RU2095775C1

RU2095775C1 - Set for testing wing high-lift devices

Info

Publication number: RU2095775C1
Application number: RU96111102A
Authority: RU
Inventors: В.А. Сумароков; В.М. Курушин
Original assignee: Акционерное общество открытого типа "Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина"
Priority date: 1996-05-31
Filing date: 1996-05-31
Publication date: 1997-11-10

Abstract

FIELD: sets for conducting static tests of wing high-lift devices. SUBSTANCE: set is provided with supports rigidly secured on wing by means of upper and lower beams. Lower beam of each support is articulated to base through adjustable supports and with loading cylinder connected with base through adjustable support. Lower beams of supports are provided with flap loading mechanisms; upper beams are provided with deceleration flap, interceptor and aileron loading mechanism. EFFECT: enhanced reliability. 3 dwg

Description

Изобретение относится к испытательному оборудованию элементов конструкции самолетов и предназначено для испытаний элементов механизации крыла самолета. The invention relates to testing equipment for structural elements of aircraft and is intended for testing elements of mechanization of the wing of an aircraft.

Известно устройство для испытаний элементов механизации крыла самолета [1] содержащее установленные на неподвижном основании крыло с испытываемым элементом механизации и механизм загружения, соединенный с испытываемым элементом через рычажную систему. A device for testing the elements of mechanization of an airplane wing [1] comprising a wing mounted on a fixed base with a test mechanization element and a loading mechanism connected to the test element through a lever system.

Недостатком этого устройства является то, что при испытании длинномерного элемента механизации крыла последнее деформируется (изгибается) вместе с испытываемым элементом, в результате чего невозможно производить монтажно-демонтажные работы с испытываемым элементом, которые необходимы для его осмотра и ремонта. The disadvantage of this device is that when testing a long wing mechanization element, the wing is deformed (bent) together with the tested element, as a result of which it is impossible to carry out installation and dismantling work with the tested element, which is necessary for its inspection and repair.

Известно также устройство для испытаний элементов механизации крыла самолета [2] содержащее, как и устройство, известное из патента РФ N 1522885, установленные на неподвижном основании крыло с испытываемым элементом механизации и механизм загружения, соединенный с испытываемым элементом через рычажную систему, центр вращения которой совпадает с осью вращения закрылка. A device for testing the elements of mechanization of an aircraft wing [2] is also known, which contains, like the device known from RF patent N 1522885, a wing with a tested mechanization element mounted on a fixed base and a loading mechanism connected to the test element through a lever system, the center of rotation of which coincides with the axis of rotation of the flap.

Недостатком этого устройства, как и устройства, описанного в патенте РФ N 1522885, является невозможность проведения монтажно-демонтажных работ с испытываемым длинномерным элементом механизации крыла, необходимых для его осмотра и ремонта в процессе испытаний, из-за того, что при испытании длинномерного элемента механизации последний деформируется вместе с крылом. The disadvantage of this device, as well as the device described in RF patent N 1522885, is the impossibility of carrying out installation and dismantling work with the tested long-length wing mechanization element, which is necessary for its inspection and repair during testing, due to the fact that when testing a long-length mechanization element the latter is deformed along with the wing.

Задачей данного изобретения является обеспечение возможности проведения монтажно-демонтажных работ с длинномерными испытываемыми элементами механизации крыла самолета путем создания нагрузки на крыло и получения прогиба с последующей разгрузкой крыла и возвращением его в проектное положение. The objective of the invention is to provide the possibility of installation and dismantling with long tested elements of the mechanization of the wing of the aircraft by creating a load on the wing and getting a deflection followed by unloading the wing and returning it to its design position.

Поставленная задача обеспечивается тем, что устройство для испытаний элементов механизации крыла самолета, cодержащее неподвижное основание и механизмы загружения, соединенные с соответствующими испытываемыми элементами, согласно изобретению, снабжено ложементами, жестко закрепленными на крыле самолета посредством двух балок нижней и верхней. Нижняя балка каждого ложемента шарнирно соединена с основанием через регулируемые опоры и с загружающим гидроцилиндром, соединенным также с основанием через регулируемую опору, при этом на нижних балках ложементов установлены механизмы загружения закрылка, а на верхних балках ложементов установлены механизмы загружения тормозного щитка, интерцептора и элерона. The task is ensured by the fact that the device for testing the elements of mechanization of the wing of the aircraft, containing a fixed base and loading mechanisms connected to the corresponding tested elements, according to the invention, is equipped with lodgements rigidly fixed to the wing of the aircraft by means of two beams lower and upper. The lower beam of each lodgement is pivotally connected to the base through adjustable supports and to the loading hydraulic cylinder, which is also connected to the base through an adjustable support, while flap loading mechanisms are installed on the lower beam cradles, and brake flap, interceptor and aileron loading mechanisms are installed on the upper beam cradles.

