CN113654882A - 一种水平尾翼试验加载装置 - Google Patents

Abstract

一种水平尾翼试验加载装置包括：两个侧向加载梁；中间盒段，其连接在两个侧向加载梁之间，且在后侧设置有水平尾翼连接接头；以及螺旋作动器加载组件，其连接在中间盒段的前侧。其中，在每个侧向加载梁上设置有：至少两个航向‑垂向载荷加载点、多个侧向加载点、以及多个垂向加载点。该水平尾翼试验加载装置能够实现对水平尾翼假件的多种载荷的加载，并且其结构也相对简单，容易装配和加工，生产成本低。

Description

一种水平尾翼试验加载装置

技术领域

本发明涉及飞机部件的结构试验装置，具体地涉及一种飞机水平尾翼的试验加载装置。

背景技术

民用飞机、尤其是民用大型飞机在设计制造过程中需要进行试验来验证飞机的静强度、疲劳强度等性能，以证明其适航性。目前，通常在地面对飞机进行静力试验，以检测飞机各部件在不同工况下载荷传递的影响。

民用飞机的试验加载包括多种方式，例如胶布带杠杆系统加载、底板两加载、拉压垫加载、接头加载、卡板加载和假件加载等。在民用飞机的地面试验中，对很多飞机结构的载荷加载方式是采用假件设计，即，设计所要测试的飞机部件的假件，来模拟该部件的载荷传递，例如包括发动机加载假件、辅助动力装置(APU)加载假件等等。

图1a～1c示出了一种现有的水平尾翼试验加载装置1，用于飞机的水平尾翼的加载试验。该水平尾翼试验加载装置1包括在其侧向两端出的加载点2，在水平尾翼试验加载装置1的前侧设置有前接头连杆3，该前接头连杆3通过前接头4(图1b)而连接在水平尾翼试验加载装置1的前侧。水平尾翼试验加载装置1的后侧设置有后端接头5(图1c中示出了两个)。

随着对试验加载精度要求的提高，工程试验人员发现，上述现有的水平尾翼试验加载装置1存在一些问题，从而存在对其进行进一步改进的需求。

例如，该水平尾翼试验加载装置1的垂向加载点较少，并且各垂向加载点之间的间距比较小，从而对垂向力的加载产生一定的难度，而且，这样的结构还难以加载大的俯仰弯矩。再例如，上述结构的水平尾翼试验加载装置1中没有航向加载点和侧向加载点，因而无法用于对水平尾翼的航向载荷和侧向载荷的加载。此外，在现有的该水平尾翼试验加载装置1中，还无法实现对偏航矩的加载和滚转矩的加载。而这些力矩的加载对于当前的水平尾翼静强度试验来说日益重要。

因此，存在对改进的水平尾翼试验加载装置结构的需要，从而能够克服上述现有水平尾翼试验加载装置所存在的问题。

发明内容

本发明是为了解决以上所述的现有技术中所存在的问题而做出的。本发明的目的是提供一种改进结构的水平尾翼试验加载装置，其能够适应于水平尾翼多种载荷的加载。进一步地，对水平尾翼试验加载装置的改进可使其结构简单，便于加工，且能够降低成本。

本发明的水平尾翼试验加载装置包括：

两个侧向加载梁；

中间盒段，该中间盒段连接在两个侧向加载梁之间，中间盒段的后侧设置有至少一个水平尾翼连接接头；以及

螺旋作动器加载组件，螺旋作动器加载组件连接在中间盒段的前侧；

其中，在两个侧向加载梁中的每一个上设置有：至少两个航向-垂向载荷加载点、多个侧向加载点、以及多个垂向加载点，其中，至少两个航向- 垂向载荷加载点分别位于侧向加载梁的前端和后端，多个侧向加载点设置在两个航向-垂向载荷加载点之间，且多个垂向加载点设置在侧向加载梁的上侧和/或下侧边缘处。

上述结构的水平尾翼试验加载装置能够实现对水平尾翼假件的多种载荷的加载，并且其结构也相对简单，容易装配和加工，生产成本低。

较佳地，在侧向加载梁的上侧边缘设置有上凸片，在上凸片上形成有至少一个垂向加载点；以及在侧向加载梁的下侧边缘设置有下凸片，在下凸片上形成有至少一个垂向加载点。可以根据需要来设置上凸片和下凸片上的垂向加载点的数量。

较佳地，包括四个侧向加载点，其中，侧向加载点中的两个相组合，对水平尾翼进行加载，能够实现对水平尾翼的滚转矩的引入，侧向加载点中的另外两个相组合，对水平尾翼进行加载，能够实现对水平尾翼的偏航矩的引入。

