试验支持装置，其特征在于：还包括第三支座(11)，所述第三支座(11)的上方设置有升降座(1101)，所述升降座(1101)的顶部设置有承托胶块(1102)，所述升降座(1101)的四周设置有竖直布置的第三伸缩驱动件(1103)，第三伸缩驱动件(1103)上端与所述升降座(1101)连接，下端与所述第三支座(11)连接。
5.根据权利要求4所述的轻型飞机前机身静力试验支持装置，其特征在于：所述第三支座(11)滑动连接在所述滑轨(9)上。
6.根据权利要求1所述的轻型飞机前机身静力试验支持装置，其特征在于：两个所述上夹体(6)之间设置有辅压装置(12)，所述辅压装置(12)包括连接座(1201)，所述连接座(1201)的两端连接在两侧的所述螺柱(5)上，所述连接座(1201)上设置有第四伸缩驱动件(1202)，所述第四伸缩驱动件(1202)的伸缩端向下，且连接有压板(1203)。
7.根据权利要求1所述的轻型飞机前机身静力试验支持装置，其特征在于：所述上夹体(6)和下夹体(7)的夹持面均为弧形面。
8.根据权利要求1所述的轻型飞机前机身静力试验支持装置，其特征在于：所述环形结构(2)包括上环架(201)和下环架(202)，所述下环架(202)固定连接在所述第一支座(1)上，所述上环架(201)和下环架(202)的端部通过螺栓组件固定在一起。
9.根据权利要求8所述的轻型飞机前机身静力试验支持装置，其特征在于：所述上环架(201)和下环架(202)均为半圆形。
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