CN206248322U - 一种加载装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及一种加载装置，所述加载装置在前起落架动载荷试验中用于替代弹射杆和牵制杆，所述加载装置包括弹射杆假件、牵制杆假件、销钉和螺母，弹射杆假件和牵制杆假件通过销钉和螺母连接到前起落架上；在进行试验时，在弹射杆假件上施加弹射载荷，在牵制杆假件上施加牵制载荷，即实现前起落架动载荷试验的准确加载。本实用新型的加载装置与起落架的连接方向与真实的弹射杆和牵制杆保持一致，使得载荷的传递路线不变，不会影响试验结果的准确性；可以不用拆卸和加装其它零件就能够满足不同试验情况的各个方向的加载要求。
Description
技术领域
本发明属于飞机结构试验技术领域，尤其涉及一种加载装置。
背景技术
在舰载机设计技术领域，起落架是关系飞机起飞和着陆安全的重要结构。在舰载机弹射起飞的过程中，前起落架的动载荷主要来自于前起落架弹射杆和牵制杆的作用。对舰载机的前起落架进行弹射起飞动载荷试验时，若使用真实的弹射杆和牵制杆进行试验，需要对整个前起落架结构进行重新设计和制造，显著增加了试验设计的工作量和试验成本。因此，在前起落架动载荷试验中，需要设计一种全新的加载装置，在试验中用于替代真实的弹射杆和牵制杆，在不影响试验结果的前提下，可以有效简化试验设计过程，节约试验成本。
发明内容
本发明的目的是提供一种加载装置，在前起落架动载荷试验中，用于代替前起落架中真实的弹射杆和牵制杆，在满足试验要求的情况下，达到简化试验设计过程、节约试验成本的目的。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种加载装置，所述加载装置在前起落架动载荷试验中用于替代弹射杆和牵制杆，所述加载装置包括弹射杆假件、牵制杆假件、销钉和螺母，弹射杆假件和牵制杆假件通过销钉和螺母连接到前起落架上；
在进行试验时，在弹射杆假件上施加弹射载荷，在牵制杆假件上施加牵制载荷，即实现前起落架动载荷试验的准确加载。
进一步地，所述弹射杆假件为Y型结构零件，弹射杆假件一端布置有接头耳片一和接头耳片二，弹射杆假件另一端布置有一个弹射载荷耳片，弹射杆假件的接头耳片端与牵制杆假杆连接，弹射杆假件的加载耳片端施加弹射 载荷。
进一步地，所述牵制杆假件包括牵制杆前固定端、牵制杆后固定端和释放螺栓，牵制杆前固定端与牵制杆后固定端通过释放螺栓连接。
进一步地，所述牵制杆前固定端为U型结构零件，所述牵制杆前固定端的一端布置有连接耳片一和连接耳片二，牵制杆前固定端的另一端布置有螺栓孔，所述牵制杆前固定端的连接耳片端与所述弹射杆假件的接头耳片端连接，牵制杆前固定端的栓孔端通过释放螺栓与牵制杆后固定端连接。
进一步地，所述牵制杆后固定端为圆柱形零件，牵制杆后固定端的一端布置有螺纹孔，牵制杆后固定端的另一端布置有牵引载荷耳片，牵制杆后固定端的螺栓孔端通过释放螺栓与牵制杆前固定端的栓孔端连接，牵制杆后固定端的牵引载荷耳片端施加牵引载荷。
进一步地，所述释放螺栓的中部螺杆直径小于两端连接部的直径，以便在试验加载到一定载荷下会断开，用于前起落架动载荷试验中控制释放载荷。
进一步地，所述弹射杆假件、销钉、螺母、牵制杆前固定端和牵制杆后固定端的材料均为30CrMnSiA，所述释放螺栓的材料为25A。
本实用新型的加载装置与起落架的连接方向与真实的弹射杆和牵制杆保持一致，使得载荷的传递路线不变，不会影响试验结果的准确性；可以不用拆卸和加装其它零件就能够满足不同试验情况的各个方向的加载要求。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为本实用新型的加载装置安装示意图(主视图)。
图2为本实用新型的加载装置安装示意图(俯视图)。
图3为本实用新型的弹射杆假件的结构示意图。
图4为本实用新型的牵制杆前固定端结构示意图。
图5为本实用新型的牵制杆后固定端结构示意图。
图6为本实用新型的释放螺栓结构示意图。
附图标记说明：
1-弹射杆假件，
11-接头耳片一，12-接头耳片二，13-弹射载荷耳片，
2-牵制杆假件，
21-牵制杆前固定端，
211-连接耳片一，212-连接耳片二，213-螺栓孔，
22-牵制杆后固定端，
221-螺纹孔，222-牵引载荷耳片，
23-释放螺栓，
3-销钉，
4-螺母。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，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型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，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发明和简化描述，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发明保护范围的限制。
本实用新型提供了一种加载装置，加载装置用在前起落架动载荷试验中用于替代弹射杆和牵制杆，其加载装置具体包括弹射杆假件1、牵制杆假件2、销钉3和螺母4，如图1和图2安装所示，弹射杆假件1和牵制杆假件2通过销钉3和螺母4连接到前起落架上。
弹射杆假件1为Y型结构零件，弹射杆假件1的一端分别布置有两个接头耳片，即接头耳片一11和接头耳片二12，弹射杆假件1的另一端布置有一个弹射载荷耳片13，其弹射杆假件1的结构如图3所示。
牵制杆假件2包括牵制杆前固定端21、牵制杆后固定端22和释放螺栓7，牵制杆前固定端21通过释放螺栓7连接于牵制杆后固定端22，形成一整体的牵制杆假件2。