Таким образом установка ложементов, через которые крыло подвергается нагрузке и разгрузке, позволяет обеспечить прогиб крыла до заданного значения и возвращение его в проектное положение и производить монтажно-демонтажные работы с длинномерными испытываемыми элементами механизации крыла. Установка механизмов загружения на нижних и верхних балках ложементов обеспечивает их ориентацию относительно испытываемых элементов при любом прогибе крыла, что позволяет, в свою очередь, проводить их испытания при любой загрузке крыла. Thus, the installation of lodgements, through which the wing is subjected to load and unloading, allows for deflection of the wing to a predetermined value and its return to the design position and for assembly and disassembly work with long-length tested elements of wing mechanization. The installation of loading mechanisms on the lower and upper girders of the lodges ensures their orientation with respect to the test elements for any deflection of the wing, which in turn allows them to be tested with any wing loading.

На фиг. 1 изображена принципиальная схема предложенного устройства; на фиг. 2 схема загрузки крыла в поперечном сечении; на фиг. 3 показана схема прогиба крыла и испытываемого элемента механизации. In FIG. 1 shows a schematic diagram of the proposed device; in FIG. 2 diagram of the wing loading in cross section; in FIG. 3 shows a diagram of the deflection of the wing and the test element of mechanization.

Устройство содержит неподвижное основание 1 (фиг. 1), на котором установлен макет центроплана 2, состыкованный с крылом 3 с навешенными на него испытываемыми элементами механизации крыла закрылком 4, тормозного щитка 5, интерцептора 6 и электрона 7. По размаху крыла 3 в местах приложения нагрузки установлены ложементы, состоящие из двух балок нижней 8 и верхней 9, соединенных между собой шпильками 10 (фиг. 2), и бобышек 11, попарно опирающихся на поверхность крыла 3 по осям "в-в" и "б-б" переднего и заднего - лонжеронов перпендикулярных линий "а-а" строительной плоскости крыла. Нижняя балка 8 каждого ложемента шарнирно соединена со штоком гидроцилиндра 12. При этом корпус гидроцилиндра 12 шарнирно соединен с регулируемой опорой 13, установленной на основании 1. Кроме того, нижняя балка 8 шарнирно соединена с регулируемыми опорами 14 и 15, размещенными по обе стороны гидроцилиндра 18 и шарнирно соединенными с основанием 1. На каждой нижней балке 8 установлены устройства 16 загружения закрылка, а на каждой верхней балке 9 ложементов установлены механизмы загружения тормозного щитка 17 интерцептора 18 и электрона 19. The device contains a fixed base 1 (Fig. 1), on which a center-wing model 2 is mounted, docked with the wing 3 with the tested wing mechanization elements 4, brake flap 5, spoiler 6 and electron 7. mounted on the wing span 3. loads, lodgements were installed, consisting of two beams of the lower 8 and upper 9, interconnected by pins 10 (Fig. 2), and bosses 11, resting in pairs on the surface of the wing 3 along the axes “c-c” and “b-b” of the front and back - spars of perpendicular lines "aa" build noy wing plane. The lower beam 8 of each lodgement is pivotally connected to the cylinder rod 12. In this case, the cylinder housing 12 is pivotally connected to an adjustable support 13 mounted on the base 1. In addition, the lower beam 8 is pivotally connected to adjustable supports 14 and 15 located on both sides of the hydraulic cylinder 18 and pivotally connected to the base 1. Flap loading devices 16 are installed on each lower beam 8, and loading mechanisms of the brake flap 17 of the interceptor 18 and the electron 19 are installed on each upper beam 9 of the lodgements.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

