[发明专利]一种全尺寸飞机结构试验约束系统

说明书

技术领域

本发明属于飞机地面强度试验技术，涉及一种全尺寸飞机结构试验约束系统。

背景技术

在全尺寸飞机结构静力/疲劳试验中，一般通过前起落架，左、右主起落架实现垂向三点约束，同时在起落架处补充两个侧向约束及一个航向约束或一个侧向约束两个航向约束，达到全机静定约束的要求。其中，起落架垂向约束通常是通过立柱-撬杠装置提起假轮并利用连接件将假轮接地的方式实现，如图1。

试验过程中，起落架受到被动载荷会产生侧向或航向变形，相应的产生侧向或航向的附加约束。对于起落架与机身连接区刚度较大的飞机，起落架变形很小，附加约束的影响可以忽略不计，图1的约束方式是适用的。对于起落架与机身连接区刚度较小的飞机，起落架变形较大，如果采用图1的约束方式，由于起落架假轮连接点与杠杆端连接点距离较小，附加约束影响明显，全机处于超静定约束状态，影响试验结果的准确性。

发明内容

发明目的

本发明的目的是提供一种全尺寸飞机结构静力/疲劳试验垂向约束系统，针对起落架与机身连接区刚度较小的飞机，有效减小附加约束的影响，确保试验结果的准确性。

发明技术解决方案

本发明通过下述技术方案实现：一种全尺寸飞机结构试验约束系统，其特征在于，包括约束梁(2)、顶端连接设备(3)、支持杠杆(4)、向上约束设备(5)、向上约束传感器(6)、向下约束设备(7)、向下约束传感器(8)以及地面固定设备(9)。

位于上方的约束梁(2)通过顶端连接设备(3)与支持杠杆(4)吊挂连接，支持杠杆(4)一端通过可调节行程的向上约束设备(5)与地面固定设备(9)连接，另一端通过向上约束力传感器(6)与起落架假轮(1)上端相连，形成垂向向上约束；起落架假轮(1)下端依次通过向下约束力传感器(8)及可调节行程的向下约束设备(7)与地面固定设备(9)连接，形成垂向向下约束。

进一步的，顶端连接设备(3)由上端的松紧螺套(3-1)和下端的拉板(3-1)通过安装孔和螺栓连接组成。

与现有技术相比具有的优点或积极效果

a)通过约束梁(2)、顶端连接设备(3)和支持杠杆(4)产生了较长的约束距离，有效减小了附加约束的影响；

b)通过顶端连接设备(3)、向上约束设备(5)和向下约束设备(7)可方便调节约束系统高度和飞机姿态；

c)结构简单、安装方便、节省空间；

d)避免了立柱、撬杠等专用设备的生产，节约试验成本。

附图说明

图1起落架常规垂向约束方式示意图；

图2起落架垂向约束系统示意图。

具体实施方式

参阅附图1至2，本发明的全尺寸飞机结构试验约束系统，其特征在于，包括约束梁2、顶端连接设备3、支持杠杆4、向上约束设备5、向上约束传感器6、向下约束设备7、向下约束传感器8以及地面固定设备9。

本发明飞机结构试验的约束系统安装时，位于上方的约束梁2通过顶端连接设备3与支持杠杆4连接，为起落架垂向约束提供支点；支持杠杆4一端通过可调节行程的向上约束设备5与地面固定设备9连接，另一端通过向上约束力传感器6与起落架假轮1上端相连，形成垂向向上约束；起落架假轮1下端依次通过向下约束力传感器8及可调节行程的向下约束设备7与地面固定设备9连接，形成垂向向下约束。

顶端连接设备3由上端的松紧螺套3-1和下端的拉板3-1通过安装孔和螺栓连接组成。

本发明约束系统使起落架假轮1上下对拉形成差动软约束；安装在连接设备中间的向上约束传感器6、向下约束传感器8实时监视力反馈，为试验提供约束反馈数据。

本发明通过顶端连接设备3、向上约束设备5、向下约束设备7中的可调节行程的连接设备调整约束系统的约束高度以及飞机的姿态。

本发明通过起落架假轮1上下差动软约束施加预紧力，以保证约束系统的可靠性。