CN103407579A - 一种大直径飞机机身试验加载夹具 - Google Patents

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Abstract

本发明属于试验加载技术，涉及一种大直径飞机机身试验加载夹具。所述大直径飞机机身试验加载夹具包括对接端板、均力环和蒙皮。所述对接端板为与机身过渡段相匹配的圆环结构，均力环环绕于对接端板内外圈，均力环一侧连接对接端板，另一侧经蒙皮连接施加集中载荷的加载设备。本发明应用于某型飞机翼身组合体传力特性试验中，实现了对接端框段各种载荷的准确施加，保证了对接端框受力分布的合理性，提供了试验件的良好约束，并且方便了加载设备的扣重。理论上，这种加载设备及其试验技术，能实现任意机身框段任意载荷的施加。

Description

一种大直径飞机机身试验加载夹具
技术领域
本发明属于试验加载技术，涉及一种大直径飞机机身试验加载夹具。 
背景技术
对于飞机机身框段部件试验，通常采用的方法是在飞机机身考核框段端面增加对接过渡框段，通过专用试验夹具将过渡框段固定在承力墙上，实现试验件的固支约束，由承力墙被动施加机身考核框端所受各种载荷。这种方法只适用于试验件只有一个段面的情况。由于承力墙作为试验件的约束，要承受试验件的不平衡载荷及其他主动点加载误差，理论上被动施加的载荷往往很难满足试验加载精度的要求，增加了试验难度。根据圣维南原理，要将固支边界条件对试验件考核段的影响降至最小，需要足够长的对接过渡段。对于大直径机身而言，对接过渡段长度更要增加，这不仅需要花费大量的时间，还增加了试验成本。 
对于存在两个端面的机身框段，以往的方法不能满足试验要求。本发明的试验加载夹具，作为试验的支持，减小了试验件的支持对考核部位的影响；作为试验加载假件，减小了支持的安装工作量，提供了试验主动加载的接入口。 
发明内容
本发明的目的是：提供一种能够解决机身框段两端面约束与加载问题，减小约束对考核部位的影响，使考核部位承载更加准确的大直径飞机机身试验加载夹具。 
本发明的技术方案是：一种大直径飞机机身试验加载夹具，其包括对接端板、均力环和蒙皮，所述对接端板为与机身过渡段相匹配的圆环结构，均力环环绕于对接端板内外圈，均力环一侧连接对接端板，另一侧经蒙皮连接施加集中载荷的加载设备。 
对接端板四周外边缘设置有用于若干通孔。 
对接端板由若干等厚平板咬合拼接而成或一体成型而成。 
所述均力环为由若干槽钢焊接而成的近似圆环，均力环的轴向尺寸在200mm至400mm之间。 
所述蒙皮由中间开孔的若干金属板焊接而成。 
包括底边设置在均力环上，另外两边用于传载，并由槽钢焊接而成的三角梁。 
包括设置在均力环上，用于分配集中载荷至内外均力环的加载梁。 
均力环刚度大于对接端板刚度。 
本发明的技术效果是：本发明应用于某型飞机翼身组合体传力特性试验中，实现了对接端框段各种载荷的准确施加，保证了对接端框受力分布的合理性，提供了试验件的良好约束，并且方便了加载设备的扣重。理论上，这种加载设备及其试验技术，能实现任意机身框段任意载荷的施加，从而解决了大直径机身载荷施加、结构约束和设备扣重问题，实现了大直径机身框段载荷施加、结构约束和设备扣重，为以后类似静力试验提供借鉴。 
附图说明
图1是本发明大直径飞机机身试验加载夹具的结构示意图； 
图2是图1的侧视图， 
其中，1、对接端板2、均力环3、蒙皮4、三角梁5、加载梁。 
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的说明： 
请参阅图1，本发明大直径飞机机身试验加载夹具包括对接端板、均力环、蒙皮、三角梁、加载梁。所述对接端板为与机身过渡段相匹配的圆环结构，均力环环绕于对接端板内外圈，均力环一侧连接对接端板，另一侧经蒙皮连接施加集中载荷的加载设备。 
其中，各部件结构设计特点和功能如下： 
对接端板—根据试验件对接端框的尺寸进行设计，对接端板中心环为与试验件对接螺栓对接的对接环，对接环向内外两侧扩展的距离相当，以保证对接端板内外两侧传力距离相当，从而达到近似相等的传力效果。对接端板的厚度影响端板的刚度，而间接影响端板均载效果，需根据强度计算结果确定。由于对接端板尺寸较大，直接整体加工较难实施，可采用多块较小平板咬和拼接的形式完成，拼接口采用密布螺栓连接，以保证拼接口的连续性。 
均力环-由径向刚度较大的型材焊接而成，考虑加载的方便性，一般采用双层槽钢或工字钢，环绕对接端板内外两侧，均力环与对接端板通过密布螺栓连接， 以保证传载的均匀性。 
加强蒙皮—由多块较薄钢板焊接而成，密布螺接于均力环另一侧，用于加强均力环的刚度，提高均力环的均载性能。 
三角梁—由槽钢焊接而成的钢架结构，安装于均力环内侧的两个加载点上，如图2所示，在施加剪力的同时也施加较大弯矩，同时也解决了均力环上加载点较多而导致的空间干涉问题，在实施中可根据需要设置。 
上述各组件组装成整体，用螺栓与对接端框对接，在加载点上施加不同组合的载荷，即可完成载荷模拟，其传力路径为： 
由外部可控液压设备施加垂直于对接板的载荷，载荷作用于均力环上的加载点，由于均力环刚度较对接端板大，因此大部分载荷将先沿均力环扩散，然后传递给对接端板，对接端板与内外侧均力环对接处受载后再向中间传递到与机身对接螺栓上。 
在上述传力过程中，有两个环节实现集中载荷的均布，首先是作用于均力环的集中载荷通过均力环扩散为较为分散的分布载荷，然后较为分散的分布载荷沿对接端板向对接螺栓传递时将再次均布，这样，当载荷传递到对接螺栓时，载荷分布状况已经满足设计要求了，从而达到试验的可实施性。 

