CN218725245U - 一种飞行器固定翼静力加载试验装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种飞行器固定翼静力加载试验装置，具体涉及静力加载试验设备领域，包括有底座、龙门支架、加力杆、承力杆、力传感器、固定螺栓、固定螺杆、加载工位、上下支撑挡块、底部托架。底座和龙门支架为焊接结构架，加力杆、承力杆、力传感器用来产生和传递加载力，加载工位放置有待加载飞行器固定翼，固定螺栓、固定螺杆、上下支撑挡块和底部托架起到固定和支撑作用。通过旋转加力杆产生向下位移，致使力传感器发生弹性形变达到为待加载飞行器固定翼加载的目的。本实用新型能够实现对飞行器固定翼的连续静力加载，研究飞行器固定翼和固定翼座的形状变化；相比于常用的加载方式，本实用新型整体结构简单、加载过程安全、稳定性好。

Description

一种飞行器固定翼静力加载试验装置

技术领域

本实用新型涉及静力加载试验设备领域，尤其涉及一种飞行器固定翼静力加载试验装置。

背景技术

飞行器在飞行过程中，其固定翼起到助飞和稳定作用，由于飞行器固定翼的结构特殊性，导致飞行器固定翼和固定翼底座承受较大的力和力矩，易出现形变、失效或断裂等现象，因此要对飞行器固定翼进行静力加载试验；目前，关于静力加载试验的装置很多，均是为特定的目的而设计，加载力多采用电机驱动或配重块来实现，或结构复杂或存在安全隐患，为了提高试验效率和可靠性，本申请针对一种飞行器固定翼静力加载提出了一种解决方案，利用螺纹旋转进给结构实现力的加载，并通过龙门结构来承受加载时带来的反作用力，整体结构简单、安全、易于操作。

实用新型内容

目的：本实用新型的目的是提供一种飞行器固定翼静力加载试验的装置，整体结构简单，过程安全可靠。

技术方案：本实用新型所述的一种飞行器固定翼静力加载试验装置，包括底座，所述底座上依次设置龙门支架，所述龙门支架上设置加力杆，所述加力杆下面设置承力杆，所述承力杆下面设置力传感器，所述力传感器下面设置固定螺栓、固定螺杆和加载工位，所述固定螺杆上面设置上下支撑挡块，所述加载工位下面设置若干个底部托架。

作为优选，所述底座包括有若干个标准矩形钢管、若干个底座连接块、若干个托架固定板、若干个底部垫板，所述底座连接块上加工有与标准件螺栓配对的内螺纹，所述托架固定板加工有与标准件螺栓配对的腰形孔，所述若干个标准矩形钢管、所述若干个底座连接块、所述若干个托架固定板、所述若干个底部垫板焊接成一体，形成所述底座，对整个试验装置起到支撑作用。

作为优选，所述龙门支架包括有若干个标准矩形钢管、若干个龙门连接块、顶部压块，所述其中一个标准矩形钢管一端加工有与标准件螺栓配对的通孔，另一端加工有比配对标准件螺栓直径稍大的通孔，所述若干个龙门连接块加工有与标准件螺栓配对的通孔，所述顶部压块加工有与标准件螺栓配对的内螺纹，所述若干个标准矩形钢管、所述若干个龙门连接块、所述顶部压块焊接成一体，形成所述龙门支架，对整个试验装置起到固定和承载作用。

作为优选，所述加力杆杆部加工有与所述顶部压块配对的外螺纹，所述承力杆顶部为凹槽，杆部加工有与所述力传感器内螺纹配对的外螺纹，所述力传感器上下两端均带有内螺纹，所述固定螺栓带有与所述力传感器内螺纹配对的外螺纹，所述固定螺杆带有外螺纹，所述上下支撑挡块加工有与所述固定螺杆外螺纹配对的通孔，所述若干个底部托架加工有与标准件螺栓配对的腰形孔，腰形孔用来调整安装位置。

