[发明专利]一种飞机机翼大变形试验加载装置

说明书

技术领域

本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种满足机翼大变形的加载装置。

背景技术

飞机结构强度试验时，机翼通常生产向上变形，当翼尖变形超过2500毫米时，现有加载装置无法满足加载要求。一方面，现有作动筒最大行程为2500毫米，另一方面，到目前为止，机翼翼尖最大变形还没有超过5000毫米时，因而从试验角度讲，翼尖发生2500毫米至5000毫米变形称为大变形。

大变形情况下机翼载荷施加技术是飞机结构强度试验的难点，现阶段，还没有理想的加载装置能简便施加该情况下的机翼载荷。目前采用最多(最有效)的加载方式是双作动筒串联的方式，如图1所示；试验加载时，作动筒二先收缩，待作动筒二收缩完成后，作动筒一再收缩，用两个作动筒的行程来满足的机翼的大变形。这种加载方式，两作动筒通过软式串联连接，重量较大，起吊安装较为困难，且不易换装；另一方面，这两个加载作动筒是用一个控制模块通过载荷控制的，两作动筒行程转换时刻，产生较大冲击载荷，极易导致试验保护而终止、存在试验风险、控制较为困难、控制精度较低；第三，通常情况下，机翼距地面为4500毫米左右，双作动筒串联后其长度过长，无法在机翼下翼面安装，因而只能通过转向滑轮将其改为向上加载，有时，个别向上加载点也因安装空间有限而需要通过转向滑轮改为向下加载，其安装强度相当大。

发明内容

本发明的目的是：提供了一种便于换装、控制精度高能够满足飞机机翼大变形情况下的试验加载装置，为飞机强度试验提供有效支持。

本发明的技术方案是：一种飞机机翼大变形试验加载装置，其包括框架1、作动筒2、滚动轮3、滚动轮支座4、起始螺栓5、钢索6、导向轮7、可动承力梁8；其中，作动筒2一端连接框架1底部，一端连接可动承力梁8；两件滚动轮支座4分别安装在可动承力梁8的两端，并且每件滚动轮支座4的凸台分别伸入到所接近两侧框架1的内侧面滑槽内，且滚动轮支座4各安装四件可贴在框架上滚动的滚动轮3；所述可动承力梁8上安装有四件导向轮7和一件起始螺栓5，框架1顶部安装有两件导向轮7；钢索6一端的耳环连接在起始螺栓5上后，钢索6的另一端依次环绕各个导向轮7后从框架1顶部的穿出。

钢索从起始螺栓出来后，先环绕框架顶部的一个导向轮，然后顺次绕过可动承力梁8一组间距较大的导向轮，再环绕框架顶部另一个导向轮后，顺次绕过可动承力梁8另外一组间距较小的导向轮后再从框架1顶部穿出。

可动承力梁8间距较大的一组导向轮位于间距较小一组导向轮的下方。

所述滚动轮支座4的凸台伸入到框架1内的伸入长度至少为50毫米，伸入后，凸台与框架滑槽内壁的配合间隙在5到10毫米之间。

所述滚动轮支座4上安装的滚动轮3与框架1的侧边间隙在1到3毫米之间。

作动筒2顶部通过加载单耳与可动承力梁8螺栓连接。

作动筒2底部与框架地步之间通过单双耳连接。

翼尖发生2500毫米至5000毫米变形时，由于该加载装置几何尺寸较小，即可安装于机翼上翼面，通过作动筒2的收缩，施加向上载荷；又可安装于机翼向下翼面，通过作动筒2的收缩，施加向下载荷。

本发明的有益效果是：本发明飞机机翼大变形试验加载装置为整体框架结构，因而试验安装方便安全，另一方面，该装置主要构件为焊接件，方便加工和装配。该装置控制模块仅控制一个作动筒，不产生冲击载荷，便于试验控制，控制精度高，消除安全隐患。该装置加载时，可动承力梁移动灵活，加载协调，满足机翼大变形加载要求。该装置即可用于机翼向上加载，又可用于机翼向下加载，且无需导向安装，大大减少安装工作量，而且方便试验换装。

附图说明

图1为机翼大变形现有加载装置；

图2为本发明飞机机翼大变形试验加载装置结构图；

图3为框架结构示意图；

图4为作动筒示意图；

图5为可动承力梁结构示意图；

图6为滚动轮支座示意图；

图7为滚动轮结构示意图；

图8为导向轮示意图；

图9为本发明的加载装置在机翼上、下翼面的安装示意图；

其中：1-框架、2-作动筒、3-滚动轮、4-滚动轮支座、5-起始螺栓、6-钢索、7-导向轮、8-可动承力梁、9-耳片、10-堵板。

具体实施方式

下面进一步的详细说明本发明具体实施方式。

请参阅图2，本发明飞机机翼大变形试验加载装置包括框架1、作动筒2、滚动轮3、滚动轮支座4、起始螺栓5、钢索6、导向轮7、可动承力梁8。