一种弯扭受载形式的机翼盒段试验装置的制作方法

本发明涉及飞机强度试验
技术领域：
，特别是涉及一种弯扭受载形式的机翼盒段试验装置。
背景技术：
：机翼翼盒作为飞机结构的主要承力部件，受到的载荷主要包括：翼面空气动力、机翼及其它部件的惯性力(包括装载物)、起飞和降落时起落架传递的集中载荷。截面上的内力主要有：弯矩、剪力和扭矩。在研发阶段，通常选取机翼翼盒上某一段通过适当简化以模拟真实机翼翼盒进行强度考核。对于受载形式为“弯矩”或“弯矩+剪力”的机翼盒段试验，现有技术中通过用承力墙、支持夹具、试验件、加载夹具组成的装置来进行上述试验，主要利用梁“四点弯曲”原理施加弯矩载荷，不能施加剪力。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。技术实现要素：本发明的目的在于提供一种弯扭受载形式的机翼盒段试验装置来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。为实现上述目的，本发明提供了一种弯扭受载形式的机翼盒段试验装置，所述弯扭受载形式的机翼盒段试验装置包括：弯剪组件，所述弯剪组件夹持待测机翼盒段，并为所述待测机翼盒段提供弯矩和/或剪切力；扭矩组件，所述扭矩组件设置在所述弯剪组件上，并为所述弯剪组件提供扭矩，并通过弯剪组件将该扭矩传递给所述待测机翼盒段。优选地，所述弯剪组件包括：第一底梁，所述第一底梁具有一个支撑面；加载装置，所述加载装置的一端设置在所述第一底梁的支撑面上；第一加载夹持装置，所述第一加载夹持装置与所述加载装置的另一端连接，所述第一加载夹持装置具有一个夹持端；第二底梁，所述第二底梁具有一个支撑面；支撑装置，所述支撑装置一端设置在所述第二底梁的支撑面上；第二加载夹持装置，所述第二加载夹持装置与所述支撑装置的另一端连接，所述第二加载夹持装置具有一个夹持端；限位装置，所述限位装置的一端设置在所述第二底梁的支撑面上，另一端与所述第二加载夹持装置连接；其中，所述第一加载夹持装置的加持端与所述第二加载夹持装置的加持端相对，并用于将待测机翼盒段夹持在两个加持端之间；所述加载装置用于为所述待测机翼盒段提供加载力，从而使所述待测机翼盒段受到弯矩或同时受到弯矩及剪力；所述限位装置用于限制所述第一加载夹持装置在第一加载夹持装置、待测机翼盒段以及第二加载夹持装置的连接方向上具有位移。优选地，所述扭矩组件包括：第三底梁，所述第三底梁具有一个支撑面；扭矩加载装置，所述扭矩加载装置的一端设置在第三底梁的支撑面上；扭矩加载梁，所述扭矩加载梁与所述第一加载夹持装置连接，所述扭矩加载装置的另一端与所述扭矩加载梁连接；扭矩平衡组件，所述扭矩平衡组件与所述第二加载夹持装置连接；其中，所述扭矩加载装置用于为所述扭矩加载梁施加扭矩，所述扭矩加载梁将该扭矩传递给所述第一加载夹持装置，所述第一加载夹持装置将该扭矩传递给所述待测机翼盒段；所述扭矩平衡组件用于为所述第二加载夹持装置提供抵抗所述扭矩的反作用力。优选地，所述扭矩平衡组件包括：第一底座；第一支撑柱，所述第一支撑柱的一端与所述第一底座连接；第二底座；第二支撑柱，所述第二支撑柱的一端与所述第二底座连接；平衡梁，所述平衡梁与所述第二加载夹持装置连接，所述平衡梁的一端与所述第一支撑柱的另一端连接，所述平衡梁的另一端与所述第二支撑柱的另一端连接。优选地，所述加载装置包括两组作动筒组，每个作动筒组包括两个作动筒，两组作动筒组在第一加载夹持装置、待测机翼盒段以及第二加载夹持装置的连接方向上顺序放置；所述扭矩加载装置包括两个作动筒，其中一个作动筒的筒体设置在所述第三底梁的支撑面上，该作动筒的活塞杆连接所述扭矩加载梁的一端；另一个作动筒的筒体设置在所述第三底梁的支撑面上，该作动筒的活塞杆连接所述扭矩加载梁的另一端。优选地，所述第一加载夹持装置包括：第一加载盒段，所述第一加载盒段与所述加载装置连接；第一对接板，所述第一对接板设置在所述第一加载盒段的一端；第一转接板，所述第一转接板与所述第一对接板连接，所述第一转接板的一个面设置为连接面，用于与待测机翼盒段连接。优选地，所述第二加载夹持装置包括：第二加载盒段，所述第二加载盒段与所述支撑装置及所述限位装置连接；第二对接板，所述第二对接板设置在所述第二加载盒段的一端；第二转接板，所述第二转接板与所述第二对接板连接，所述第二转接板的一个面设置为连接面，用于与待测机翼盒段连接。优选地，所述弯剪受载形式的机翼盒段试验装置进一步包括垫梁，所述支撑装置与所述第二加载盒段之间通过垫梁连接。优选地，所述限位装置包括限位装置本体，以限位角盒组件，所述限位角盒组件包括限位角盒，所述限位角盒包括两个相交的板状体，两个板状体之间设置有加强筋，所述加强筋将所述两个板状体之间的隔成两个容纳空间；铰支座，所述铰支座设置在所述容纳空间内，所述铰支座具有一个凹入部凸铰结构，所述凸铰结构具有一个突出部，所述突出部设置在所述铰支座的凹入部内，所述凸铰结构与所述铰支座连接；所述凸铰结构与所述第二加载盒段连接。