作为优选，所述底座连接块与所述龙门连接块通过标准件螺栓连接，以此将所述底座与所述龙门支架固连；所述加力杆穿过所述顶部压块和所述标准矩形钢管通孔进入所述承力杆顶部凹槽内，所述加力杆端部与所述承力杆顶部凹槽内平面接触，所述承力杆通过螺纹与所述力传感器一端连接，所述力传感器通过另一端螺纹与所述固定螺栓连接；旋转所述加力杆可以产生向下位移，通过所述承力杆的传递，致使所述力传感器发生弹性形变产生加载力，由此通过旋转所述加力杆，并通过所述承力杆、所述力传感器和所述固定螺栓的传递，达到为所述加载工位试件进行加载的目的，当连续旋转所述加力杆时，可以使加载力连接增加；所述固定螺杆上端通过所述上下支撑挡块与所述龙门支架连接，所述若干个底部托架通过标准件螺栓与所述若干个托架固定板连接，所述固定螺杆、所述若干个底部托架对所述加载工位试件起到固定和支撑作用。

与现有技术相比，本实用新型至少可实现如下有益效果之一：

1、多处采用标准件及标准型材，制备容易，工艺成熟。

2、设置多处连接位置可调，可适应一定范围内不同点位置加载。

3、可以实现静力的连续逐级加载，结构简单，稳定性好。

附图说明

图1为本实用新型提供的一种飞行器固定翼静力加载试验装置结构示意图；

图2为本实用新型提供的底座整体焊接结构示意图；

图3为本实用新型提供的龙门支架整体焊接结构示意图；

图4为本实用新型飞行器固定翼静力加载实例示意图。

附图标记：

1-底座；2-龙门支架；3-加力杆；4-承力杆；5-力传感器；6-固定螺栓；7-固定螺杆；8-加载工位；9-上下支撑挡块；10-底部托架；11-底座连接块；12-托架固定板；13-底部垫板；21-龙门连接块；22-顶部压块；81-待加载飞行器固定翼；82-固定翼座；83-飞行器本体；84-另一侧固定翼。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的实施例。虽然附图中显示了本公开的实施例，然而应该理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了使本公开更加透彻和完整，并且能够将本公开的范围完整地传达给本领域的技术人员。

如图1所示，一种飞行器固定翼静力加载试验装置包括底座1，底座1上依次设置龙门支架2，龙门支架2上设置加力杆3，加力杆3下面设置承力杆4，承力杆4下面设置力传感器5，力传感器5下面设置固定螺栓6、固定螺杆7和加载工位8，固定螺杆7上面设置上下支撑挡块9，加载工位8下面设置底部托架10。

如图2所示，底座1包括有若干个标准矩形钢管、若干个底座连接块11、若干个托架固定板12、若干个底部垫板13；底座连接块11上加工有与标准件螺栓配对的内螺纹；标准矩形钢管、底座连接块11、托架固定板12、底部垫板13焊接成一体，形成底座1。

如图3所示，龙门支架2包括有若干个标准矩形钢管、若干个龙门连接块21、顶部压块22；其中一个所述的标准矩形钢管一端加工有与标准件螺栓配对的通孔，另一端加工有比配对标准件螺栓直径稍大的通孔，龙门连接块21加工有与标准件螺栓配对的通孔，顶部压块22加工有与标准件螺栓配对的内螺纹，标准矩形钢管、龙门连接块21、顶部压块22焊接成一体，形成龙门支架2。

如图1所示，加力杆3杆部加工有与顶部压块22配对的外螺纹，承力杆4顶部为凹槽，杆部加工有与力传感器5内螺纹配对的外螺纹，力传感器5上下两端均带有内螺纹，固定螺栓7带有与力传感器5内螺纹配对的外螺纹，固定螺杆6带有外螺纹，上下支撑挡块9加工有与固定螺杆6外螺纹配对的通孔，若干个底部托架10加工有与标准件螺栓配对的腰形孔，腰形孔用来调整安装位置。若干个底座连接块11与若干个龙门连接块21通过标准件螺栓连接；加力杆3穿过所述顶部压块22和标准矩形钢管通孔进入承力杆4顶部凹槽内，加力杆3端部与承力杆4顶部凹槽内平面接触，承力杆4通过螺纹与力传感器5一端连接；力传感器5通过另一端螺纹与固定螺栓6连接；固定螺杆7上端通过上下支撑挡块9与龙门支架2连接；若干个底部托架10通过标准件螺栓与若干个托架固定板12连接。

