一种机翼载荷加载装置的制造方法
【专利摘要】本发明一种机翼载荷加载装置，属于飞机结构试验技术领域；适用于机翼翼面大变形情况下载荷的加载；包括：框架、连接螺栓、作动筒、伸缩装置、载荷传感器及拉板螺栓。框架底部设置有双耳接头，作动筒两端各设置有底端单耳接头和顶端单耳接头，框架和作动筒通过连接螺栓穿过底端单耳接头及双耳接头活动连接；伸缩装置与作动筒通过拉板螺栓穿过顶端单耳接头活动连接；伸缩装置穿过框架与载荷传感器活动连接。本发明载荷加载装置作动筒收缩变短施加机翼下翼面向下拉伸载荷，能够伸长满足机翼向上的大变形，且制造安装简便，造价低廉，方便加载控制，提高了加载控制精度，有效避免了冲击载荷的产生。
【专利说明】
一种机翼载荷加载装置
技术领域
[0001 ]本发明属于飞机结构试验技术领域，具体涉及一种机翼载荷加载装置。
【背景技术】
[0002]飞机结构地面试验某些工况下，机翼的上翼面加载向上载荷，下翼面加载向下载荷，机翼变形向上。该变形条件下，下翼面加载设备需随载荷的增加向上伸长，现有加载作动筒最大行程2500毫米，当变形超过2500毫米时，下翼面载荷无法加载。
[0003]机翼大变形情况下的下翼面载荷加载技术是飞机地面试验的难点，目前还没有加载装置能便捷的加载该载荷，通常采用双作动筒串联反向加载的方法，该方法将两根作动筒串联后安装在承力顶棚15上，通过两组滑轮18改变加载方向，从而加载向下载荷。加载时，I号作动筒16首先伸长，待完全伸长后，2号作动筒17再伸长，用两根作动筒的行程来满足机翼19向上的大变形。该加载方法的两根作动筒为软式串联，作动筒之间可自由转动，起吊安装较为困难;另一方面，在两根作动筒行程转换时刻，产生较大冲击载荷，极易导致超载保护，带来试验风险;第三，这两根作动筒是通过一个控制模块控制，控制精度较低，加载速度较慢，不易和其他加载设备同步，载荷加载不太协调。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是:为了解决上述问题，本发明提出了一种机翼载荷加载装置，在机翼大变形情况下安装方便、控制准确、加载安全的机翼下翼面载荷加载装置。
[0005]本发明的技术方案是:一种机翼载荷加载装置，适用于机翼下翼面载荷的加载;包括:框架、连接螺栓、作动筒、伸缩装置、载荷传感器及拉板螺栓;框架底部设置有双耳接头，作动筒两端各设置有底端单耳接头和顶端单耳接头，框架和作动筒通过连接螺栓穿过底端单耳接头及双耳接头活动连接;伸缩装置与作动筒通过拉板螺栓穿过顶端单耳接头活动连接;伸缩装置穿过框架与载荷传感器活动连接。
[0006]优选地，所述框架底部设置有两个左右对称的第一长条孔，所述框架顶部设置有第二长条孔。
[0007]优选地，所述伸缩装置由长度不同的第一拉板、第二拉板及所述连接螺栓组成。
[0008]优选地，两件所述第一拉板组成一付第一拉板组件，两件所述第二拉板组成一付第二拉板组件，所述第一拉板组件及第二拉板组件采用一付内侧一付外侧的交替连接方式。
[0009]优选地，所述伸缩装置首尾采用第一拉板组件，中间连接第二拉板组件至少重复二次以上。
[0010]优选地，所述第二拉板设置有中心圆孔，所述中心圆孔与连接螺栓配合。
[0011]优选地，靠近顶端单耳接头的第二拉板组件通过中心圆孔与框架配合安装。
[0012]优选地，所述第一拉板为双孔构件，双孔间距为500mm，所述第二拉板为带中心圆孔的三孔构件，两端孔距离中心圆孔间距为500mm。
[0013]本发明的技术方案优点是:
[0014]I)该载荷加载装置制造和安装简便，造价低廉。
[0015]2)该载荷加载装置避免冲击载荷产生，加载协调。
[0016]3)该载荷加载装置通用一个控制模块控制，提高了加载控制精度。
