本申请属于飞机强度试验领域，尤其涉及一种试验用的梁结构方。
背景技术：
随着现代航空事业的发展，大型飞机的研制已成为各航空巨头争相发展的头等大事。无论是民机还是军机，加大飞机的载重量都成为航空人关注的重要目标。加大飞机的载重量，从飞机设计角度讲，就是要提高飞机的推重比和翼载，也就是要增大飞机发动机推力和机翼面积，对当前主流的喷气式发动机而言，就是要增大发动机的进气量。
某型飞机是在已有的飞机上通过改型而研制的，梁位于机翼根部，用于实现机翼前、后大梁的对接，主要承受机翼的弯曲、剪切和扭转载荷，是飞机的关键受力件。与原型机相比，梁框开口高度未发生变化，沿梁平面方向尺寸加大，机翼总升力及压力位置基本未发生变化，对梁框开口区产生的弯矩基本不变，即开口区上、下部截面的拉、压力基本不变；由于开口沿梁平面方向尺寸加大，剪力变化不大。在改型前的基础上更换发动机。更发后发动机进气量增大，引起进气道截面积增大，要求梁的尺寸增大。因此，研究改型后加大尺寸的梁框对于某型飞机的研制定型非常重要。
静力试验是飞机设计研制的基础，为飞机的设计定型提供试验依据，为结构的改进改型提供数据资料，并且可以检验强度计算的准确性进一步修正计算方法。
根据飞机研制的有关资料要求“对于全新设计的结构，原则上都要进行静力试验验证。”“对于改进改型的飞机结构，对载荷进行对比性分析(计算结果或者是原有的试验结果)，根据载荷包容性和结构相似性的比较结果，确定试验必要性。”
对于改型前梁的研究，前苏联和国内均已有相应的数据，但是梁框的安全裕度很小，梁框尺寸加大后已有的数据已经不再适用；且梁框的结构复杂，其尺寸加大后由于外形限制，结构很难加强。因此梁框需要重新设计。按照强度设计的需求，对尺寸加大的梁框的研究必须通过静力试验来检验新设计梁框的受力情况。
在试验设计中，加大尺寸后的梁框用了和尺寸加大前试验相同的受载情况和支持条件进行试验，获取梁框的变形和梁框截面上的应力。受条件限制，加载方法和加载控制若出现偏差，会造成飞机结构或系统损坏，存在一定的风险。因此实施中应制定周密的加载方案、程序和保护措施，以保证加载对飞机飞行安全无影响，风险可控。
技术实现要素：
本申请的目的是提供一种梁结构试验方法，解决目前飞机结构强度试验中试验件在加载过程中产生不正常的失稳现象，同时准确模拟了梁的传力路线和支持方式，简化了试验流程，减少布置装置的工作量，使得整个实验过程真实、简单、可靠。
为达到上述目的，本申请采用的技术方案是：一种梁结构，包括试验夹具、夹具梁、梁框、试验梁、加载作动筒、顶杆和支撑板；试验夹具由测力计铰支座、承力座和横梁连接组成；夹具梁和试验梁通过梁框连接在一起，试验夹具设置在其两端；在夹具梁和梁框的上部和下部均设置有顶杆，支撑板安装于顶杆的两端，并垂直于顶杆的轴线，顶杆可在支撑板平面内运动。
本申请的一种梁结构试验方法能够通过全新设计试验梁和夹具梁，真实准确的模拟了梁结构的受力形式；通过顶杆和支撑板的设置，解决目前飞机结构强度试验中试验件在加载过程中产生不正常的失稳现象；通过试验夹具的设置，使得试验满足简支条件(只承受竖向压力)，使整个试验过程准确、简单、可靠。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。
图1为本申请的一种梁结构示意图；
图2为本申请的一种梁结构的顶杆和支撑板示意图；
图中编号说明,1-试验夹具，2-夹具梁，3-梁框，4-试验梁，5- 加载作动筒，6-顶杆，7-支撑板，11-测力计铰支座，12-承力座，13- 横梁。
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型的，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型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”、、“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。
如图1及图2所示，本申请的一种梁结构，包括试验夹具1、夹具梁2、梁框3、试验梁4、加载作动筒5、顶杆6和支撑板7；试验夹具1由测力计铰支座11、承力座12和横梁13连接组成；夹具梁2 和试验梁4通过梁框3连接在一起，试验夹具1设置在其两端；在夹具梁2和梁框3的上部和下部均设置有顶杆6，支撑板7安装于顶杆 6的两端，并垂直于顶杆6的轴线，顶杆6可在支撑板7平面内运动。
每个试验夹具1包括测力计铰支座11、承力座12和横梁13，其中，承力座12和横梁13在满足强度、刚度的同时主要功能为固定支持测力计铰支座11，测力计铰支座11用来监测试验件两端的支反力，保证支反力总和与载荷相平衡，并且两端受力相同。夹具梁2和试验梁4为全新研制的试验假件，满足了高强度、高刚度的设计要求，其中夹具梁2的材质为30CrMnSiA，试验梁4为LY12。夹具梁2一端与试验夹具1固定，另一端按照真实连接形式与梁框3进行连接，准确模拟梁框3的传力路径，在夹具梁2的上部和下部均设置有三个顶杆 6，顶杆6的中部的卡箍结构与夹具梁2进行连接，垂直于顶杆6轴线设置有支撑板7，支撑板7设置于顶杆6的两端且约束顶杆6轴线方向位移，其中，上部的三根顶杆6两端对应两个支撑板7，同样的，下部的三根顶杆6两端对应两个支撑板7。试验梁4一端与试验夹具 1固定，另一端按照真实连接形式与梁框3进行连接，准确模拟梁框 3的传力路径。梁框3结构为全新设计结构，梁框3结构一端与试验梁4连接，另一端与夹具梁2连接，并且两端的连接结构与某型机机翼该处连接结构相同，保证梁框3受力真实有效。梁框3的上部和下部均设置有三个顶杆6，顶杆6的中部的卡箍结构与梁框2进行连接，垂直于顶杆6轴线设置有支撑板7，支撑板7设置于顶杆6的两端且约束顶杆6轴线方向位移，其中，上部的三根顶杆6两端对应两个支撑板7，同样的，下部的三根顶杆6两端对应两个支撑板7。顶杆6 在支撑杆平面能够自由移动，保证了实验过程中梁框3和夹具梁2不会发生扭转而造成非正常破坏。
本梁结构简单可靠，便于拆装，真实准确的模拟了梁结构的受力形式；通过顶杆和支撑板的设置，解决目前飞机结构强度试验中试验件在加载过程中产生不正常的失稳现象；通过试验夹具的设置，使得试验满足简支条件(只承受竖向压力)，本试验方法适用于大部分梁的静强度试验，具有很高的推广性。
以上所述，仅为本申请的最优具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。