较佳地，在侧向加载梁的上侧边缘设置有上加强角材；和/或在侧向加载梁的下侧边缘设置有下加强角材。通过设置加强角材，可以提高侧向加载梁的弯曲强度。进一步地，上加强角材和下加强角材通过紧固件的安装方式与侧向加载梁连接在一起，其与整体形成工字梁的方式相比加工成本低，且容易实现。

较佳地，侧向加载点通过多个高锁螺栓连接在侧向加载梁上。例如，每个侧向加载点通过四个高锁螺栓连接在侧向加载梁上。

螺旋作动器加载组件的具体结构可以包括：

两个螺旋作动器加载梁，这两个螺旋作动器加载梁互相成角度地延伸，从而呈人字形，螺旋作动器加载梁在人字形的张开的一端处与中间盒段相连接；

螺旋作动器连接接头，螺旋作动器连接接头连接于螺旋作动器加载梁的在人字形的汇聚的一端处；以及

螺旋作动器加载连接杆，螺旋作动器加载连接杆连接在螺旋作动器连接接头上。

其中，螺旋作动器加载梁可为工字梁，从而该螺旋作动器加载梁能够具有较高的弯曲刚度。

较佳地，螺旋作动器加载连接杆的结构形式与所测试的飞机的螺旋作动器接口的结构形式相一致。这样，可使试验中的力传递与实际情况中的力传递等效。

类似地，在中间盒段上的水平尾翼连接接头的结构形式与所测试的飞机的水平尾翼的悬挂接头的结构形式相一致。这样，可使试验中的力传递与实际情况中的力传递等效。

附图说明

附图中示出了本发明的非限制性的较佳实施结构，结合附图，可使本发明的特征和优点更加明显。其中：

图1a示出了一种现有的水平尾翼试验加载装置的立体图。

图1b示出了图1a中的部分I的放大图。

图1c示出了图1b中的部分II的放大图。

图2示出了本发明的水平尾翼试验加载装置的立体图。

图3示出了图2所示的水平尾翼试验加载装置的侧视图。

图4示出了图2所示的水平尾翼试验加载装置的后视图。

图5示出了图2所示的水平尾翼试验加载装置的中间盒段的截面。

(符号说明)

100水平尾翼试验加载装置

110侧向加载梁

111上加强角材

112下加强角材

113第一航向-垂向载荷加载点

114第二航向-垂向载荷加载点

115a侧向加载点

115b侧向加载点

115c侧向加载点

115d侧向加载点

116a垂向加载点

116b垂向加载点

116c垂向加载点

116d垂向加载点

117侧向加载点连接部

118第二连接片

120中间盒段

121水平尾翼连接接头

122矩形板

123连接角材

130螺旋作动器加载组件

131螺旋作动器加载梁

132螺旋作动器连接接头

133螺旋作动器加载连接杆

134第一连接片

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的具体实施方式进行详细说明。应当了解，附图中所示的仅仅是本发明的较佳实施例，其并不构成对本发明的范围的限制。本领域的技术人员可以在附图所示的实施例的基础上对本发明进行各种显而易见的修改、变型、等效替换，这些都落在本发明的保护范围之内。

在以下对本发明的示例性结构的描述中，所使用的诸如“上”、“下”、“前”、“后”等关于方位的术语都是为便于描述而以图中所示的为参照的，在实际使用中，装置的朝向可能会有改变。

<水平尾翼试验加载装置总体结构>

图2示出了本发明的水平尾翼试验加载装置100的立体图。水平尾翼试验加载装置100包括两个侧向加载梁110，这两个侧向加载梁110大致平行地延伸。侧向加载梁110较佳地为工字梁，如将在下文中详细地描述的，从而具有较好的弯曲刚度。

中间盒段120连接在两个侧向加载梁110之间，且与侧向加载梁110 大致垂直地延伸。中间盒段120的后侧设置有至少一个、较佳地多个水平尾翼连接接头121(图中示出的是两个水平尾翼连接接头121)。水平尾翼连接接头121用于与所要测试的水平尾翼(未示出)上的连接接头连接。并且，水平尾翼连接接头121较佳地与水平尾翼上的悬挂接头形式一致，从而保证所测试的水平尾翼假件上力和载荷的传递与实际的水平尾翼等效。

在中间盒段120的前侧连接有螺旋作动器加载组件130，螺旋作动器加载组件130用于连接螺旋作动器，其具体结构将在下文中详细描述。

下面，将分别对水平尾翼试验加载装置100的各组成部件的具体结构进行说明。

<侧向加载梁>

本发明的侧向加载梁110包括两个大致平行地布置的侧向加载梁110，这两个侧向加载梁110的结构可以是相同的，因此下文中只对其中一个侧向加载梁110的结构进行描述，且所描述的结构同样适用于另一个侧向加载梁110。

