一种适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置的制作方法

本实用新型涉及航空工程技术领域，尤其涉及一种适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置。

背景技术：

飞机全尺寸静力试验是通过结构性适航审定的关键环节，也是验证飞机结构强度、刚度和仿真分析正确性的关键手段。目前一般的飞机结构静力试验台只适用于一种机型，试验周期长、操作复杂、成本昂贵，不利于通航轻型飞机的研制及低成本运作。为了缩短轻型飞机结构静力试验周期，降低试验成本，推进通航产业节约高效发展，必须设计出高效率，多用途的轻型飞机结构静力试验装置。同时由于复合材料的特殊性，传统的胶布带-杠杆静力试验加载方法已不能适应复合材料飞机的静力试验要求(通用飞机多为复合材料结构，复合材料层间强度较低，胶布带-杠杆加载系统易造成复合材料翼面不必要的破坏)。

技术实现要素：

针对上述现有技术的不足，本专利申请所要解决的技术问题是：如何提供一种结构简单、通用性强、操作方便、安全性高、低成本高效能的适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置。

为了实现上述目的，本实用新型采用了如下技术方案：

一种适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置，包括机身防掉落保护组件、左机翼支撑组件和右机翼支撑组件，所述左机翼支撑组件和右机翼支撑杆组件结构相同，所述左机翼支撑组件和右机翼支撑组件对称设置在机身防掉落保护组件的两侧；所述机身防掉落保护组件包括防掉落机身保护支架，所述防掉落机身保护支架上间隔固定安装有防掉落垫板组；所述左/右机翼支撑组件包括两个通过纵向连接杆连接的机翼支撑支架，所述机翼支撑支架的上端安装有用于对机翼进行夹持的可调夹持机构；所述防掉落机身保护支架的下端安装有滑轮，所述机翼支撑支架的下端安装有滑轮和地撑。

其中，所述防掉落垫板组包括第一防掉落垫板、第二防掉落垫板、第三防掉落垫板和第四防掉落垫板，所述四个防掉落垫板均通过垫板安装座和垫板安装螺栓与防掉落机身保护支架连接且具有仿形缺口

其中，所述可调夹持机构包括固定安装在机翼支撑支架上的丝杆安装座，所述丝杆安装座上部的凸轮槽与所述手动调节转轮内圈下部的凸轮配合，使手动调节转轮可在丝杆安装座上自由转动，并在丝杆安装座上的凸轮槽上钻有锁死螺纹孔，可通过锁死螺栓将手动调节转轮与丝杆安装座锁死，所述手动调节转轮内孔攻有螺纹孔并与丝杆配合，两个所述丝杆的上端通过转动销与夹持件安装座连接，所述夹持件安装座内侧嵌有夹持件，上下夹持件安装座通过四颗长螺栓连接。

其中，两个机翼支撑支架通过三根纵向连接杆进行连接，所述纵向连接杆的两端具有螺纹接头，所述机翼支撑支架上具有与螺纹接头旋接配合的螺纹孔。

其中，所述防掉落垫板组和夹持件均由木质材料制得；所述机翼支撑支架、防掉落机身保护支架采用钢制管材焊接制得；所述丝杆安装座通过钢制板材机械加工并焊接在机翼支撑架上。

其中，所述手动调节转轮内孔攻有与丝杆配合的内螺纹孔，所述丝杆与手动调节转轮内孔相互配合，通过转动手动调节转轮可上下升降丝杆高度。

综上，本实用新型具有以下有益效果：

1.本适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置通过木制的夹持件对机翼进行固定，避免胶布带试验系统所导致的复合材料机翼层间开裂、界面脱粘等问题，使该装置较适用于复合材料轻型飞机静力试验；

2.本适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置整体结构简单，易于安装和维护，操作便捷，造价成本低，经济实用；

3.本适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置简化了载荷加载方式，通过向机身加载沙袋的形式进行加载，方便试验人员操作；

4.本适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置通过在机身底部放置机身防掉落保护组件，使试验安全性大大提高，同时减少机身因试验掉落损坏而带来的经济损失；

5.本适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置可通过更换试验夹持件而适用于各种同等规格机型静力试验，通用性强。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。

图1为本实用新型公开的适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置的结构示意图。

图2为图1处于试验状态的示意图。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。在本实施例中，术语“上”“下”“左”“右”“前”“后”“上端”“下端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造或操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。