[0017]4)该载荷加载装置作动筒收缩加载拉伸载荷，加载装置伸长满足大变形情况下机翼下翼面载荷加载要求。
【附图说明】
[0018]图1为采用双作动筒串联反向加载的方法的结构示意图。
[0019]图2为本发明一种机翼载荷加载装置的一优选实施例的结构示意图。
[0020]图3为图1所示实施例的框架示意图。
[0021]图4为图1所示实施例的作动筒示意图。
[0022]图5为所示实施例的第一拉板示意图。
[0023]图6为所示实施例的第二拉板示意图。
[0024]图7为所示实施例的第一拉板及第二拉板的采用内外交替连接方式示意图。
[0025]图8为所示实施例的第一拉板组件示意图。
[0026]图9为所示实施列的第二拉板组件示意图。
[0027]其中，1-框架，2-连接螺栓，3-动作筒，4-伸缩装置，5-载荷传感器，6-拉板螺栓，7_双耳接头，8-底端单耳接头，9-顶端单耳接头，10-第一拉板，11-第二拉板，12-第一长条孔，13-第二长条孔，14-中心圆孔，15-承力顶棚，16-1号动作筒，17-2号动作筒，18-滑轮，19-机翼，20-第一拉板组件，21-第二拉板组件。
【具体实施方式】
[0028]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。
[0029]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。
[0030]下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明，请参阅图1至图9;
[0031 ]大变形情况下机翼的下翼面载荷加载技术是飞机地面试验的难点，目前还没有加载装置能便捷的加载该载荷，通常采用双作动筒串联反向加载的方法，该方法将两根作动筒串联后安装在承力顶棚15上，通过两组滑轮18改变加载方向，从而加载向下载荷。加载时，I号作动筒16首先伸长，待完全伸长后，2号作动筒17再伸长，用两根作动筒的行程来满足机翼19向上的大变形。该加载方法的两根作动筒为软式串联，作动筒之间可自由转动，起吊安装较为困难;另一方面，在两根作动筒行程转换时刻，产生较大冲击载荷，极易导致超载保护，带来试验风险;第三，这两根作动筒是通过一个控制模块控制，控制精度较低，加载速度较慢，不易和其他加载设备同步，载荷加载不太协调。
[0032]为了解决上述问题，本发明提出了一种机翼载荷加载装置，在大变形情况下安装方便、控制准确、加载安全的机翼下载面载荷加载装置。一种机翼载荷加载装置，适用机翼下翼面载荷的加载;包括:框架1、连接螺栓2、作动筒3、伸缩装置4、载荷传感器5及拉板螺栓6；
[0033]其中所述框架I为矩形构件，用槽钢焊接而成，框架I设置底部双耳接头7，用于安装作动筒。框架I底部设置有左右对称的第一长条孔12，可通过地角螺栓将框架I安装于承力地坪;框架顶部设置有圆孔，用于第二拉板11的中心圆孔14的配合连接，框架顶部设置有通长的有第二长条孔13，使伸缩装置4能够顺利穿过框架I，加载装置伸长满足大变形情况下机翼下翼面载荷施加要求。
[0034]底座螺栓2为高强度螺栓，材料通常选用45钢，底座螺栓2配一只螺母和两只平垫圈。
[0035]伸缩装置4利用平行四边形不稳定的原理来实现装置的伸缩变形，实现这种伸缩变形的机构有很多，例如铰链四杆机构、多级液压缸及多组作动筒等。本发明中伸缩装置4一优选方案采用多块拉板铰接的方式来实现长度的伸缩变化。
[0036]伸缩装置4由长度不同的第一拉板10、第二拉板11及所述连接螺栓6组成。第一拉板10为双孔构件，双孔间距为500毫米，材料通常选用Q235钢。第二拉板11为带中心孔的三孔构件，两侧双孔距中心孔间距均为500毫米;材料通常选用Q235钢。
