CN213516588U

CN213516588U - 一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置

Info

Publication number: CN213516588U
Application number: CN202022384664.6U
Authority: CN
Inventors: 张广鑫; 张发; 高丽敏; 李星; 张田; 冯娟
Original assignee: Commercial Aircraft Corp of China Ltd; Beijing Aeronautic Science and Technology Research Institute of COMAC
Current assignee: Commercial Aircraft Corp of China Ltd; Beijing Aeronautic Science and Technology Research Institute of COMAC
Priority date: 2020-10-23
Filing date: 2020-10-23
Publication date: 2021-06-22
Anticipated expiration: 2030-10-23

Abstract

一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，涉及飞机试验技术领域，包括：支撑模块、加载模块、连接模块和底座模块；所述底座模块包括通用底座和加强底座，所述通用底座为槽型梁结构，槽型梁缘条上开有螺栓连接孔；所述加强底座为板类结构，通过所述连接孔可活动的设在所述通用底座上方；所述支撑模块上端与飞机安定面后梁上的作动筒支撑接头铰接，下端通过所述连接模块与所述加载模块的上端对接，所述加载模块的下端与所述加强底座铰接。本实用新型旨在提出一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，通过筛选飞机安定面在整个飞行包线内所受的危险工况进行极限载荷试验，根据安定面疲劳载荷谱进行疲劳与损伤容限试验，为本型机的持续试飞提供试验支持。

Description

一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置

技术领域

本实用新型涉及飞机试验技术领域，具体涉及一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置。

背景技术

在飞机设计研发阶段，为考核其强度、疲劳与损伤容限及耐久性是否满足设计要求，需要采用静力试验、疲劳试验等相关手段进行试验验证。按考核部位和试验规模分为元件级试验、零件级试验、部件级试验和全机试验。操纵检查试验为部件级试验下一种，目前，国内对该区域结构的试验验证受研制成本及周期限制，均采用截取该区域边界内的部分结构单独进行零件级试验，本实用新型提出的解决方案可在部件级疲劳或静力试验后，利用部件级试验件开展试验验证，既可保证试验加载的精确性，同时又能节约单独规划零件级试验的成本。

实用新型内容

有鉴于此，本实用新型旨在提出一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，通过筛选飞机安定面在整个飞行包线内所受的危险工况进行极限载荷试验，根据安定面疲劳载荷谱进行疲劳与损伤容限试验。对本型机安定面的疲劳与损伤容限性能进行摸底，对结构的极限承载能力进行摸底，为本型机的持续试飞提供试验支持。

本实用新型提供了一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，包括：支撑模块、加载模块、连接模块和底座模块；

所述底座模块包括通用底座和加强底座，所述通用底座为槽型梁结构，槽型梁缘条上方开有多个第一连接孔；所述加强底座可活动的设在所述通用底座上方，所述加强底座底部开有多个第二连接孔；每个所述第二连接孔与每个所述第一连接孔上下垂直对应；

所述支撑模块上端与飞机安定面后梁上的作动筒支撑接头铰接，下端通过所述连接模块与所述加载模块的上端对接，所述加载模块的下端与所述加强底座铰接。

进一步的，所述支撑模块包括单耳接头杆、抗剪螺栓和防松螺母；

所述单耳接头杆的一端设有单耳片，另一端设有座板；

所述抗剪螺栓穿过所述单耳片与所述防松螺母相配合，使所述单耳片与安定面后梁上的作动筒支撑接头铰接；

所述防松螺母上设有保险销，所述保险销用于防止所述防松螺母发生转动。

进一步的，所述单耳片内部设有关节轴承，所述关节轴承用于释放单耳接头杆的三轴转动自由度。

进一步的，所述单耳片两侧设有限位垫片，所述垫片用于限制所述单耳接头杆沿着所述抗剪螺栓轴向的滑动位移量与偏转角度。

进一步的，所述加载模块包括作动筒和螺纹接头杆；

所述螺纹接头杆的一端设有外螺纹，另一端设有座板；

所述作动筒的上端为内螺纹孔，与所述螺纹接头杆的外螺纹相配合；

所述作动筒的下端与加强底座铰接。

进一步的，作动筒加载方向与安定面后梁腹板平面呈20°～23°。

进一步的，不同吨位的作动筒沿机翼展项依次排列。

进一步的，采用3t作动筒与安定面后梁沿展向外侧的多个作动筒支撑接头；采用2t作动筒对安定面后梁位置内侧的作动筒支撑接头进行单独加载。

进一步的，所述连接模块为平板结构，包括至少一个连接板，单耳接头杆的座板和螺纹接头杆的座板通过所述连接板对接。

进一步的，所述连接板表面开有圆形和/或长圆形螺栓孔用于释放装配容差。

相对于现有技术，本实用新型所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置具有如下优势：

本实用新型设计了对拉接头形式的加载工装，通过调节通用底座和加强底座的位置与高度，可保证加载位置的可调性，保证作动筒加载方向与安定面后梁腹板所成角度的精确性，即可保证作动筒支撑接头受力方向的准确性；同时，应用螺纹杆接头与作动筒杆接头组成螺纹连接，进一步解决了因作动筒长度尺寸不足对试验加载的限制，并且螺纹连接也进一步的保证了加载装置与作动筒的同轴度。其中，因受载接头在此工况下所受载荷不同，作动筒吨位的大小影响试验加载精度，采用不同吨位作动筒进行单点加载或合并加载同为该装置可实现的技术优势。以上技术方案可实现对飞机操纵检查工况的有效加载，对本型机安定面盒段后梁支撑接头区域的疲劳与损伤容限性能进行摸底，为本型机的虚拟仿真结果进行验证，为本型机的持续试飞提供试验支持。