本发明中的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置利用“杠杆”原理及“力的叠加”进行支持与加载，载荷形式是“扭矩”或“弯矩+扭矩”，从而解决了现有技术中无法同时施加弯矩及扭矩的问题。附图说明图1是根据本发明一实施例的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置的结构示意图。图2是图1所示的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置中的限位角盒的结构示意图。图3是图1所示的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置中的铰支座的结构示意图。图4是图1所示的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置中的凸铰结构的结构示意图。图5是图1所示的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置中的限位装置本体的结构示意图。附图标记1第一底梁32第一对接板2加载装置33第一转接板3第一加载夹持装置61第二加载盒段4第二底梁62第二对接板5支撑装置63第二转接板6第二加载夹持装置71限位装置本体7限位装置72限位角盒8待测机翼盒段73铰支座21作动筒74凸铰结构31第一加载盒段133第二底座10第三底梁134第二支撑柱11扭矩加载装置135平衡梁12扭矩加载梁131第一底座132第一支撑柱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性的，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性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。图1是根据本发明一实施例的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置的结构示意图。图2是图1所示的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置中的限位角盒的结构示意图。图3是图1所示的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置中的铰支座的结构示意图。图4是图1所示的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置中的凸铰结构的结构示意图。图5是图1所示的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置中的限位装置本体的结构示意图。如图1所示的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置包括包括弯剪组件以及扭矩组件，弯剪组件夹持待测机翼盒段，并为待测机翼盒段提供弯矩和/或剪切力；扭矩组件设置在弯剪组件上，并为弯剪组件提供扭矩，并通过弯剪组件将该扭矩传递给待测机翼盒段。本发明中的弯扭受载形式的机翼盒段试验装置利用“杠杆”原理及“力的叠加”进行支持与加载，载荷形式是“扭矩”或“弯矩+扭矩”，从而解决了现有技术中无法同时施加弯矩及扭矩的问题。参见图1，在本实施例中，弯剪组件包括第一底梁1、加载装置2、第一加载夹持装置3、第二底梁4、支撑装置5、第二加载夹持装置6以及限位装置7。参见图1，在本实施例中，第一底梁1采用工字梁，工字梁的两侧中的一侧作为支撑，可以放置在基座上，另一个面作为支撑面，加载装置2的一端设置在第一底梁1的支撑面上；第一加载夹持装置3与加载装置2的另一端连接，第一加载夹持装置3具有一个夹持端。参见图1，第二底梁采用工字梁，工字梁的两侧中的一侧作为支撑，可以放置在基座上，另一个面作为支撑面。支撑装置5一端设置在第二底梁4的支撑面上；第二加载夹持装置6与支撑装置5的另一端连接，第二加载夹持装置6具有一个夹持端。限位装置7的一端设置在第二底梁4的支撑面上，另一端与第二加载夹持装置6连接；其中，第一加载夹持装置3的加持端与第二加载夹持装置6的加持端相对，并用于将待测机翼盒段8夹持在两个加持端之间；加载装置2用于为待测机翼盒段8提供加载力，从而使待测机翼盒段8受到弯矩或同时受到弯矩及剪力；限位装置7用于限制第一加载夹持装置3在第一加载夹持装置、待测机翼盒段以及第二加载夹持装置的连接方向上具有位移(该连接方向为如图1中箭头所示方向)。