CN211855795U - 一种机翼试验用夹具 - Google Patents
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Abstract
本申请属于机翼试验技术领域，涉及一种机翼试验用夹具，包括底板(1)、顶板(2)、支撑杆(3)及夹持件(7)，顶板(2)的一端设置有第一通孔，另一端设置有第二通孔，支撑杆(3)的一端通过销轴(8)连接在所述顶板(2)的第一通孔处，支撑杆(3)的另一端轴向连接有一螺杆(4)，底板(1)可拆卸连接在所述螺杆(4)上，顶板(2)的第二通孔为螺纹孔，并螺接有调节杆(6)，调节杆(6)的朝向底板(1)的一端可拆卸连接有夹持件(7)，夹持件(7)具有适配所述机翼外形的弧形面，机翼结构件安装在夹持件(7)与底板(1)之间。本申请通过夹具上的具有多个自由度的夹持件对机翼进行夹持，能够快速对机翼进行固定。
Description
技术领域
本申请属于机翼试验技术领域，特别涉及一种机翼试验用夹具。
背景技术
静强度试验是飞行器结构试验内容之一，以此研究和验证飞行器结构强度与断裂性能，而在进行静强度试验前需将飞行器通过试验夹具固定，现有技术中，一般采用螺钉-凸台压紧和使用压板压紧两种方式进行零件装夹固定，但是对于复杂结构的机翼零件，在零件周围设置凸台使用螺钉压紧的方式不易调节，并有可能引起试验工具干涉，零件结构夹持困难。
实用新型内容
为解决上述问题，本申请提供了一种机翼试验用夹具，用于对机翼试验件进行夹紧。
本申请机翼试验用夹具包括底板、顶板、支撑杆及夹持件，所述顶板的一端设置有第一通孔，另一端设置有第二通孔，所述支撑杆的一端通过销轴连接在所述顶板的第一通孔处，支撑杆的另一端轴向连接有一螺杆，所述底板可拆卸连接在所述螺杆上，所述顶板的第二通孔为螺纹孔，并螺接有调节杆，所述调节杆的朝向所述底板的一端可拆卸连接有所述夹持件，所述夹持件具有适配所述机翼外形的弧形面，机翼结构件安装在所述夹持件与所述底板之间。
优选的是，所述顶板的第一通孔为条形孔，所述支撑杆的一端伸入所述条形孔内，并与所述条形孔间隙配合，所述顶板相对于所述支撑杆能够绕所述销轴在一定范围内转动。
优选的是，所述底板通过板面两侧的螺母固定在所述螺杆上。
优选的是，所述夹持件包括压接板及固定杆，所述固定杆与所述调节杆可拆卸连接。
优选的是，所述调节杆的一端设置有盲孔，所述盲孔内设置有内螺纹，所述夹持件的固定杆具有外螺纹，以螺接在所述调节杆的盲孔内。
优选的是，所述压接板与固定杆之间通过支撑板进行支撑连接。
优选的是，所述调节杆的一端设置有六角螺母。
优选的是，多个所述机翼试验用夹具通过螺杆固定在试验台上。
本申请通过安装在试验台上的多个夹具对机翼进行夹紧，通过夹具上的具有多个自由度的夹持件对机翼进行夹持，能够快速对机翼进行固定。
附图说明
图1是本申请机翼试验用夹具结构示意图。
图2是本申请图1所示实施例的夹持件结构示意图。
其中，1-底板，2-顶板，3-支撑杆，4-螺杆，5-螺母，6-调节杆，7- 夹持件，71-压接板，72-固定杆，73-支撑板，8-销轴。
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方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，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方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提出了一种机翼试验用夹具，用于对机翼进行夹持，如图1所示，所述夹具包括底板1、顶板2、支撑杆3及夹持件7，所述顶板2的一端设置有第一通孔，另一端设置有第二通孔，所述支撑杆3的一端通过销轴 8连接在所述顶板2的第一通孔处，支撑杆3的另一端轴向连接有一螺杆4，所述底板1可拆卸连接在所述螺杆4上，所述顶板2的第二通孔为螺纹孔，并螺接有调节杆6，所述调节杆6的朝向所述底板1的一端可拆卸连接有所述夹持件7，所述夹持件7具有适配所述机翼外形的弧形面，机翼结构件安装在所述夹持件7与所述底板1之间。
在一些可选实施方式中，多个所述机翼试验用夹具通过螺杆4固定在试验台上。
将需要压紧的零件置于试验台上，然后根据零件实际规定需求，使用本实施例提供的夹具将零件的底面置于底板1上，并通过顶板上的调节杆6调节夹持件7压紧在零件的顶面，从而夹紧零件。
具体固定时，将需要固定的零件进行人工扶持，调节底板1的高度，以使底板1贴紧在零件的底面，通过旋转调节杆6，使得位于调节杆6下端的夹持件向下移动，以贴合到零件的顶面，多个夹具在不同位置夹持零件，由于夹持件为与机翼零件外型相近的弧形结构，多个夹具共同夹持时，有利于机翼零件的紧固，同时有利于保持机翼零件的受力均匀。
在一些可选实施方式中，如图1所示，所述顶板2的第一通孔为条形孔，所述支撑杆3的一端伸入所述条形孔内，并与所述条形孔间隙配合，所述顶板2相对于所述支撑杆3能够绕所述销轴8在一定范围内转动。
顶板2设置有条形孔是方便顶板的安装调节杆的一端能够在竖直面内相对转动，可以理解的是，顶板绕销轴8的转动是有限制的，在进行机翼零件夹持时，本实施例的顶板2将处于倾斜状态，力传递方向为机翼- 夹持件7-调节杆6-顶板2-支撑杆3，顶板2自条形孔侧壁与支撑杆3的接触处向支撑杆传力。
应当理解的是，本实施例将顶板2设置为具有竖直平面的自由度，是考虑到夹持件7与机翼表面的贴合程度，在某些情况下，当夹持件7贴合至机翼表面时，顶板2具有相对于水平面(试验台)不同程度的倾斜，此时，可以在条形孔中加入楔形块以使得顶板2与支撑杆3相对固定。