附图说明

说明书附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本实用新型的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。

在附图中：

图1是本实用新型所述的连接单元安装示意图；

图2是本实用新型所述的单耳接头杆示意图；

图3是本实用新型所述的螺纹接头杆示意图；

图4是本实用新型所述的连接板结构示意图；

图5是本实用新型所述的接头螺栓连接示意图；

图6是本实用新型所述的接头螺栓连接剖面；

图7是本实用新型总体安装示意图。

其中，1-单耳接头杆；2-螺纹接头杆；3-连接板；4-作动筒；41-3t作动筒；42-2t作动筒；5-加强底座；6-通用底座；7-抗剪螺栓；8-防松螺母；9-保险销；10-关节轴承；11-垫片；12-地脚螺栓；13-作动筒支撑接头。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本公开相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本公开的一些方面相一致的装置和方法的例子。

本公开的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本公开的实施例例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

多个，包括两个或者两个以上。

和/或，应当理解，对于本公开中使用的术语“和/或”，其仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系。例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。

如图1～图7所示，本实用新型实施方式提供了一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，包括单耳接头杆1、螺纹接头杆2、连接板3、作动筒4、加强底座5、通用底座6、抗剪螺栓7、防松螺母8、保险销9、关节轴承10、垫片11、地脚螺栓12。

如图1、图2、图3所示，所述单耳接头杆1一端为单耳片，用于连接作动筒支撑接头13；耳片内装有所述关节轴承10，释放X、Y、Z三个方向转动自由度，防止加载过程中，由于试验件的变形，导致所述单耳接头杆1与所述作动筒支撑接头13卡滞；所述单耳接头杆1另一端焊接底座，用于与螺纹接头杆2连接。

如图1、图5、图6所示，所述抗剪螺栓7、防松螺母8、保险销9、关节轴承10、垫片11用于连接所述单耳接头杆1与所述作动筒支撑接头13。所述垫片11布置于单耳接头杆1耳片两侧，限制所述单耳接头杆1沿着所述抗剪螺栓7轴向的滑动位移量或偏转角度。

如图1、图4所示，所述连接板3为平板类结构，开有圆形和/或长圆形螺栓孔，能够释放装配容差，用于连接单耳接头杆1和螺纹接头杆2。

如图7所示，所述作动筒4下端配有铰接支座，用于调整加载角度，连接加强底座5；作动筒4上端为内螺纹孔，与螺纹接头杆2连接。

所述通用底座6为焊接类槽型梁，槽型梁缘条上开有第一连接孔，用于连接加强底座5，所述通用底座6通过所述地脚螺栓12固定于地面。

所述加强底座5可活动的设在所述通用底座6上方，所述加强底座5底部开有第二连接孔；所述第二连接孔与所述第一连接孔上下垂直对应；

作为本实用新型的一个实施例，所述第一连接孔为长圆形连接孔，所述第二连接孔为圆形连接孔；

作为本实用新型的另一实施例，所述第一连接孔为圆形连接孔，所述第二连接孔为长圆形连接孔。

通过上述布置，根据安定面后梁三个作动筒支撑接头的分载结果，采用吨位为3t的3t作动筒41对安定后梁沿展向外侧的两个作动筒支撑接头进行合缸加载；采用吨位为2t的2t作动筒42对安定面后梁位置内侧的作动筒支撑接头进行单独加载。

优选的是，通过调节所述通用底座6和加强底座5的位置与高度，保证作动筒4加载方向与安定面后梁腹板平面呈21.4°。

一种飞机安定面操纵载荷试验加载方法，应用上述加载装置，具体包括：

S1：根据安定面的型号尺寸确定加强底座的位置；

S2：将螺纹接头杆与作动筒连接；将单耳接头杆与安定面的后梁连接；

S3：通过连接板将螺纹接头杆与单耳接头杆对接；

S4：通过加强底座精确调节试验加载角度；

S5：基于载荷谱控制作动筒以完成对安定面的加载。

需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。

上述本实用新型实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。

上面结合附图对本实用新型的实施例进行了描述，但是本实用新型并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本实用新型的启示下，在不脱离本实用新型宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本实用新型的保护之内。

Claims

1.一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，包括：支撑模块、加载模块、连接模块和底座模块；

2.根据权利要求1所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，所述支撑模块包括单耳接头杆、抗剪螺栓和防松螺母；

所述单耳接头杆的一端设有单耳片，另一端设有座板；

3.根据权利要求2所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，所述单耳片内部设有关节轴承，所述关节轴承用于释放单耳接头杆的三轴转动自由度。

4.根据权利要求2所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，所述单耳片两侧设有限位垫片，所述垫片用于限制所述单耳接头杆沿着所述抗剪螺栓轴向的滑动位移量与偏转角度。

5.根据权利要求1所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，所述加载模块包括作动筒和螺纹接头杆；

所述螺纹接头杆的一端设有外螺纹，另一端设有座板；

所述作动筒的下端与加强底座铰接。

6.根据权利要求5所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，作动筒加载方向与安定面后梁腹板平面呈20°～23°。

7.根据权利要求5所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，不同吨位的作动筒沿机翼展项依次排列。

8.根据权利要求7所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，采用3t作动筒与安定面后梁沿展向外侧的多个作动筒支撑接头；采用2t作动筒对安定面后梁位置内侧的作动筒支撑接头进行单独加载。

9.根据权利要求1所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，所述连接模块为平板结构，包括至少一个连接板，单耳接头杆的座板和螺纹接头杆的座板通过所述连接板对接。

10.根据权利要求9所述的一种飞机安定面操纵载荷试验加载装置，其特征在于，所述连接板表面开有圆形和/或长圆形螺栓孔用于释放装配容差。