Перед началом испытаний крыло 3 (фиг. 1) находится в проектном положении, что соответствует линии "О-О₁", (фиг. 3) строительной плоскости крыла (СПК), которая в точке "О" пересекается со строительной плоскостью центроплана линия "О-О₂", и с плоскостью стыка крыла с центропланом линия "О-С". (Строительная плоскость крыла, строительная плоскость центроплана и плоскость стыка крыла с центропланом перпендикулярным плоскости чертежа и при пересечении с ней образуют линии "О-О₁", "О-О₂" и "О-С". Точки I, II и III на линии "О-О₁" соответствуют узлам навески испытываемого элемента). Для обеспечения этого положения штоки гидроцилиндров 12 (фиг. 2) устанавливают в крайнее убранное положение регулирования опоры 13.Before the test starts, wing 3 (Fig. 1) is in the design position, which corresponds to the line "O-O ₁ " (Fig. 3) of the wing construction plane (SEC), which at the point "O" intersects with the construction plane of the center section line " O-O ₂ ", and with the plane of the junction of the wing with the center wing, the O-C line. (The construction plane of the wing, the construction plane of the center wing and the plane of the junction of the wing with the center wing perpendicular to the plane of the drawing and when intersected with it form the lines "O-O ₁ ", "O-O ₂ " and "O-C". Points I, II and III on the line "O-O ₁ " correspond to the nodes of the sample under test). To ensure this position, the rods of the hydraulic cylinders 12 (Fig. 2) are installed in the extreme retracted position of the regulation of the support 13.

С помощью гидроцилиндров 12 через нижнюю балку 8 загружают крыло 3. В результате этого крыло 3 прогибается. Этому положению крыла соответствует линия

(фиг. 3).Using the hydraulic cylinders 12, the wing 3 is loaded through the lower beam 8. As a result, the wing 3 bends. The line corresponds to this position of the wing.

(Fig. 3).

Крыло фиксирует в этом положении с помощью опор 14 и 15 (фиг. 2) после чего нагрузку с гидроцилиндров 12 снимают и начинают испытания элементов механизации крыла, например закрылка 4. The wing is fixed in this position using the supports 14 and 15 (Fig. 2), after which the load from the hydraulic cylinders 12 is removed and the testing of the wing mechanization elements, for example, the flap 4, begins.

После окончания очередного этапа испытаний разрушения испытываемого элемента производят разгрузку крыла 3 для перевода его в проектное положение. Так как в узлах навески испытываемого закрылка 4 из-за прогиба крыла возникли нагрузки, точки навески переместились в положение I¹; II¹; III¹ (фиг. 3), т.е. так как линия СПК при прогибе крыла криволинейна, то и закрылок подвержен искривлению.After the end of the next stage of testing the destruction of the test element, the wing 3 is unloaded to transfer it to the design position. Since in the nodes of the hinge of the flap under test 4 due to deflection of the wing, loads occurred, the hinge points moved to position I ¹ ; II ¹ ; III ¹ (Fig. 3), i.e. since the SEC line is curved during the deflection of the wing, the flap is also subject to curvature.

В таком положении демонтировать закрылок невозможно. Для этого с помощью гидроцилиндров 12 (фиг. 2) создают заданную нагрузку, регулируемые опоры 14 и 15 освобождают от основания 1, нагрузку с гидроцилиндров 12 снимают, в результате этого крыло 3 возвращается в проектное положение, при этом штоки гидроцилиндра 12 замыкаются на корпус и крыло 3 займет проектное положение, соответствующее линии "О-О₁" (фиг. 3) и точки I, II, III навески закрылка совпадут с ней. Таким образом нагрузка в узлах навески закрылка исчезает. После этого производят монтажно-демонтажные работы с испытываемыми элементами для проведения деффектации или ремонта их конструкции. Механизмы загружения 16, 17, 18 и 19 при всех манипуляциях остаются ориентированными относительно испытываемых элементов механизации крыла.In this position, it is impossible to dismantle the flap. To do this, using the hydraulic cylinders 12 (Fig. 2) create the specified load, the adjustable supports 14 and 15 release the base 1, remove the load from the hydraulic cylinders 12, as a result of this, the wing 3 returns to the design position, while the rods of the hydraulic cylinder 12 are closed to the body and wing 3 will occupy the design position corresponding to the line "O-O ₁ " (Fig. 3) and points I, II, III of the hinge of the flap will coincide with it. Thus, the load in the nodes of the flap hitch disappears. After that, installation and dismantling work is carried out with the tested elements to conduct defectation or repair of their structure. The loading mechanisms 16, 17, 18 and 19 with all the manipulations remain oriented relative to the tested elements of the mechanization of the wing.

Claims

A device for testing the elements of mechanization of an airplane wing, comprising a fixed base and loading mechanisms connected to the corresponding test elements, characterized in that it is provided with lodgements rigidly fixed to the wing of the aircraft by means of two upper and lower beams, while the lower beam of each lodgement is pivotally connected to the base through adjustable supports and with a loading hydraulic cylinder, also connected to the base through an adjustable support, and is installed on the lower beams of the lodgements There are flap loading mechanisms, while the upper ones have loading mechanisms for the brake flap, spoiler and ailerons.