[实用新型]一种飞机结构强度试验加载装置

说明书

本申请属于飞机结构强度验证试验领域，特别涉及一种飞机结构强度试验加载装置。包括：杠杆(4)、固定拉板(2)、滑轮(7)、钢丝绳(5)、控制器。所述杠杆(4)与试验件连接；所述固定拉板(2)通过所述测力传感器(3)与所述杠杆(4)连接；所述滑轮(7)与所述固定拉板(2)的另一端连接；所述钢丝绳(5)的一端固定，另一端穿过所述滑轮(7)与作动筒(1)连接；所述控制器通过接收的所述测力传感器(3)信号控制所述作动筒(1)的加载力的大小。本申请能够实现可靠精确的加载，消除加载误差，规避复杂加载形式带来的风险，同时提高加载设备的安装效率，缩短试验周期，增加了试验的可靠性和安全性。

技术领域

本申请属于飞机结构强度验证试验领域，特别涉及一种飞机结构强度试验加载装置。

背景技术

飞机结构静力/疲劳试验中，一般采用作动筒加载方式，而安装位置选择在加载力线方向上，利用安装在加载方向上的传感器与控制系统形成闭环控制加载，在通常情况下这种加载系统是可行的，能满足飞机静强度试验加载要求，但这要求加载方向有足够空间便于作动筒等加载设备的安装。然而在某些情况下，加载方向上存在结构或者辅助、支撑加载装置等障碍，造成力线方向上难以直接安装作动筒，或安装过于复杂，使得加载风险变高。目前试验中主要采用静滑轮导向装置或者口字型杠杆来绕开加载力线方向上的障碍。第一种方式需要较大的空间固定导向装置，第二种方式对于力线方向上障碍面过大时需要采用大型杠杆，重量较重，影响试验加载精度。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

实用新型内容

本申请的目的是提供了一种飞机结构强度试验加载装置，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种飞机结构强度试验加载装置，包括：

杠杆，所述杠杆与试验件连接；

固定拉板，所述固定拉板通过所述测力传感器与所述杠杆连接；

滑轮，所述滑轮与所述固定拉板的另一端连接；

钢丝绳，所述钢丝绳的一端固定，另一端穿过所述滑轮与作动筒连接；

控制器，所述控制器通过接收的所述测力传感器信号控制所述作动筒的加载力的大小。

可选地，所述杠杆的两端开设有安装孔，所述试验件通过紧固件安装在所述杠杆的安装孔中。

可选地，所述测力传感器的两端分别设置有第一单耳接头以及第二单耳接头，所述第一单耳接头与所述杠杆的中部连接，所述第二单耳接头与所述固定拉板连接。

可选地，位于所述滑轮两侧的所述钢丝绳与垂直方向具有相同的夹角。

可选地，所述作动筒为液压作动筒。

实用新型至少存在以下有益技术效果：

本申请的飞机结构强度试验加载装置，能够实现可靠精确的加载，消除加载误差，规避复杂加载形式带来的风险，同时提高加载设备的安装效率，缩短试验周期，增加了试验的可靠性和安全性。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的飞机结构强度试验加载装置示意图。

其中：

1-作动筒；2-固定拉板；3-测力传感器；4-杠杆；5-钢丝绳；6-加载方向；7-滑轮。

具体实施方式