CN106885727A - 一种飞机半封闭结构试验加载装置 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种飞机半封闭结构试验加载装置，属于飞机强度试验领域。包括支撑台架(1)、加载杠杆(2)以及支撑轴(4)，所述支撑轴(4)固定在支撑台架(1)上，加载杠杆(2)包括载荷作用杆(21)、载荷施加杆(22)以及连接杆(23)，载荷作用杆(21)与载荷施加杆(22)的轴线平行，并通过连接杆(23)相互连接，所述连接杆(23)转动设置在支撑轴(4)上。本发明的加载杠杆的载荷作用端可通过半封闭结构的开放面放入结构半封闭腔内部，与试验件通过连接件进行固定后可实施加载，避免了半封闭结构试验加载时需在试验件上开通过孔的技术弊端，保证了试验件的结构完整性，使试验的考核结果更加真实可靠。

Description

一种飞机半封闭结构试验加载装置

技术领域

本申请属于飞机强度试验领域，具体涉及一种飞机半封闭结构试验加载装置。

背景技术

飞机半封闭结构是指飞机上某些结构仅具有一个开放面，其与地方封闭的结构，类似于凹槽式或半封闭腔体式结构，在对这些结构内壁进行强度试验时，载荷施加机构的施加端因体积、结构等原因，往往不能伸入并作用至所述内壁处。

现有技术中，飞机半封闭结构强度试验时，由于结构半封闭腔内部加载空间有限，主要通过在试验件上其它位置开加载通过孔，以满足试验加载设备的连接端通过该通孔直至作用至相应位置。这种试验载荷施加方式破坏了试验件原结构的完整性，需要进行大量的分析计算来说明试验件开孔的可行性，同时需对试验件开孔部位进行结构补加工，带来额外的工作量。对于一些重要受力构件，在试验件上开孔可能改变结构主要传力路径而变得不可行。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提出了一种飞机半封闭结构试验加载装置，可以在不破坏试验件结构完整性的前提下，保证飞机半封闭结构强度试验时能够顺利施加载荷的试验加载装置。

本申请飞机半封闭结构试验加载装置主要包括支撑台架、加载杠杆以及支撑轴，所述支撑轴固定在支撑台架上，加载杠杆包括载荷作用杆、载荷施加杆以及连接杆，载荷作用杆与载荷施加杆的轴线平行，并通过连接杆相互连接，所述连接杆转动设置在支撑轴上。

优选的是，加载杠杆的连接杆与支撑轴通过滚珠轴承连接。

上述方案中优选的是，还包括轴向限动机构，用于限制连接杆沿支撑轴轴向方向上的运动，所述轴向限动机构包括：

花键，设置在滚珠轴承的内壁上；

导向槽，沿支撑轴轴线方向布置在支撑轴的外表面，所述花键能够在所述导向槽内沿支撑轴轴线方向运动；

止动槽，设置在支撑轴上，且包括一个连通所述导向槽的槽口；

圆孔，设置在止动槽的侧壁上；

止动销，能够***所述圆孔内。

上述方案中优选的是，所述载荷施加杆包括两个施加端，连接杆的一端设置在载荷施加杆的中部。

上述方案中优选的是，所述支撑台架设置有通孔，支撑轴的两端穿过所述通孔，并与所述通孔过盈配合。

上述方案中优选的是，所述支撑台架包括垂直立柱与水平立柱，所述水平立柱用于固定支撑轴，所述垂直立柱与水平立柱通过斜筋补强。

本申请具有的优点和有益效果，本申请的加载杠杆具有细长的载荷作用端，可通过半封闭结构的开放面放入结构半封闭腔内部，与试验件通过连接件进行固定后可实施加载，避免了半封闭结构试验加载时需在试验件上开通过孔的技术弊端，保证了试验件的结构完整性，使试验的考核结果更加真实可靠。

附图说明

图1为本申请飞机半封闭结构试验加载装置的一优选实施例的主视图。

图2为现有技术飞机半封闭结构试验加载示意图。

图3为图1所示实施例的加载杠杆结构示意图。

图4为图3滚珠轴承处A向示意图。

图5为图3所示实施例的支撑轴的止动槽处结构放大图。

其中，1为支撑台架，2为加载杠杆，3为滚珠轴承，4为支撑轴，5为试验件，6为加载通过孔；

11为垂直立柱，12为水平立柱，13为斜筋；

21为载荷作用杆，22为载荷施加杆，23为连接杆；

31为花键；

41为导向槽，42为止动槽，43为圆孔。

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例中的附图，对本申请实施例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。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，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例，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例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

