一种用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置制造方法及图纸

本发明专利技术是提供一种在飞机结构强度试验中，能够有效模拟飞机机动飞行状态下尾翼受力情况的尾翼载荷施加装置，其包括尾翼假件平台、连接耳片、加载横梁。试验载荷通过加载横梁和垂直于尾翼假件平台表面的连接耳片形式的改变对试验件施加不同载荷。尾翼假件平台表面大载荷区的连接耳片底部设置有加强承载筋板，可改变大载荷下的传力形式，增加可靠性。本装置能够较为真实的模拟尾翼载荷的传递；能够满足不同工况下尾翼载荷施加；能够解决在尾翼大载荷作用下，满足尾翼载荷施加装置随机身变形问题；安装方便，节省安装空间和时间，加快试验进度；同时能大大节约型号研制经费。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术是提供一种在飞机结构强度试验中，能够有效模拟飞机机动飞行状态下尾翼受力情况的尾翼载荷施加装置，其包括尾翼假件平台、连接耳片、加载横梁。试验载荷通过加载横梁和垂直于尾翼假件平台表面的连接耳片形式的改变对试验件施加不同载荷。尾翼假件平台表面大载荷区的连接耳片底部设置有加强承载筋板，可改变大载荷下的传力形式，增加可靠性。本装置能够较为真实的模拟尾翼载荷的传递；能够满足不同工况下尾翼载荷施加；能够解决在尾翼大载荷作用下，满足尾翼载荷施加装置随机身变形问题；安装方便，节省安装空间和时间，加快试验进度；同时能大大节约型号研制经费。【专利说明】一种用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置
本专利技术属于飞机结构强度试验尾翼加载技术，具体涉及一种用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置。
技术介绍
在全尺寸飞机结构强度试验中，为了验证尾翼与机身连接结构强度，需要模拟飞机不同机动飞行状态下尾翼受力情况。通常采用直接在尾翼结构上施加载荷的方法，为此需要设计、加工和安装尾翼结构。然而尾翼结构设计周期长、加工成本高、现场安装困难，试验加载设备换装量大。
技术实现思路
本专利技术的目的是:提供一种在飞机结构强度试验中，能够有效模拟飞机机动飞行状态下尾翼受力情况的尾翼载荷施加装置。本专利技术的技术方案是:一种用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置，其包括尾翼假件平台、连接耳片、加载横梁，其中，所述尾翼假件平台表面设置有连接孔，底部通过单耳与机身尾翼接头铰接，连接耳片设置在尾翼假件平台上，加载横梁通过连接耳片设置在尾翼假件平台上。加载横梁通过垂直于尾翼假件平台表面的连接耳片对飞机施加垂向载荷。加载横梁通过平行于尾翼假件平台表面的连接耳片对飞机施加航向和侧向载荷。尾翼假件平台表面大载荷区的连接耳片底部设置有加强承载筋板。本专利技术的技术效果是:I)能够较为真实的模拟尾翼载荷的传递；2)能够满足不同工况下尾翼载荷施加；3)能够解决在尾翼大载荷作用下，满足尾翼载荷施加装置随机身变形问题；4)安装方便，节省安装空间和时间，加快试验进度；5)尾翼载荷施加装置的使用大大节约了型号研制经费。【专利附图】【附图说明】图1是本专利技术用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置的尾翼假件平台的结构示意图；图2是连接耳片的安装示意图；图3是本专利技术本专利技术用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置的结构示意图，其中，1-机身结构、2-尾翼假件平台、3-连接耳片、4-加载横梁。【具体实施方式】下面结合附图和实施例对本专利技术做进一步说明:请同时参阅图1、图2和图3，本专利技术用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置包括尾翼假件平台、连接耳片、加载横梁，其中，所述尾翼假件平台表面设置有连接孔，底部通过单耳与机身尾翼接头铰接，连接耳片设置在尾翼假件平台上，加载横梁通过连接耳片设置在尾翼假件平台上。尾翼假件平台通过螺栓与机身尾翼接头连接，模拟真实机身尾翼受载连接形式。同时为机身在载荷施加过程中的变形留有空间。加载横梁通过螺栓与垂直/平行于尾翼假件平台表面的连接耳片相连接，在加载横梁两端安装加载连接件，一端连接件直接与地面相连，另一端与加载作动筒相连，通过作动筒施加载荷，载荷通过本装置将载荷真实传递给飞机施加垂向/航向和侧向载荷，达到试验的考核目的。为适应不同工况的载荷加载，本装置在尾翼假件平台设置了不同位置的加载连接孔位，同时在加载横梁上设置不同力臂比的加载连接孔位，通过调整这些孔位的联合达到对试验件施加不同载荷的目的。尾翼假件平台表面大载荷区的连接耳片底部设置有加强筋板，从而可以在大载荷情况下，使加载横梁直接将载荷传递到连接耳片的加强筋板处，由此将螺栓的点传力改变为加强筋板处的面传力，增加了传力的可靠性。本专利技术所采用的所有零部件均为简易加工部件，成本较真实尾翼结构大大降低，且本装置易于安装，节省空间和时间，加快试验进度。【权利要求】1.一种用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置，其特征在于，包括尾翼假件平台、连接耳片、加载横梁，其中，所述尾翼假件平台表面设置有连接孔，底部通过单耳与机身尾翼接头铰接，连接耳片设置在尾翼假件平台上，加载横梁通过连接耳片设置在尾翼假件平台上。2.根据权利要求1所述的用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置，其特征在于，加载横梁通过垂直于尾翼假件平台表面的连接耳片对飞机施加垂向载荷。3.根据权利要求1所述的用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置，其特征在于，加载横梁通过平行于尾翼假件平台表面的连接耳片对飞机施加航向和侧向载荷。4.根据权利要求1所述的用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置，其特征在于，尾翼假件平台表面大载荷区的连接耳片底部设置有加强承载筋板。【文档编号】B64F5/00GK103723285SQ201310652040【公开日】2014年4月16日 申请日期:2013年12月4日 优先权日:2013年12月4日 【专利技术者】张辛瑞, 杜峰, 王巍, 旷海波, 柴军, 李小军 申请人:中国飞机强度研究所本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞机结构强度试验的尾翼载荷施加装置，其特征在于，包括尾翼假件平台、连接耳片、加载横梁，其中，所述尾翼假件平台表面设置有连接孔，底部通过单耳与机身尾翼接头铰接，连接耳片设置在尾翼假件平台上，加载横梁通过连接耳片设置在尾翼假件平台上。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：张辛瑞，杜峰，王巍，旷海波，柴军，李小军，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61