一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置，属于疲劳试验设备领域；此试验装置包括螺杆支架部分、作动器位置调节部分和试验件连接部分。该试验装置通过上述三个部分，分别完成支撑、载荷调节、试验件加持的工作；本试验装置采用的技术方案通过三个螺杆独立调节三各作动器作用位置和角度，以实现多轴载荷的自由配置，适用性广、刚度强、结构稳定。

A Multiaxial Fatigue Testing Device for Full-Size Aircraft Structures

The invention discloses a multi-axis fatigue test device for aircraft full-size structural parts, belonging to the field of fatigue test equipment, which comprises a screw support part, an actuator position adjustment part and a connection part of test parts. Through the above three parts, the test device completes the work of support, load adjustment and test piece support respectively. The technical scheme adopted in the test device is to adjust the position and angle of three actuators independently by three screw, so as to realize the free allocation of multi-axis load, with wide applicability, strong stiffness and stable structure.

【技术实现步骤摘要】
一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置
本专利技术涉及一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置，属于疲劳试验设备领域。
技术介绍
飞机在服役过程中，大多数的结构件都处于多轴受力状态，因此在进行飞机全尺寸结构件疲劳试验时需要模拟出多轴受力状态，但目前很少有针对飞机全尺寸结构件的多轴疲劳试验装置，而且仅存的全尺寸结构件多轴疲劳试验装置适用性较为单一，仅适用于某特定的飞机全尺寸结构件，造成试验成本的增加和资源的浪费。所以，一种适用性广、结构简单、调节安装简便的飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置的研发是十分有意义的。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置，以广泛的适用性进行多种飞机全尺寸结构件的多轴疲劳试验。该装置性能稳定可靠，调节安装简便，能实现大多数飞机全尺寸结构件的多轴疲劳试验。为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置，该试验装置包括螺杆支架部分、作动器位置调节部分和试验件连接部分。支架部分包括螺杆支架I(1)、螺杆支架Ⅱ(11)、螺杆盖板(18)。其中螺杆支架Ⅱ(11)垂直安装于螺杆支架I(1)上，螺杆盖板(18)安装于螺杆支架I(1)两侧限位螺杆及滑杆；螺杆支架I(1)两侧安装有工字型钢梁保持装置稳定。作动器位置调节部分由垂向螺杆调节机构和水平螺杆调节机构组成。垂向螺杆调节机构，由作动器滑块III(9)、传动螺杆III(10)、螺杆支架Ⅱ(11)、作动器调节手柄III(12)组成，其中作动器滑块III(9)与传动螺杆III(10)相配合传动，其螺纹升角小于当量摩擦角，保证满足该螺旋副的自锁条件，增强试验的稳定性。水平螺杆调节机构由传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、作动器调节手柄II(13)、作动器滑块II(14)、传动滑轨I(15)、传动滑轨Ⅱ(16)、作动器滑块I(17)和作动器调节手柄Ⅰ(19)组成，其中作动器滑块I(17)和作动器滑块II(14)各有三个光滑通孔和一个螺孔，传动滑轨I(15)、传动滑轨Ⅱ(16)通过间隙配合穿过底部两个光滑通孔，传动螺杆I(6)与作动器滑块I(17)的螺孔配合，同时穿过作动器滑块II(14)顶部的光滑通孔且为间隙配合，传动螺杆II(7)与作动器滑块II(14)的螺孔配合，同时穿过作动器滑块I(17)顶部的光滑通孔且为间隙配合。既保证了各作动器滑块能独立调节，又提升了系统的刚度。试验件连接部分包括试验件支架(2)、作动器I(3)、试验件(4)、作动器II(5)、作动器Ⅲ(8)。其中试验件(4)紧固于试验件支架(2)上；作动器I(3)、作动器II(5)、作动器Ⅲ(8)的夹持端与试验件(4)销接，尾端与作动器滑块I(17)、作动器滑块II(14)、作动器滑块III(9)销接，保留旋转的自由度。与现有技术相比，本专利技术具有如下有益效果。通过作动器位置调节部分，能够实现三个作动器载荷方向和加力位置的自由组合，模拟出多种飞机全尺寸结构件的实际多轴受力状态，进行多轴疲劳试验。