本申请提出了一种飞机半封闭结构试验加载装置，可以在不破坏试验件结构完整性的前提下，保证飞机半封闭结构强度试验时能够顺利施加载荷的试验加载装置。

首先参考图2，为现有技术中对飞机半封闭结构的载荷加载示意图。其中，需要进行加载的位置为试验件5的右侧内壁上，而试验件上方的开孔不足以使作动筒直接伸入该试验件半封闭空腔内，为此，需要在该试验件5的左侧设置一个加载通过孔6，以便钢索等拉伸机构穿过。拉伸载荷通过钢索等连接方式作用于试验件5的右侧内壁上，从而完成拉伸强度试验。

可以理解的是，上述开加载通过孔的形式破坏了试验件的完整性，导致了后续复杂的计算过程，本申请飞机半封闭结构试验加载装置就是为了解决该问题的，如图1所示，其主要包括支撑台架1、加载杠杆2以及支撑轴4三部分组成，所述支撑轴4固定在支撑台架1上，加载杠杆2包括载荷作用杆21、载荷施加杆22以及连接杆23，载荷作用杆21与载荷施加杆22的轴线平行，并通过连接杆23相互连接，所述连接杆23转动设置在支撑轴4上。加载杠杆2的具体结构参考图3，可以理解的是，通过该试验加载装置使载荷作用杆21通过试验件上方的敞口深入至待作用载荷的地方，并通过载荷施加杆22进行载荷施加，通过加载杠杆2与支撑轴4转动连接关系，使施加的载荷从载荷施加杆22传递到载荷作用杆21处，完成了试验目的。

本实施例中，加载杠杆2的连接杆23与支撑轴4通过滚珠轴承3连接，连接杆23中部开孔，该开孔内壁作为滚珠轴承的外圈，滚珠轴承3的内圈与支撑轴4连接。

本实施例中，还包括轴向限动机构，用于限制连接杆23沿支撑轴4轴向方向上的运动，因此其包括设置在连接杆23上的凸起以及设置在支撑轴4上的凹槽，具体的，所述轴向限动机构包括花键31、导向槽41、止动槽42、圆孔43以及止动销。

其中，花键31设置在滚珠轴承的内壁上，参考图4的滚珠轴承放大图，花键3自轴承内圈内壁向轴承内圈中心处凸伸；

导向槽41沿支撑轴4轴线方向布置在支撑轴4的外表面，可以参考图5，当所述滚珠轴承套设在支撑轴4上时，所述花键31能够在所述导向槽41内沿支撑轴4轴线方向运动；

止动槽42设置在支撑轴4上，且包括一个连通所述导向槽的槽口，参考图2，该止动槽42一般设置在支撑轴4的中部，其与导向槽41导通，当花键31沿着导向槽41滑动至止动槽42处时，转动滚珠轴承，使花键运动至该止动槽内，从而限制了转动轴承沿支撑轴的轴向方向运动，也就是限制了加载杠杆沿支撑轴的轴向方向运动。

所述轴向限动机构还包括锁紧元件，具体即上述所述的圆孔43以及配合使用的止动销，具体的，圆孔43设置在止动槽的侧壁上，当滚珠轴承上的花键移动到支撑轴卡槽位置处时，转动加载杠杆，使滚珠轴承的花键到达卡槽的极限位置处，将止动销***卡槽侧壁的圆孔。花键旋入支撑轴止动槽，并用止动销限制后，加载杠杆就只能以支撑轴为中心进行转动。

本实施例中，所述载荷施加杆包括两个施加端，连接杆的一端设置在载荷施加杆的中部，载荷施加杆22两端均开通孔，通过销轴、耳片等方式可以连接两个作动筒。参考图3，加载杠杆上设计有1个载荷作用端和2个载荷施加端，可以分别施加拉、压载荷；加载杠杆具有细长的载荷作用端，可通过半封闭结构的开放面放入结构半封闭腔内部，与试验件通过连接件进行固定后实施加载；加载杠杆的载荷作用杆轴线、载荷施加杆轴线与加载杠杆主轴线(连接杆)在同一个平面内，载荷作用杆轴线与载荷施加杆轴线平行，载荷作用杆轴线、载荷施加端杆线均垂直于加载杠杆主轴线，其作用是保证载荷施加端施加的外载荷能够准确地传递到试验件上。

本实施例中，所述支撑台架1设置有通孔，支撑轴4的两端穿过所述通孔，并与所述通孔过盈配合。具体的，支撑轴4为实心圆轴，两端通过衬套压紧固定在支撑台架1上。

所述支撑台架1包括垂直立柱11与水平立柱12，所述水平立柱12用于固定支撑轴4，所述垂直立柱11与水平立柱12通过斜筋13补强。参考图1，本实施例中，除了垂直立柱11与水平立柱12通过斜筋13补强以外，支撑台架1的近地支柱与垂直立柱也通过若干斜筋13补强。

本申请的加载杠杆具有细长的载荷作用端，可通过半封闭结构的开放面放入结构半封闭腔内部，与试验件通过连接件进行固定后可实施加载，避免了半封闭结构试验加载时需在试验件上开通过孔的技术弊端，保证了试验件的结构完整性，使试验的考核结果更加真实可靠。

