一种机翼载荷标定试验的加载系统及其使用方法与流程

1.本发明涉及飞机结构试验领域，具体涉及一种机翼载荷标定试验的加载系统及其使用方法。


背景技术：

2.目前，在飞机结构试验领域，进行机翼载荷标定试验已发展到通过液压协调加载系统实施加载，如现有技术中，专利cn104925270a公开了名称为“一种方法、拉载荷试验系统、压载荷试验系统及调试总成的发明专利，进行机翼载荷标定试验时，整个系统通过作动筒底座固定装置固定在机翼下表面，由于液压作动筒和辅助设备数量多，存在现场安装工作量大、安装难度大、安装精度不高、设备摆放混乱等的问题。


技术实现要素：

3.本发明旨在解决现有技术中机翼载荷标定试验安装精度不高、试验周期长、安全性不高等问题，提出一种机翼载荷标定试验的加载系统及其使用方法，缩短试验周期、提高标定效率。
4.为了实现上述发明目的，本发明的技术方案如下：一种机翼载荷标定试验的加载系统，包括整体平台，所述整体平台上设置有若干数量的t型槽板，每个t型槽板上单独连接有可升降模块，可升降模块可沿t型槽板长条孔的长度和宽度方向移动进行位移微调，可升降模块上安装有液压作动筒、力传感器和机翼加载块；整体平台下方设置有气垫模块，所述气垫模块与气垫控制器通过气压管路相连，气垫模块充气时可使整体平台悬浮。
5.进一步的，所述整体平台上设有分油器、协调加载控制系统机柜，分油器与液压作动筒之间通过液压管路相连，协调加载控制系统机柜与液压作动筒和力传感器通过控制线缆相连。
6.进一步的，整体平台上设置有三台激光标线仪，这三台激光标线仪用于通过发射垂向激光点使整体平台与机翼水平测量点对焦。
7.进一步的，协调加载控制系统机柜与控制计算机相连，分油器与液压子站通过液压管路相连。
8.进一步的，所述可升降模块为手自一体丝杆，其上端通过丝杆座与液压作动筒的底座相连。
9.进一步的，所述分油器上连接的每一条液压油路均可配置压力阀实现单独设置压力值。
10.进一步的，所述整体平台包括框架和设置在框架上方的平板，在整体平台的外围还设置有安全围栏。
11.本发明还提供了一种机翼载荷标定试验的加载系统的使用方法，基于上述的一种机翼载荷标定试验的加载系统，方法包括如下步骤：
步骤s1、将飞机移动到试验位置并安装固定；步骤s2、将气垫控制器连接气源或者空压机，控制气垫模块充气，使整体平台悬浮，移动或旋转整体平台到机翼下方，打开激光标线仪，通过垂向激光点和机翼水平测量点对焦，保证三处激光点位置都对准，然后关闭气垫控制器，放下整体平台；步骤s3、调节可升降模块的垂向位置降到最低，进行试验调试，运行液压作动筒和力传感器以及协调加载控制系统机柜，调节分油器各个油路的压力值，测试其运行情况；步骤s4、调试完成后，将可升降模块升到合适位置，进入正式试验。
12.本发明所述的加载系统，其中气垫模块实现整套试验设备的整体悬浮,并快速移动到机翼下表面试验位置，再通过坐标定位系统，也就是激光标线仪，对整套试验设备进行位置定位,精确确定安装位置；同时配备可升降模块，保证试验设备在试验调试和正式试验阶段对机翼实施加载时，预设安全距离，设置限位，保证试验安全地实施的试验加载系统。
13.综上所述，本发明具有以下优点：1、本发明通过设置整体平台，实现了资源的整合，使得整个系统看上去更加整洁有序；2、本发明所述的加载系统，整体平台配备有气垫模块，实现了整体平台整体移动、转向以及安装就位，缩短了试验安装时间；3、本发明所述的加载系统，配备有激光标线仪，通过激光点定位，测量精度可达
±
1mm，保证了现场安装精度；4、本发明所述的加载系统，配备有可升降模块，可升降模块可以调节液压作动筒垂向距离，通过机械限位，限制作动筒的加载范围；配备的分油器上的每一调液压油路均可单独设置压力值，保证作动筒加载不超限，这两项措施保证了试验的安全性；5、本发明所述的可升降模块通过手动丝杆座连接液压作动筒底座，可实现将液压作动筒垂直方向调节升降，t型槽板配合长条孔设计，可实现展向方向调节和航向方向调节，二者的组合，构成了液压作动筒可实现三个坐标方向位置调节的功能，扩大了使用范围。
附图说明
14.图1是飞机机翼载荷标定试验的加载系统的主视图；图2是飞机机翼载荷标定试验的加载系统的俯视图；图3是飞机机翼载荷标定试验的加载系统的轴测图；图4是t型槽板构造图；图5是整体平台框架构造图；图6是可升降模块构造图；图7是气垫控制器和气垫模块构造图。
15.图中：1、机翼加载块，2、力传感器，3、液压作动筒，4、栏杆，5、分油器，6、整体平台，7、t型槽板，8、可升降模块，9、气垫控制器，10、气垫模块，11、激光标线仪，12、协调加载控制系统机柜，13、框架，14、安全围栏，15、机翼。
具体实施方式
16.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
17.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