Claims (8)

1.一种大直径飞机机身试验加载夹具，其特征在于，包括对接端板、均力环和蒙皮，所述对接端板为与机身过渡段相匹配的圆环结构，均力环环绕于对接端板内外圈，均力环一侧连接对接端板，另一侧经蒙皮连接施加集中载荷的加载设备。
2.根据权利要求1所述的大直径飞机机身试验加载夹具，其特征在于，对接端板四周外边缘设置有用于若干通孔。
3.根据权利要求2所述的大直径飞机机身试验加载夹具，其特征在于，对接端板由若干等厚平板咬合拼接而成或一体成型而成。
4.根据权利要求3所述的大直径飞机机身试验加载夹具，其特征在于，所述均力环为由若干槽钢焊接而成的近似圆环，均力环的轴向尺寸在200mm至400mm之间。
5.根据权利要求4所述的大直径飞机机身试验加载夹具，其特征在于，所述蒙皮由中间开孔的若干金属板焊接而成。
6.根据权利要求5所述的大直径飞机机身试验加载夹具，其特征在于，包括底边设置在均力环上，另外两边用于传载，并由槽钢焊接而成的三角梁。
7.根据权利要求6所述的大直径飞机机身试验加载夹具，其特征在于，包括设置在均力环上，用于分配集中载荷至内外均力环的加载梁。
8.根据权利要求7所述的大直径飞机机身试验加载夹具，其特征在于，均力环刚度大于对接端板刚度。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104648689A (zh) * 2013-12-31 2015-05-27 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种适用于加强框结构的静力/疲劳试验方法
CN106563932A (zh) * 2015-10-08 2017-04-19 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种新型对接型架
CN106596003A (zh) * 2016-11-29 2017-04-26 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种复合材料飞机机身段充压试验方法
CN109625318A (zh) * 2018-12-07 2019-04-16 中国飞机强度研究所 一种试验局部约束装置
CN110203420A (zh) * 2019-05-29 2019-09-06 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机静力试验受油管件前支座加载模拟件
CN110228603A (zh) * 2019-05-29 2019-09-13 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种用于模拟飞机空中状态的静力试验端框

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19921998C2 (de) * 1999-05-12 2002-06-27 Stephan Dueren Vorrichtung zum Einsetzen von Tragflügeln
US20070227434A1 (en) * 2006-03-29 2007-10-04 Matthias Gotze Testing Device for Hull Shells
CN102101531A (zh) * 2009-12-22 2011-06-22 尤洛考普特德国有限公司 用于更换直升机型飞机的动态或静态部件的提升设备
CN102730199A (zh) * 2012-07-05 2012-10-17 浙江大学 一种用于大型飞机装配的大开口保型装置

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19921998C2 (de) * 1999-05-12 2002-06-27 Stephan Dueren Vorrichtung zum Einsetzen von Tragflügeln
US20070227434A1 (en) * 2006-03-29 2007-10-04 Matthias Gotze Testing Device for Hull Shells
CN102101531A (zh) * 2009-12-22 2011-06-22 尤洛考普特德国有限公司 用于更换直升机型飞机的动态或静态部件的提升设备
CN102730199A (zh) * 2012-07-05 2012-10-17 浙江大学 一种用于大型飞机装配的大开口保型装置

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104648689A (zh) * 2013-12-31 2015-05-27 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种适用于加强框结构的静力/疲劳试验方法
CN104648689B (zh) * 2013-12-31 2016-09-14 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种适用于加强框结构的静力/疲劳试验方法
CN106563932A (zh) * 2015-10-08 2017-04-19 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种新型对接型架
CN106596003A (zh) * 2016-11-29 2017-04-26 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种复合材料飞机机身段充压试验方法
CN106596003B (zh) * 2016-11-29 2019-04-23 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种复合材料飞机机身段充压试验方法
CN109625318A (zh) * 2018-12-07 2019-04-16 中国飞机强度研究所 一种试验局部约束装置
CN110203420A (zh) * 2019-05-29 2019-09-06 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机静力试验受油管件前支座加载模拟件
CN110228603A (zh) * 2019-05-29 2019-09-13 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种用于模拟飞机空中状态的静力试验端框
CN110203420B (zh) * 2019-05-29 2022-09-20 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机静力试验受油管件前支座加载模拟件

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