[0037]作动筒3为现有构件，作动筒3两端各设置有底端单耳接头8和顶端单耳接头9，框架I和作动筒3通过连接螺栓2穿过底端单耳接头8及双耳接头7活动连接，顶部单耳接头9用于同两付第一拉板组件20连接。
[0038]两件第一拉板10组成第一拉板组件20使用，两付第一拉板组件20通过拉板螺栓6与作动筒3顶端单耳片9相连，第一付第一拉板组件20的两个第一拉板分别连接在作动筒3顶端单耳片9的两侧，第二付第一拉板组件20的两个第一拉板10连接在第一付拉板组件20的拉板10的外侧。
[0039]两件第二拉板11作为一付第二拉板组件21使用，两付第二拉板组件21分别与两付第一拉板组件20连接后，再交叉并通过拉板螺栓6与框架I顶部的中心孔相连。重复第二拉板组件21连接两次或两次以上，使用二付第一拉板组件20分别与最后两付第二拉板组件21连接，二付第一拉板组件20的另一端通过拉板螺栓6与载荷传感器5相连。
[0040]本发明载荷加载装置作动筒收缩变短施加机翼下翼面向下拉伸载荷，能够伸长满足机翼向上的大变形，且制造安装简便，造价低廉，方便加载控制，提高了加载控制精度，有效避免了冲击载荷的产生。
[0041]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。
【主权项】
1.一种机翼载荷加载装置，适用于机翼下翼面载荷的加载；其特征在于，包括:框架(I)、连接螺栓(2)、作动筒(3)、伸缩装置(4)、载荷传感器(5)及拉板螺栓(6); 框架(I)底部设置有双耳接头(7)，作动筒(3)两端各设置有底端单耳接头(8)和顶端单耳接头(9)，框架(I)和作动筒(3)通过连接螺栓(2)穿过底端单耳接头(8)及双耳接头(7)活动连接;伸缩装置(4)与作动筒(3)通过拉板螺栓(6)穿过顶端单耳接头(8)活动连接;伸缩装置(4)穿过框架与载荷传感器(5)活动连接。2.根据权利要求1所述的一种机翼载荷加载装置，其特征在于:所述框架(I)底部设置有两个左右对称的第一长条孔(12)，所述框架(I)顶部设置有第二长条孔(13)。3.根据权利要求1所述的一种机翼载荷加载装置，其特征在于:所述的伸缩装置(4)由长度不同的第一拉板(10)、第二拉板(11)及所述连接螺栓(6)组成。4.根据权利要求3所述的一种机翼载荷加载装置，其特征在于:两件所述第一拉板(10)组成一付第一拉板组件(20)，两件所述第二拉板(11)组成一付第二拉板组件(21)，所述第一拉板组件(20)及第二拉板组件(21)采用一付内侧一付外侧的交替连接方式。5.根据权利要求4所述的一种机翼载荷加载装置，其特征在于:所述伸缩装置(4)首尾采用第一拉板组件(20)，中间连接第二拉板组件(21)至少重复二次以上。6.根据权利要求4所述的一种机翼载荷加载装置，其特征在于:所述第二拉板(II)设置有中心圆孔(14)，所述中心圆孔(14)与连接螺栓(6)配合。7.根据权利要求6所述的一种机翼载荷加载装置，其特征在于:靠近顶端单耳接头(9)的第二拉板组件(21)通过中心圆孔(14)与框架(I)配合安装。8.根据权利要求3所述的一种机翼载荷加载装置，其特征在于:所述第一拉板(10)为双孔构件，双孔间距为500mm，所述第二拉板(11)为带中心圆孔(14)的三孔构件，两端孔距离中心圆孔(14)间距为500mm。
【文档编号】B64F5/00GK105857638SQ201610454022
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年6月21日
【发明人】臧伟锋, 陈安, 张侃, 张海英, 苏少普
【申请人】中国飞机强度研究所