本发明中的弯剪受载形式的机翼盒段试验装置利用“杠杆”原理进行支持与加载，载荷形式是“弯矩”或“弯矩+剪力”，从而解决了现有技术中无法同时施加弯矩及剪力的问题。参见图1，在本实施例中，加载装置包括两组作动筒组，两组作动筒组在第一加载夹持装置、待测机翼盒段以及第二加载夹持装置的连接方向上顺序放置。在使用时，一组作动筒组向一个方向加力，则另外一组作动筒向相反的方向加力，即可形成弯矩和/或剪切力。在本实施例中，每组作动筒组包括两个作动筒21。参见图1，在本实施例中，每个作动筒的筒体与第一底梁铰接；作动筒的活塞杆与第一加载夹持装置铰接。采用铰接的方式，在承力时能够产生一定量的变形，防止由于刚性连接从而使连接处受损或者影响试验效果。参见图1，在本实施例中，第一加载夹持装置3包括第一加载盒段31、第一对接板32以及第一转接板33，第一加载盒段31与加载装置连接；第一对接板32设置在第一加载盒段31的一端；第一转接板33与第一对接板32连接，第一转接板33的一个面设置为连接面，用于与待测机翼盒段8连接。参见图1，在本实施例中，第二加载夹持装置6包括第二加载盒段61、第二对接板62以及第二转接板63，第二加载盒段61与支撑装置5及限位装置7连接；第二对接板62设置在第二加载盒段61的一端；第二转接板63与第二对接板62连接，第二转接板63的一个面设置为连接面，用于与待测机翼盒段8连接。在本实施例中，第一加载盒段与第二加载盒段为相同的结构，且均为焊接件。第一对接板与第二对接板为相同的结构。第一转接板与第二转接板为相同的结构。上述结构采用相同的结构的优点在于，力的传递均匀，不会由于结构产生力的分散问题。可以理解的是，第一加载盒段与第一对接板之间通过螺栓连接，且螺栓数量大于10个。可以理解的是，第一对接板与第一转接板之间通过螺栓连接，且螺栓数量大于10个。可以理解的是，第二加载盒段与第二对接板之间通过螺栓连接，且螺栓数量大于10个。可以理解的是，第二对接板与第二转接板之间通过螺栓连接，且螺栓数量大于10个。由于在试验过程中，第一加载盒段、第一对接板、第一转接板、第二加载盒段、第二对接板以及第二转接板均为承力部件，因此，采用的螺栓数量应当不少于10个，防止连接处断裂。参见图1，在本实施例中，弯扭受载形式的机翼盒段试验装置进一步包括垫梁，支撑装置5与第二加载盒段61之间通过垫梁连接。采用垫梁进行连接，可以增加接触面积，防止应力集中。参见图1至图5，在本实施例中，限位装置7包括限位装置本体71以及限位角盒组件，限位角盒组件包括限位角盒72、铰支座73以及凸铰结构74，限位角盒72包括两个相交的板状体，两个板状体之间设置有加强筋，加强筋将两个板状体之间的隔成两个容纳空间；铰支座73设置在容纳空间内，铰支座73具有一个凹入部；凸铰结构74具有一个突出部，突出部设置在铰支座74的凹入部内，凸铰结构74与铰支座73连接；凸铰结构74与第二加载盒段61连接。采用这种机构，能够达到限位装置在本申请中所需要实现的功能。参见图5，在本实施例中，限位装置本体71包括两个相交的支撑梁，其中一个支撑梁垂直于另一个支撑梁设置，两个支撑梁之间设置有加强板。采用这种结构，能够增加限位装置本体的强度。参见图1，在本实施例中，所述扭矩组件包括第三底梁10、扭矩加载装置11、扭矩加载梁12以及扭矩平衡组件13，第三底梁10具有一个支撑面；扭矩加载装置11的一端设置在第三底梁10的支撑面上；扭矩加载梁12与第一加载夹持装置3连接，扭矩加载装置11的另一端与扭矩加载梁12连接；扭矩平衡组件13与第二加载夹持装置6连接；其中，扭矩加载装置用于述扭矩加载梁施加扭矩，扭矩加载梁将该扭矩传递给第一加载夹持装置，第一加载夹持装置将该扭矩传递给待测机翼盒段；扭矩平衡组件用于为第二加载夹持装置提供抵抗扭矩的反作用力。参见图1，在本实施例中，扭矩平衡组件13包括第一底座131、第一支撑柱132、第二底座133、第二支撑柱134以及平衡梁135，第一支撑柱132的一端与第一底座131连接；第二支撑柱134的一端与第二底座133连接；平衡梁135与第二加载夹持装置6连接，平衡梁135的一端与第一支撑柱132的另一端连接，平衡梁135的另一端与第二支撑柱的另一端连接。参见图1，在本实施例中，扭矩加载装置包括两个作动筒21，其中一个作动筒21的筒体设置在第三底梁的支撑面上，该作动筒21的活塞杆连接扭矩加载梁的一端；另一个作动筒21的筒体设置在第三底梁的支撑面上，该作动筒21的活塞杆连接所述扭矩加载梁的另一端。最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，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发明各实施例技术方案的精神和范围。当前第1页1 2 3