18.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
19.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“竖直”、“内”、“外”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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
20.在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、
ꢀ“
安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
21.实施例1本实施例提供了一种机翼载荷标定试验的加载系统，如图1
‑
3所示，一种机翼载荷标定试验的加载系统，包括整体平台6，所述整体平台6上设置有若干数量的t型槽板7，每个t型槽板7上单独连接有可升降模块8，可升降模块8可沿t型槽板7长条孔的长度和宽度方向移动进行位移微调，可升降模块8上安装有液压作动筒3、力传感器2和机翼15加载块；整体平台6下方设置有气垫模块10，所述气垫模块10与气垫控制器9通过气压管路相连，气垫模块10充气时可使整体平台6悬浮。
22.进一步的，所述整体平台6上设有分油器5、协调加载控制系统机柜12，分油器5与液压作动筒3之间通过液压管路相连，协调加载控制系统机柜12与液压作动筒3和力传感器2通过控制线缆相连。
23.进一步的，整体平台6上设置有三台激光标线仪11，这三台激光标线仪11用于通过发射垂向激光点使整体平台6与机翼15水平测量点对焦。
24.整体平台6配备有气垫模块10，实现了整体平台6整体移动、转向以及安装就位，缩短了试验安装时间；配备有激光标线仪11，通过激光点定位，测量精度可达
±
1mm，保证了现场安装精度。配备的可升降模块8，可调节液压作动筒3垂向距离，通过机械限位，限制作动筒的加载范围；配备的分油器5上每一油路均可单独设置压力值，保证作动筒加载不超限，这两项措施保证了试验的安全性。同时，整体平台6，实现了资源的整合，使得整个系统看上
去更加整洁有序。
25.实施例2本发明提供了一种机翼载荷标定试验的加载系统，包括整体平台6，整体平台6主要包括框架13和设置在框架13上的平板。如图5所示，为整体平台6的框架13构造图。整体平台6外侧设置有安全围栏14，保证试验环境安全。
26.该整体平台6上设置有多处t型槽板7，在t型槽板7上安装有同数量的可升降模块8和液压作动筒3，液压作动筒3上连接有力传感器2和机翼15加载块。
27.如图6所示，可升降模块8为手自一体丝杆，其上端通过丝杆座与液压作动筒3的底座相连，用于实现液压作动筒3在垂直方向上的升降调节，t型槽板7配合其长条孔设计，可实现展向方向调节和航向方向调节，二者的组合，构成了液压作动筒3可实现三个坐标方向位置调节的功能，扩大了使用范围。
28.整体平台6上设置有分油器5，分油器5配备液压管路与液压作动筒3相连，用于提供液压动力。
29.整体平台6上设置有协调加载控制系统机柜12，协调加载控制系统机柜12配备控制线路与液压作动筒3相连。
30.如图7所示，整体平台6下方配备有气垫模块10和气垫控制器9，当气垫模块10充气以后，整体平台6上移漂浮，此时可方便对整个整体平台6进行移动、转向以及移位，极大地减轻了人工劳动强度。
31.在整体平台6上有三处位置设置激光标线仪11，激光标线仪11可投出光束，带水平调节功能，使用前经过计量标定，通过激光点定位机翼15水平测量点（也就是基准点）位置，保证安装精度。
32.本实施例还提供了一种机翼载荷标定试验的加载系统的使用方法，步骤如下：步骤一：飞机移动到试验位置，安装固定。
33.步骤二：气垫控制器9连接气源或者空压机，控制气垫模块10工作，整体平台6悬浮，可移动、旋转整体平台6到机翼15下表面大致位置，打开激光标线仪11，通过垂向激光点与机翼15水平测量点（基准点）对焦，保证三处激光点位置都对准，关闭气垫控制器9，放下整体平台6。
34.步骤三：分油器5与液压子站液压管路相连，协调加载控制系统机柜12与加载控制计算机相连。
35.步骤四：调节可升降模块8垂向位置降到最低，进行试验调试，运行液压作动筒3和力传感器2以及协调加载控制系统机柜12，调节分油器5各个油路的压力值，测试其运行情况。调试完成后，将可升降模块8升到合适位置（以机翼15试验中预计变形量为准），进入正式试验。
36.虽然结合附图对本发明的具体实施方式进行了详细地描述，但不应理解为对本专利的保护范围的限定。在权利要求书所描述的范围内，本领域技术人员不经创造性劳动即可做出的各种修改和变形仍属本专利的保护范围。
37.以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。