参照图1-2，一种适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置，包括机身防掉落保护组件、左机翼支撑组件和右机翼支撑组件，所述左机翼支撑组件和右机翼支撑杆组件结构相同，所述左机翼支撑组件和右机翼支撑组件对称设置在机身防掉落保护组件的两侧；所述机身防掉落保护组件包括防掉落机身保护支架18，所述防掉落机身保护支架18上间隔固定安装有防掉落垫板组；所述左/右机翼支撑组件包括两个通过纵向连接杆连接的机翼支撑支架1，所述机翼支撑支架1的上端安装有用于对机翼进行夹持的可调夹持机构；所述防掉落机身保护支架的下端安装有滑轮19，所述机翼支撑支架1的下端安装有滑轮3和地撑2，所述滑轮3通过滑轮安装板4与机翼支撑支架1连接。

其中，所述防掉落垫板组包括第一防掉落垫板15、第二防掉落垫板16、第三防掉落垫板17和第四防掉落垫板12，所述四个防掉落垫板通过垫板安装座13和垫板安装螺栓14与防掉落机身保护支架18连接且具有仿形缺口。

其中，所述可调夹持机构包括固定安装在机翼支撑支架1上的丝杆安装座6，所述丝杆安装座6上部的凸轮槽与所述手动调节转轮7内圈下部的凸轮配合，使手动调节转轮可在丝杆安装座6上自由转动，并在丝杆安装座6上的凸轮槽上钻有锁死螺纹孔，可通过锁死螺栓将手动调节转轮7与丝杆安装座6锁死，所述手动调节转轮7内孔攻有螺纹孔并与丝杆8配合，两个所述丝杆8的上端通过转动销与夹持件安装座9连接，所述夹持件安装座9内侧嵌有夹持件11，上下夹持件安装座9通过四颗长螺栓10连接。

其中，两个机翼支撑支架1通过三根纵向连接杆5进行连接，所述纵向连接杆5的两端具有螺纹接头，所述机翼支撑支架1上具有与螺纹接头旋接配合的螺纹孔。

其中，所述防掉落垫板组和夹持件均由木质材料制得；所述机翼支撑支架、防掉落机身保护支架采用钢制管材焊接制得；所述丝杆安装座通过钢制板材机械加工并焊接在机翼支撑架上。

其中，所述手动调节转轮7内孔攻有与丝杆8配合的内螺纹孔，所述丝杆8与手动调节转轮7内孔相互配合，通过转动手动调节转轮7可上下升降丝杆8高度。

本适用于轻型通用飞机的全机静力试验装置的试验工作原理为：

1.首先用吊车将飞机吊至相应位置，保持吊起状态；

2.将机身防掉落保护组件移动至相应位置，如图2，调整飞机吊起高度，使飞机机身底部与木制的防掉落垫板组间隙保持在12cm左右；

3.松开左右机翼支撑组件的上下夹持件安装用长螺栓，取下夹持件上部，将左右机翼支撑组件移动至相应支撑位置，通过调节手动调节转轮，使夹持件下部完全贴合机翼下翼面，安装夹持件上部，通过长螺栓锁紧；

4.调节地撑使其与地面完全接触，缓缓松开吊车，卸去吊装装置，使左右机翼支撑组件完全承力；

5、按试验大纲进行试验，依次将铁砂砂袋均匀平铺在机身地板及座位上，直至加载结束；

6、加载结束后依次撤去铁砂砂袋，安装吊装装置，拉紧吊索，卸去夹持件上部，起吊飞机，完成试验。

通过木制的夹持件对机翼进行固定，避免胶布带系统所导致机翼的层间开裂、界面脱粘；同时减少夹持件数量，通过机翼两侧各一个夹持件固支在机翼等效气动中心位置，简化试验台结构；夹持件通过与可手动调节升降的升降台相连，方便夹持件安装与调节；通过向机身加载沙袋的形式进行加载，简化了加载方式，方便试验人员操作；机身底部放置防掉落托架，提高试验安全性，防止机身因机翼失效而导致突然掉落并且破坏的风险，减小试验损失。整个试验机构结构简单，方便高效，可通过更换试验夹持件而适用于各种同等规格机型静力试验。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解；其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本实用新型的权利要求和说明书的范围当中。