附图说明图1是本专利技术整体示意图；图2是本专利技术装置局部剖视图；图3是本专利技术支架部分示意图；图4是本专利技术垂向螺杆调节机构示意图；图5是本专利技术作动器滑块III示意图；图6是本专利技术水平螺杆调节机构示意图；图中：1、螺杆支架I，2、试验件支架，3、作动器I，4、试验件，5、作动器II，6、传动螺杆I，7、传动螺杆II，8、作动器Ⅲ，9、作动器滑块III，10、传动螺杆III，11、螺杆支架Ⅱ，12、作动器调节手柄III，13、作动器调节手柄II，14、作动器滑块II，15、传动滑轨I，16、传动滑轨Ⅱ，17、作动器滑块I，18、螺杆盖板，19、作动器调节手柄Ⅰ。具体实施方式下面结合附图对本专利技术作进一步说明。如图1、图2所示，此飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置包括螺杆支架部分、作动器位置调节部分和试验件连接部分，其中作动器位置调节部分由垂向螺杆调节机构和水平螺杆调节机构组成。如图1、图2、图3所示，支架部分包括螺杆支架I(1)螺杆支架Ⅱ(11)、螺杆盖板(18)。其中螺杆支架Ⅱ(11)垂直安装于螺杆支架I(1)上，螺杆盖板(18)安装于螺杆支架I(1)两侧限位螺杆及滑杆；螺杆支架I(1)两侧安装有工字型钢梁保持装置稳定。如图1、图2、图4、图5所示，作动器位置调节部分的垂向螺杆调节机构，由作动器滑块III(9)、传动螺杆III(10)、螺杆支架Ⅱ(11)、作动器调节手柄III(12)组成。其中作动器滑块III(9)与传动螺杆III(10)相配合传动，其螺纹升角小于当量摩擦角，保证满足该螺旋副的自锁条件，增强试验的稳定性。如图1、图2、图6所示，作动器位置调节部分的水平螺杆调节机构，由传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、作动器调节手柄II(13)、作动器滑块II(14)、传动滑轨I(15)、传动滑轨Ⅱ(16)、作动器滑块I(17)和作动器调节手柄Ⅰ(19)组成。其中作动器滑块I(17)和作动器滑块II(14)各有三个光滑通孔和一个螺孔，传动滑轨I(15)、传动滑轨Ⅱ(16)通过间隙配合穿过底部两个光滑通孔，传动螺杆I(6)与作动器滑块I(17)的螺孔配合，同时穿过作动器滑块II(14)顶部的光滑通孔且为间隙配合；传动螺杆II(7)与作动器滑块II(14)的螺孔配合，同时穿过作动器滑块I(17)顶部的光滑通孔且为间隙配合。既保证了各作动器滑块能独立调节，又提升了系统的刚度。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置，其特征在于：该试验装置包括螺杆支架部分、作动器位置调节部分和试验件连接部分；支架部分包括螺杆支架I(1)、螺杆支架Ⅱ(11)、螺杆盖板(18)；其中螺杆支架Ⅱ(11)垂直安装于螺杆支架I(1)上，螺杆盖板(18)安装于螺杆支架I(1)两侧限位螺杆及滑杆；螺杆支架I(1)两侧安装有工字型钢梁保持装置稳定；作动器位置调节部分包括传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、作动器滑块III(9)、传动螺杆III(10)、作动器调节手柄III(12)、作动器调节手柄II(13)、作动器滑块II(14)、传动滑轨I(15)、传动滑轨Ⅱ(16)、作动器滑块I(17)和作动器调节手柄Ⅰ(19)；作动器滑块I(17)、作动器滑块II(14)、作动器滑块III(9)分别与传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、传动螺杆III(10)安装配合，分别使用作动器调节手柄Ⅰ(19)、作动器调节手柄II(13)、作动器调节手柄III(12)调节各作动器的位置和载荷角度，实现多轴加载；传动滑轨I(15)和传动滑轨Ⅱ(16)同时安装于作动器滑块I(17)和作动器滑块II(14)下面的两个孔内，起到加强结构刚度和传动的作用；作动器位置调节部分包括传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、作动器滑块III(9)、传动螺杆III(10)、作动器调节手柄III(12)、作动器调节手柄II(13)、作动器滑块II(14)、传动滑轨I(15)、传动滑轨Ⅱ(16)、作动器滑块I(17)和作动器调节手柄Ⅰ(19)；作动器滑块I(17)、作动器滑块II(14)、作动器滑块III(9)分别与传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、传动螺杆III(10)安装配合，分别使用作动器调节手柄Ⅰ(19)、作动器调节手柄II(13)、作动器调节手柄III(12)调节各作动器的位置和载荷角度，实现多轴加载；传动滑轨I(15)和传动滑轨Ⅱ(16)同时安装于作动器滑块I(17)和作动器滑块II(14)下面的两个孔内，起到加强结构刚度和传动的作用；试验件连接部分包括试验件支架(2)、作动器I(3)、试验件(4)、作动器II(5)和动器Ⅲ(8)；试验件(4)紧固于试验件支架(2)上；作动器I(3)、作动器II(5)、作动器Ⅲ(8)的夹持端与试验件(4)销接，作动器I(3)、作动器II(5)、作动器Ⅲ(8)的尾端分别与作动器滑块I(17)、作动器滑块II(14)、作动器滑块III(9)销接，保留旋转的自由度。...