牵制杆前固定端21为U型结构零件，牵制杆前固定21的一端分别布置有两个连接耳片，即连接耳片一211和连接耳片二212，牵制杆前固定21的另一端布置有螺栓孔213，在本实施例中，螺栓孔213为水平方向。牵制杆前固定端21结构如图4所示。
牵制杆后固定端22为圆柱形零件，牵制杆后固定22的一端布置有螺纹孔221，在本实施例中，螺纹孔221水平方向，牵制杆后固定22的另一端布置有一个牵引载荷耳片222。牵制杆后固定端22的结构示意如图5所示。
释放螺栓23为带细颈结构，一端具有圆柱形的台阶部，另一端为外螺纹圆柱部，中部为螺杆，释放螺栓23的中部螺杆部分直径小于两端连接部分结构的直径，其释放螺栓23的结构示意如图6所示。中部螺杆较小是为了在试验加载到一定载荷下释放螺栓23会断开，用于在前起落架动载荷试验中控制释放载荷。
本发明的加载装置连接过程为：首先将释放螺栓23首先连接到牵制杆前固定端21的螺栓孔213上(通过释放螺栓23一端的台阶部卡住螺栓孔213)，然后再将牵制杆后固定端22的螺纹孔221连接到释放螺栓23另一端的外螺纹圆柱部上，从而组成牵制杆假件2。
此外，为了实现释放螺栓23的载荷释放，将释放螺栓23的抗拉能力设 计成小于与其连接的部件的抗拉能力，故在本发明中弹射杆假件1、销钉3、螺母4、牵制杆前固定端21和牵制杆后固定端22的材料均为30CrMnSiA，释放螺栓23的材料为25A。
在进行前起落架动载荷试验前，弹射杆假件1中接头耳片一11和接头耳片二12分别与牵制杆假件2的连接耳片一211和连接耳片二212对准，再通过销钉3和螺母4连接到前起落架上。在进行试验时，在弹射杆假件1的弹射载荷耳片13上施加弹射载荷，在牵制杆假件2的牵引载荷耳片222上施加牵制载荷，即可实现前起落架动载荷试验的准确加载。
本实用新型的加载装置能够在前起落架动载荷试验中代替真实前起落架的弹射杆和牵制杆，能够满足试验的加载要求，避免了因安装真实弹射杆和牵制杆造成前起落架结构整体修改带来的设计工作与试验成本的大幅提升。
本实用新型的加载装置与起落架的连接方向与真实的弹射杆和牵制杆保持一致，使得载荷的传递路线不变，不会影响试验结果的准确性；可以不用拆卸和加装其它零件就能够满足不同试验情况的各个方向的加载要求。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (7)
1.一种加载装置，其特征在于，所述加载装置在前起落架动载荷试验中用于替代弹射杆和牵制杆，所述加载装置包括弹射杆假件(1)、牵制杆假件(2)、销钉(3)和螺母(4)，弹射杆假件(1)和牵制杆假件(2)通过销钉(3)和螺母(4)连接到前起落架上；
在进行试验时，在弹射杆假件(1)上施加弹射载荷，在牵制杆假件(2)上施加牵制载荷，即实现前起落架动载荷试验的准确加载。
2.根据权利要求1所述的加载装置，其特征在于，所述弹射杆假件(1)为Y型结构零件，弹射杆假件(1)一端布置有接头耳片一(11)和接头耳片二(12)，弹射杆假件(1)另一端布置有一个弹射载荷耳片(13)，弹射杆假件(1)的接头耳片端与牵制杆假件(2)连接，弹射杆假件(1)的加载耳片端施加弹射载荷。
3.根据权利要求2所述的加载装置，其特征在于，所述牵制杆假件(2)包括牵制杆前固定端(21)、牵制杆后固定端(22)和释放螺栓(23)，牵制杆前固定端(21)与牵制杆后固定端(22)通过释放螺栓(23)连接。
4.根据权利要求3所述的加载装置，其特征在于，所述牵制杆前固定端(21)为U型结构零件，所述牵制杆前固定端(21)的一端布置有连接耳片一(211)和连接耳片二(212)，牵制杆前固定端(21)的另一端布置有螺栓孔(213)，所述牵制杆前固定端(21)的连接耳片端与所述弹射杆假件(1)的接头耳片端连接，牵制杆前固定端(21)的栓孔端通过释放螺栓(23)与牵制杆后固定端(22)连接。
5.根据权利要求4所述的加载装置，其特征在于，所述牵制杆后固定端(22)为圆柱形零件，牵制杆后固定端(22)的一端布置有螺纹孔(221)，牵制杆后固定端(22)的另一端布置有牵引载荷耳片(222)，牵制杆后固定端(22)的螺栓孔端通过释放螺栓(23)与牵制杆前固定端(21)的栓孔端连接，牵制杆后固定端(22)的牵引载荷耳片端施加牵引载荷。
6.根据权利要求5所述的加载装置，其特征在于，所述释放螺栓(23) 的中部螺杆直径小于两端连接部的直径，以便在试验加载到一定载荷下会断开，用于前起落架动载荷试验中控制释放载荷。
7.根据权利要求6所述的加载装置，其特征在于，所述弹射杆假件(1)、销钉(3)、螺母(4)、牵制杆前固定端(21)和牵制杆后固定端(22)的材料均为30CrMnSiA，所述释放螺栓(23)的材料为25A。
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|---|---|---|---|---|
| CN108502207A (zh) * | 2018-03-19 | 2018-09-07 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 弹射冲击地面验证试验方法 |
| CN117030232A (zh) * | 2023-10-09 | 2023-11-10 | 中国飞机强度研究所 | 一种舰载机起落架牵制杆高速释放试验装置及试验方法 |
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2016
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