一种适用于复合材料机翼静力试验加载的装置的制作方法

本发明属于航空静力试验领域，涉及到一种适用于复合材料机翼静力试验加载的装置。

背景技术：
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机翼作为飞机重要的承载部件，其强度直接影响着飞机的飞行安全。因此，需通过静力试验对机翼的强度进行验证。机翼最大承载能力历来都是飞机结构强度最关心的问题之一，也是决定飞机性能及承载能力的关键。准确的试验载荷施加装置和施加方法，可以使得试验得到的数据更加接近于真实，可以较好的推动理论分析的发展，使得机翼的结构强度设计趋近于完美。

以往对于机翼加载主要采用胶布带加载，后来逐步发展成拉压垫的加载。这一类型的加载都必须将理论载荷分成N个小的集中载荷，以便于胶布带(拉压垫)可以将这些载荷施加于机翼蒙皮之上。这种方法对于金属机翼是没有问题的，已经得到过多个机型的验证，但对于复合材料机翼，特别是当加载点特别靠近于机翼翼面边缘时，可分布施加点较少，造成局部载荷过大，从而导致机翼蒙皮出现分层等问题。

除了胶布带(拉压垫)加载外，还有一种加载方式为全翼型卡板加载，这种加载装置载荷施加较为均匀，也是采用变拉载为压载的原理，但这种加载装置一般都十分笨重，使得安装较为困难。全翼型卡板与翼型贴合装置一般较为厚重且是一次性使用物品，对于其他机翼进行试验时，就需要重新生产另外一套贴合装置，从而造成了资源的浪费。

技术实现要素：
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发明目的：本发明提供了一种适用于复合材料机翼静力试验加载的装置，该装置能够将集中载荷变为翼面上的均布载荷，同时使得翼面受载为压载，从而避免复合材料受拉易分层的问题。

技术方案：一种适用于复合材料机翼静力试验加载的装置，包括了包括了主承力横梁、上下横梁连接板、加载顶针、翼面加载垫块和试验载荷施加板。利用主承力横梁、上下横梁连接板、加载顶针形成的整体框架，将试验载荷施加板上传来的集中载荷变为多个小的集中载荷，再由与加载顶针接触的翼面加载垫块将多个小的集中载荷变成较均匀的分布载荷传递给机翼蒙皮。通过调节上下横梁连接板在主成力横梁的位置，使其可以适用于不同翼型加载。通过调节加载顶针在主承力横梁的位置，使其可以适用于不同的手力形式的机翼。通过调节试验载荷施加板在主承力横梁的位置，使得试验载荷具有很多可变性。

本发明的有益效果：本试验装置有效的进行机翼载荷的施加，具有施加点位置灵活多变的功能，同时一套本装置在仅需更换翼面加载垫块的情况下就可以适用于不同的翼型的不同位置的加载，具有良好的通用性，且由于翼面加载垫块较为轻，再次加工成本较低，节约了试验经费。

附图说明：

图1是本发明一种适用于复合材料机翼静力试验载荷施加的装置的正视图；

图2是本发明一种适用于复合材料机翼静力试验载荷施加的装置的左视图；

图中，101——主承力横梁；102——上下横梁连接板；103——加载顶针；104——翼面加载垫块；105——试验载荷施加板。

具体实施方式：

主承力横梁101上4面具有T型凹槽，试验载荷施加板105可以在101内任意滑动，使得载荷施加位置较为灵活，当105与101连接强度不足时，可以将多个105与101进行连接，各个105在通过组成杠杆形式进行载荷施加，降低局部连接强度。对于加载装置附近存在与加载点干涉的情况时，可以通过多个远离干涉区的105与101进行连接，各个105在通过组成杠杆形式进行载荷施加，降低载荷施加干涉的可能性。

上下横梁连接板102可以在101内任意滑动，使得本发明可以适用于不同大小的翼型，当翼型正合适于101最长长度时，将102放置于最端面，当翼型小于101最长长度时，可以通过调节前后102板之间距离使其适用于各种翼型的加载，对于超过101长度的翼型时，需要对101更换使其满足需求。推荐的101有效使用距离为1：0.85。

加载顶针103也可以在101内任意滑动，使得本发明可以适用于不同受力形式的翼面。当加载顶针位置发生变化时，加载垫块104需要重新加工，使其可以与新的翼面进行贴合。103具备高度调节功能，可以与104之间达到无缝接触，便于载荷施加。

本发明装置105为载荷传入点，它与101通过T型螺栓进行连接，将载荷传递给101。101与102组成整体框架，使得传入101的载荷在整体框架内传递。当试验载荷作用位置位于前后两个顶针之间时(上下顶针位置要求对齐)，翼面为一侧受力。当试验载荷作用位置位于前后两个顶针之外时，翼面为双侧受力，一面大一面小。顶针作用位置得根据不同机翼的受力形式来决定，一般选择在主承力的纵向件上方。当载荷通过101与102的组合框架传递给103后，103与104接触，103的小集中载荷通过104扩散成作用于翼面的均布压载。

本发明有效的解决了复合材料机翼的试验载荷施加问题，同时由于具有良好的通用性，可以降低试验的成本，节约试验经费，同时由于整个加载装置相对于全翼型卡板来说较为轻便，对于安装有着莫大的好处。