【技术特征摘要】
1.一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验装置，其特征在于：该试验装置包括螺杆支架部分、作动器位置调节部分和试验件连接部分；支架部分包括螺杆支架I(1)、螺杆支架Ⅱ(11)、螺杆盖板(18)；其中螺杆支架Ⅱ(11)垂直安装于螺杆支架I(1)上，螺杆盖板(18)安装于螺杆支架I(1)两侧限位螺杆及滑杆；螺杆支架I(1)两侧安装有工字型钢梁保持装置稳定；作动器位置调节部分包括传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、作动器滑块III(9)、传动螺杆III(10)、作动器调节手柄III(12)、作动器调节手柄II(13)、作动器滑块II(14)、传动滑轨I(15)、传动滑轨Ⅱ(16)、作动器滑块I(17)和作动器调节手柄Ⅰ(19)；作动器滑块I(17)、作动器滑块II(14)、作动器滑块III(9)分别与传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、传动螺杆III(10)安装配合，分别使用作动器调节手柄Ⅰ(19)、作动器调节手柄II(13)、作动器调节手柄III(12)调节各作动器的位置和载荷角度，实现多轴加载；传动滑轨I(15)和传动滑轨Ⅱ(16)同时安装于作动器滑块I(17)和作动器滑块II(14)下面的两个孔内，起到加强结构刚度和传动的作用；作动器位置调节部分包括传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、作动器滑块III(9)、传动螺杆III(10)、作动器调节手柄III(12)、作动器调节手柄II(13)、作动器滑块II(14)、传动滑轨I(15)、传动滑轨Ⅱ(16)、作动器滑块I(17)和作动器调节手柄Ⅰ(19)；作动器滑块I(17)、作动器滑块II(14)、作动器滑块III(9)分别与传动螺杆I(6)、传动螺杆II(7)、传动螺杆III(10)安装配合，分别使用作动器调节手柄Ⅰ(19)、作动器调节手柄II(13)、作动器调节手柄III(12)调节各作动器的位置和载荷角度，实现多轴加载；传动滑轨I(15)和传动滑轨Ⅱ(16)同时安...

【专利技术属性】
技术研发人员：尚德广，惠杰，薛龙，夏禹，
申请(专利权)人：北京工业大学，
类型：发明
国别省市：北京,11