在一些可选实施方式中，所述底板1通过板面两侧的螺母5固定在所述螺杆4上。
在一些可选实施方式中，如图2所示，所述夹持件7包括压接板71及固定杆72，所述固定杆72与所述调节杆6可拆卸连接。
在一些可选实施方式中，所述调节杆的一端设置有盲孔，所述盲孔内设置有内螺纹，所述夹持件7的固定杆72具有外螺纹，以螺接在所述调节杆6的盲孔内。
本实施例中，夹持件7为可替换件，可以根据机翼形状进行适配设计，不同机翼夹持点处可以采用不同形状的夹持件。
在一些可选实施方式中，所述压接板71与固定杆72之间通过支撑板73进行支撑连接。
在一些可选实施方式中，所述调节杆6的一端设置有六角螺母。本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定调节杆6的结构，如图1所示，所述调节杆6上部还设置有置于顶板2上部的六边形螺母。在调节杆6上部设置六边形螺母，方便使用扳手对调节杆6进行旋拧，使得操作更为便捷，且旋拧的力矩更大，实现更为稳固的固定。
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)
1.一种机翼试验用夹具，其特征在于，包括底板(1)、顶板(2)、支撑杆(3)及夹持件(7)，所述顶板(2)的一端设置有第一通孔，另一端设置有第二通孔，所述支撑杆(3)的一端通过销轴(8)连接在所述顶板(2)的第一通孔处，支撑杆(3)的另一端轴向连接有一螺杆(4)，所述底板(1)可拆卸连接在所述螺杆(4)上，所述顶板(2)的第二通孔为螺纹孔，并螺接有调节杆(6)，所述调节杆(6)的朝向所述底板(1)的一端可拆卸连接有所述夹持件(7)，所述夹持件(7)具有适配所述机翼外形的弧形面，机翼结构件安装在所述夹持件(7)与所述底板(1)之间。
2.如权利要求1所述的机翼试验用夹具，其特征在于，所述顶板(2)的第一通孔为条形孔，所述支撑杆(3)的一端伸入所述条形孔内，并与所述条形孔间隙配合，所述顶板(2)相对于所述支撑杆(3)能够绕所述销轴(8)在一定范围内转动。
3.如权利要求1所述的机翼试验用夹具，其特征在于，所述底板(1)通过板面两侧的螺母(5)固定在所述螺杆(4)上。
4.如权利要求1所述的机翼试验用夹具，其特征在于，所述夹持件(7)包括压接板(71)及固定杆(72)，所述固定杆(72)与所述调节杆(6)可拆卸连接。
5.如权利要求4所述的机翼试验用夹具，其特征在于，所述调节杆的一端设置有盲孔，所述盲孔内设置有内螺纹，所述夹持件(7)的固定杆(72)具有外螺纹，以螺接在所述调节杆(6)的盲孔内。
6.如权利要求4所述的机翼试验用夹具，其特征在于，所述压接板(71)与固定杆(72)之间通过支撑板(73)进行支撑连接。
7.如权利要求1所述的机翼试验用夹具，其特征在于，所述调节杆(6)的一端设置有六角螺母。
8.如权利要求1所述的机翼试验用夹具，其特征在于，多个所述机翼试验用夹具通过螺杆(4)固定在试验台上。
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| CN202020152953.0U CN211855795U (zh) | 2020-02-05 | 2020-02-05 | 一种机翼试验用夹具 |
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Publications (1)
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Family Applications (1)
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| CN202020152953.0U Active CN211855795U (zh) | 2020-02-05 | 2020-02-05 | 一种机翼试验用夹具 |
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| CN (1) | CN211855795U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112407327A (zh) * | 2020-11-20 | 2021-02-26 | 中国直升机设计研究所 | 一种自适应中机身支撑装置 |
| CN113945315A (zh) * | 2021-10-18 | 2022-01-18 | 中国飞机强度研究所 | 一种民机舱门的旋转式手柄开关力测量装置 |
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2020
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Cited By (3)
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| CN112407327A (zh) * | 2020-11-20 | 2021-02-26 | 中国直升机设计研究所 | 一种自适应中机身支撑装置 |
| CN113945315A (zh) * | 2021-10-18 | 2022-01-18 | 中国飞机强度研究所 | 一种民机舱门的旋转式手柄开关力测量装置 |
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