【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞机试验件约束技术，涉及一种撑杆式约束装置。
技术介绍
在全尺寸飞机结构静力/疲劳试验中，试验机的约束为静定约束，一般选取三个垂向约束，其他的三个约束为水平约束(包括航向约束及侧向约束)。垂向约束方式一半采用撬杠或悬挂式约束，而水平约束则采用接头、滑轮、滑槽及立柱约束，双向差动软约束或者位控作动筒位控约束。采用接头、滑轮、滑槽及立柱形式，不限制飞机垂向位移，并约束飞机航向、侧向位移，由于滑轮与滑槽有间隙，在试验中会出现航向、侧向约束失效的情况；采用双向差动软约束时，需要两个监视通道，通过两个通道的反馈计算出该约束的反馈载荷。在约束点反馈载荷较大时，需要在两个软约束上施加较大预紧力方可保证试验中约束的有效性，但对试验机约束部位的考核而言，预紧力的对拉是非真实的考核；采用位控作动筒作为约束点时，在非试验状态(作动筒无油压状态)作动筒不能保证有效位移，加压后首先会调整试验机姿态，在此过程中可能会引起其他加载点的超差保护。
技术实现思路
本专利技术的目的是提出在全尺寸飞机结构的静力/疲劳试验中，有效利用现有试验设备，实现可靠的水平约束的撑杆式约束装置。本专利技...
【技术保护点】
一种撑杆式约束装置，其特征在于：包括双耳接头、连接螺杆、螺旋垫、载荷传感器、假作动筒，所述双耳接头固定在试验件约束部位上，采用铰接方式与连接螺杆连接,将螺旋垫加装在载荷传感器与假作动筒之间的螺纹连接上，所述载荷传感器与控制系统连接。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：王征，夏峰，张建锋，王刚，郑建军，朱亚辉，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：
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