[发明专利]一种飞机半封闭结构试验加载装置

说明书

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，能够插入所述圆孔内。

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。