本实施例中，加载杠杆采用高强度合金钢材料30CrMnSiA机加成形，为便于端头耳片结构的加工，其杆系设计为“口”字形横截面，尺寸为80mm×20mm；加载杠杆中部设计一个转轴，转轴长为80mm，壁厚为40mm，外圆半径为79mm，内圆半径为39mm；滚珠轴承安装在加载杠杆转轴内部，其内壁上设计有一个厚度为4mm，高度为10mm的花键，与支撑轴的导向槽相配合，便于加载杠杆的安装，花键旋入支撑轴止动槽，并用止动销限制后，加载杠杆就只能以支撑轴为中心进行转动；支撑轴是直径为60mm的30CrMnSiA实心圆轴，两端通过1mm厚的钢衬套压紧固定在水平立柱上，支撑轴上开有一条宽4mm，深10mm的轴承移动导向槽和一个止动槽，止动槽尺寸为长60mm×宽20mm×高10mm，其一侧壁上开有直径为4mm，深度为10mm的圆孔，用于安装止动销，止动销系直径为4mm，长度为20mm的实心圆杆；支撑台架1由2个垂直立柱、2个水平立柱和斜筋组成，2个垂直立柱的轴线相互平行，2个水平立柱的轴线相互平行，斜筋轴线与垂直立柱轴线及水平立柱轴线各成45°夹角，用以提高支撑台架的强度和刚度，水平立柱上开有直径为62mm的圆孔，用来安装支撑轴。

本实施例半封闭结构试验加载装置安装过程如下：

a)首先按预定尺寸安装支撑台架；

1)将两个垂直立柱通过地脚螺栓固定在试验室地轨上；

2)通过螺栓将水平立柱安装在垂直立柱上，两个水平立柱轴线距地面的高度应相同；

3)通过螺栓将斜筋分别固定在垂直立柱和水平立柱上；

b)将滚珠轴承装入加载杠杆；

c)将支撑轴一端穿入一根水平立柱；

d)将加载杠杆从支撑轴一端(位于两水平立柱之间)装入支撑轴，通过滚珠轴承花键与支撑轴导向槽配合装入，当滚珠轴承上的花键移动到支撑轴卡槽位置处时，转动加载杠杆，使滚珠轴承的花键到达卡槽的极限位置处，将止动销***卡槽侧壁的圆孔；

e)将支撑轴装入另一根水平立柱；

f)将衬套装入支撑轴与水平立柱圆孔的间隙中(过盈配合，需砸入)；

g)将加载杠杆载荷作用端通过试验件开放面放入试验件半封闭腔，用螺栓与试验件进行连接；

h)将加载杠杆载荷施加端与加载作动筒通过螺栓连接，完成半封闭结构试验加载装置的安装。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种飞机半封闭结构试验加载装置，其特征在于：包括支撑台架(1)、加载杠杆(2)以及支撑轴(4)，所述支撑轴(4)固定在支撑台架(1)上，加载杠杆(2)包括载荷作用杆(21)、载荷施加杆(22)以及连接杆(23)，载荷作用杆(21)与载荷施加杆(22)的轴线平行，并通过连接杆(23)相互连接，所述连接杆(23)转动设置在支撑轴(4)上。

2.如权利要求1所述的飞机半封闭结构试验加载装置，其特征在于：加载杠杆(2)的连接杆(23)与支撑轴通过滚珠轴承(3)连接。

3.如权利要求2所述的飞机半封闭结构试验加载装置，其特征在于：还包括轴向限动机构，用于限制连接杆(23)沿支撑轴(4)轴向方向上的运动，所述轴向限动机构包括：

花键(31)，设置在滚珠轴承(3)的内壁上；

导向槽(41)，沿支撑轴(4)轴线方向布置在支撑轴(4)的外表面，所述花键(31)能够在所述导向槽(41)内沿支撑轴(4)轴线方向运动；

止动槽(42)，设置在支撑轴(4)上，且包括一个连通所述导向槽(41)的槽口；

圆孔(43)，设置在止动槽(42)的侧壁上；

止动销，能够***所述圆孔(43)内。

4.如权利要求1所述的飞机半封闭结构试验加载装置，其特征在于：所述载荷施加杆(22)包括两个施加端，连接杆(23)的一端设置在载荷施加杆(22)的中部。

5.如权利要求1所述的飞机半封闭结构试验加载装置，其特征在于：所述支撑台架(1)设置有通孔，支撑轴(4)的两端穿过所述通孔，并与所述通孔过盈配合。

6.如权利要求1所述的飞机半封闭结构试验加载装置，其特征在于：所述支撑台架(1)包括垂直立柱(11)与水平立柱(12)，所述水平立柱(12)用于固定支撑轴(4)，所述垂直立柱(11)与水平立柱(12)通过斜筋(13)补强。