如图4所示，进行加载试验时，加载工位8放置待加载飞行器固定翼81、固定翼座82、飞行器本体83和另一侧固定翼84，待加载飞行器固定翼81在标定的位置加工有与固定螺栓6配对的通孔，另一侧固定翼84在标定的位置加工有与固定螺杆7配对的通孔，固定螺栓6通过标准件螺母与待加载飞行器固定翼81连接；另一侧固定翼84通过标准件螺母与固定螺杆7连接，飞行器本体83放置在底部托架10上；旋转加力杆3，带动其端部产生向下的位移，通过承力杆4带动力传感器发生弹性形变，从而产生向下压力，达到对待加载飞行器固定翼81施加压力的效果，加力杆3的拧紧旋转角度越大，产生向下位移越大，得到的压力值也越大，具体数值可以通过力传感器5读数得出，当加载到特定数值时，观察待加载飞行器固定翼81和固定翼座82的形变情况。

Claims (5)

1.一种飞行器固定翼静力加载试验装置，包括底座(1)，其特征在于所述底座(1)上依次设置龙门支架(2)，所述龙门支架(2)上设置加力杆(3)，所述加力杆(3)下面设置承力杆(4)，所述承力杆(4)下面设置力传感器(5)，所述力传感器(5)下面设置固定螺栓(6)、固定螺杆(7)和加载工位(8)，所述固定螺杆(7)上面设置上下支撑挡块(9)，所述加载工位(8)下面设置若干个底部托架(10)。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器固定翼静力加载试验装置，其特征在于，所述底座(1)包括若干个标准矩形钢管、若干个底座连接块(11)、若干个托架固定板(12)和若干个底部垫板(13)；所述底座连接块(11)上加工有与标准件螺栓配对的内螺纹，所述托架固定板(12)上加工有与标准件螺栓配对的腰形孔；所述若干个标准矩形钢管、所述若干个底座连接块(11)、所述若干个托架固定板(12)、所述若干个底部垫板(13)经焊接成一体，形成所述底座(1)。

3.根据权利要求2所述的一种飞行器固定翼静力加载试验装置，其特征在于，所述龙门支架(2)包括若干个标准矩形钢管、若干个龙门连接块(21)、顶部压块(22)；其中一个所述标准矩形钢管一端加工有与标准件螺栓配对的通孔，另一端加工有比配对标准件螺栓直径稍大的通孔，所述龙门连接块(21)加工有与标准件螺栓配对的通孔，顶部压块(22)加工有与标准件螺栓配对的内螺纹；所述若干个标准矩形钢管、所述若干个龙门连接块(21)、所述顶部压块(22)经焊接成一体，形成所述龙门支架(2)。

4.根据权利要求3所述的一种飞行器固定翼静力加载试验装置，其特征在于，所述加力杆(3)杆部加工有与所述顶部压块(22)配对的外螺纹，所述承力杆(4)顶部为凹槽，杆部加工有与所述力传感器(5)内螺纹配对的外螺纹，所述力传感器(5)上下两端均带有内螺纹，所述固定螺栓(6)带有与所述力传感器(5)内螺纹配对的外螺纹，所述固定螺杆(7)带有外螺纹，所述上下支撑挡块(9)加工有与所述固定螺杆(7)外螺纹配对的通孔，所述若干个底部托架(10)加工有与标准件螺栓配对的腰形孔。

5.根据权利要求3所述的一种飞行器固定翼静力加载试验装置，其特征在于，所述底座连接块(11)与所述龙门连接块(21)通过标准件螺栓连接；所述加力杆(3)穿过所述顶部压块(22)和所述标准矩形钢管通孔垂直进入所述承力杆(4)顶部凹槽内；所述承力杆(4)通过螺纹与所述力传感器(5)一端连接；所述力传感器(5)通过另一端螺纹与所述固定螺栓(6)连接；所述固定螺杆(7)上端通过所述上下支撑挡块(9)与所述龙门支架(2)连接；所述若干个底部托架(10)通过标准件螺栓与所述若干个托架固定板(12)连接。

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