图3示出了水平尾翼试验加载装置100的侧视图。从图3中可以看到，在侧向加载梁110的上下两侧分别设置有上加强角材111和下加强角材112。上加强角材111和下加强角材112例如通过一排紧固件(比如螺钉)固定到侧向加载梁110上。在此要说明的是，上加强角材111和下加强角材112 是优选的结构，其能够提高侧向加载梁110的弯曲刚度。不过，对于本发明来说，其侧向加载梁110也可以不包括上加强角材111和下加强角材112 中的至少一个，而仍在本发明的范围之内。

上加强角材111和下加强角材112通过紧固件而与侧向加载梁110形成整体。这样，无需通过机加工来形成单件式的工字梁，从而能够在保障侧向加载梁110的弯曲刚度的前提下降低加工成本。

在侧向加载梁110的前端设置有第一航向-垂向载荷加载点113，在其后端设置有第二航向-垂向载荷加载点114。

侧向加载梁110上还设置有多个侧向加载点，例如，如在图3中所示的，在侧向加载梁110上设置有四个侧向加载点115a、115b、115c、115d，这些侧向加载点115a、115b、115c、115d位于第一航向-垂向载荷加载点 113和第二航向-垂向载荷加载点114之间。而在图中所示的具体结构中，这些侧向加载点115a、115b、115c、115d位于靠近第二航向-垂向载荷加载点114的位置，即大致位于侧向加载梁110的后部。这些侧向加载点115a、 115b、115c、115d排列成大致四边形的形状。并且，这些侧向加载点115a、 115b、115c、115d可通过紧固件固定安装在侧向加载梁110上。

图4示出了水平尾翼试验加载装置100的后视图，从中可以看到，侧向加载点115a、115b、115c、115d通过侧向加载点连接部117固定到侧向加载梁110上。该侧向加载点连接部117可以是包括紧固件和侧向加载梁 110上的安装孔的组合结构。较佳地，用于将侧向加载点115a、115b、115c、 115d安装到侧向加载梁110上的紧固件为高锁螺栓，例如每个侧向加载点 115a、115b、115c、115d通过四个高锁螺栓连接在侧向加载梁110上。

侧向加载梁110还包括多个垂向加载点，垂向加载点较佳地设置在侧向加载梁110的上下两侧中的至少一侧上。在图3中所示的示例性结构中，侧向加载梁110上包括四个垂向加载点116a、116b、116c、116d，其中，在侧向加载梁110的下侧设置有下凸片，在该下凸片上设有一个垂向加载点116a，并且，在侧向加载梁110的上侧设置有上凸片，在该上凸片上设置有三个垂向加载点116b、116c、116d。当然，也可包括其它数量和/或布置的垂向加载点，例如上侧两个垂向加载点，下侧两个垂向加载点，或者上侧一个垂向加载点，下侧两个垂向加载点，等等。

<中间盒段>

如图2所示，连接在两个侧向加载梁110之间的是中间盒段120。图5 示出了该中间盒段120的截面图，从中可以清楚地看到，在中间盒段120 的一种较佳结构中，包括四个矩形板122，每两个矩形板122之间通过连接角材123连接在一起。连接角材123为L形截面，其中该L形的一侧边通过紧固件、例如一排螺钉固定到一个矩形板122上，该L形的另一侧边通过紧固件固定到相邻的一个矩形板122上，从而实现两个相邻的矩形板122 之间的固定连接。

回到图4，侧向加载梁110和中间盒段120之间通过第二连接片118 连接在一起。该第二连接片118较佳地也是L形角材。在图中所示的优选结构中，在中间盒段120的上下前后侧上分别设置有一个第二连接片118，从而实现中间盒段120和侧向加载梁110之间的牢固连接。

可以通过螺钉等紧固件将第二连接片118的L形的两侧边分别固定到侧向加载梁110和中间盒段120上，从而实现侧向加载梁110和中间盒段 120之间的连接。当然，除了螺钉紧固连接之外，还可采取其它方式来实现连接，例如焊接等。

<螺旋作动器加载组件>

回到图2和图3，从中可以清楚地看出螺旋作动器加载组件130的结构。

螺旋作动器加载组件130包括两个螺旋作动器加载梁131，这两个螺旋作动器加载梁131相互呈锐角地延伸，形成为近似人字形。螺旋作动器加载梁131较佳地为工字梁，从而能够具有较好的弯曲刚度。

螺旋作动器加载梁131的汇聚的一端上设置有螺旋作动器连接接头 132，该螺旋作动器连接接头132上连接有螺旋作动器加载连接杆133。螺旋作动器加载连接杆133的结构较佳地与所试验的飞机的螺旋作动器的结构形式一致，从而确保测试过程中的力矩传递与实际场合的相一致。

在螺旋作动器加载梁131的张开的一端处，螺旋作动器加载梁131通过第一连接片134固定连接到中间盒段120上。该第一连接片134的一部分通过螺钉、焊接之类的固定方式固定到中间盒段120上，第一连接片134 的另一部分通过螺钉、焊接之类的固定方式固定到螺旋作动器加载梁131 上，从而实现它们之间的固定连接。

较佳地，在每个螺旋作动器加载梁131的上侧和下侧分别提供第一连接片134，在每个第一连接片134上提供一排螺钉，从而在上侧和下侧都将螺旋作动器加载梁131与中间盒段120固定在一起。

<水平尾翼试验加载装置的载荷加载>

以上对本发明的水平尾翼试验加载装置100的较佳实施结构进行了线隙描述。下面将具体描述使用该水平尾翼试验加载装置100对水平尾翼的载荷进行加载的方法。

在本发明的水平尾翼试验加载装置100中，设置有多个加载点，通过对这些加载点的组合应用，可实现多种载荷加载。具体来说：

采用第一航向-垂向载荷加载点113、第二航向-垂向载荷加载点114和侧向加载点115a、115b、115c、115d的组合对水平尾翼进行加载，进行垂向载荷的加载，可实现俯仰矩的引入。

通过侧向加载点115b和115d的组合，进行侧向载荷的加载，可实现滚转矩的引入。

通过侧向加载点115a和115c的组合，进行侧向载荷的加载，可实现偏航矩的引入。

Claims (9)

1.一种水平尾翼试验加载装置，所述水平尾翼试验加载装置包括：

两个侧向加载梁；

中间盒段，所述中间盒段连接在所述两个侧向加载梁之间，所述中间盒段的后侧设置有至少一个水平尾翼连接接头；以及

螺旋作动器加载组件，所述螺旋作动器加载组件连接在所述中间盒段的前侧；

其特征在于，所述两个侧向加载梁中的每一个上设置有：至少两个航向-垂向载荷加载点、多个侧向加载点、以及多个垂向加载点，其中，所述至少两个航向-垂向载荷加载点分别位于所述侧向加载梁的前端和后端，所述多个侧向加载点设置在所述两个航向-垂向载荷加载点之间，且所述多个垂向加载点设置在所述侧向加载梁的上侧和/或下侧边缘处。

2.如权利要求1所述的水平尾翼试验加载装置，其特征在于，在所述侧向加载梁的上侧边缘设置有上凸片，在所述上凸片上形成有至少一个所述垂向加载点；以及

在所述侧向加载梁的下侧边缘设置有下凸片，在所述下凸片上形成有至少一个所述垂向加载点。

3.如权利要求1所述的水平尾翼试验加载装置，其特征在于，包括四个所述侧向加载点，其中，所述侧向加载点中的两个相组合，对水平尾翼进行加载，能够实现对所述水平尾翼的滚转矩的引入，所述侧向加载点中的另外两个相组合，对所述水平尾翼进行加载，能够实现对所述水平尾翼的偏航矩的引入。

4.如权利要求1所述的水平尾翼试验加载装置，其特征在于，在所述侧向加载梁的上侧边缘设置有上加强角材；和/或

在所述侧向加载梁的下侧边缘设置有下加强角材。

5.如权利要求1所述的水平尾翼试验加载装置，其特征在于，所述侧向加载点通过多个高锁螺栓连接在所述侧向加载梁上。

6.如权利要求1所述的水平尾翼试验加载装置，其特征在于，所述螺旋作动器加载组件包括：

两个螺旋作动器加载梁，这两个所述螺旋作动器加载梁互相成角度地延伸，从而呈人字形，所述螺旋作动器加载梁在所述人字形的张开的一端处连接在所述中间盒段的前侧；

螺旋作动器连接接头，所述螺旋作动器连接接头连接于所述螺旋作动器加载梁的在所述人字形的汇聚的一端处；以及

螺旋作动器加载连接杆，所述螺旋作动器加载连接杆连接在所述螺旋作动器连接接头上。

7.如权利要求6所述的水平尾翼试验加载装置，其特征在于，所述螺旋作动器加载梁为工字梁。

8.如权利要求6所述的水平尾翼试验加载装置，其特征在于，所述螺旋作动器加载连接杆的结构形式与所测试的飞机的螺旋作动器接口的结构形式相一致。

9.如权利要求1所述的水平尾翼试验加载装置，其特征在于，所述水平尾翼连接接头的结构形式与所测试的飞机的水平尾翼的悬挂接头的结构形式相一致。

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