用于飞行器部件强度试验的固定工装及其使用方法与流程

1.本发明涉及飞行器部件强度试验技术领域，特别是一种用于飞行器部件强度试验的固定工装及其使用方法。


背景技术：

2.柔性梁、起落架等结构部件作为航空飞行器中的重要零部件，是整个飞行器中的关键受力部件，对上述结构部件进行强度试验，对于提高航空飞行器的安全性和寿命等都有着重要的指导意义。由于强度试验需要在飞行器部件的某个剖面施加荷载，在强度试验开始前，必须先将结构部件固定安装在强度试验设备上，然后才能对其进行加载、载荷标定以及强度测试等试验内容，有助于保障航空飞行器的安全性能以及提高航空飞行器的使用寿命。
3.在进行强度试验前，通常先将航空飞行器的各结构部件固定安装在强度测试设备上，以便对其进行载荷的施加和标定等试验内容。而航空飞行器中的结构部件通常具有不同的型号尺寸。为满足不同型号尺寸的结构部件的固定安装需求，每个型号尺寸都需要设置对应的固定夹具，用于固定不同型号尺寸的结构部件，这增加了强度试验的成本。而强度测试设备需要更换不同的固定夹具，以各型号尺寸的结构部件的固定安装需求，这可能降低强度试验的效率。
4.传统的飞行器部件固定装置通常为夹具，能够夹持单一厚度的飞行器部件，飞行器强度试验中会不断调整荷载的作用方向或对多个剖面分布试验，飞行器部件需要根据试验要求不断调整方位，传统固定装置由于固定方式单一，在调整飞行器部件时需要反复拆装，使得操作繁琐、工作效率低下；并且，航空飞行器的结构部件通常具有不同的型号尺寸，需要生产多套与不同尺寸飞行器匹配的夹具才能完成强度试验；或者，如本发明图1所示，对带有销轴101的飞行器部件100进行强度试验，需要避开销轴的位置或者开设孔洞容纳销轴才能实现夹持固定，避开销轴的位置夹持飞行器部件容易导致夹持不稳，影响了加载试验；并且，由于每个飞行器部件的销轴位置不同，需要使用多个开孔位置不同的夹具才能配合加载试验实现稳定夹持固定飞行器部件，传统的固定装置不能通用，为了匹配不同的飞行器部件强度试验，需要设计多套与飞行器部件匹配的固定装置，导致耗材较多、经济效益较低的问题。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于：针对现有技术存在的传统固定装置不能通用于销轴位置不同的飞行器部件，需要设置多套与飞行器部件匹配的固定工装，导致耗材较多、经济效益较低的问题，提供一种用于飞行器部件强度试验的固定工装及其使用方法，能够根据飞行器部件的销轴位置调整固定方位，适应于销轴位置不同的飞行器部件。
6.为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
7.用于飞行器部件强度试验的固定工装，包括：机架和夹持机构；所述夹持机构固定
于所述机架，所述夹持机构包括对称设置的两块夹板；所述夹板设有的第一滑槽、滑块和定位杆；所述滑块滑动连接于所述第一滑槽，所述滑块设有供所述飞行器部件销轴通过的通孔；所述定位杆一端可拆卸固定于所述滑块，所述定位杆的另一端伸缩连接于所述夹板，所述定位杆的伸缩能够带动所述滑块沿所述第一滑槽滑动，所述定位杆设有能够锁定于所述夹板的第一锁定件。
8.本方案通过在夹板设置第一滑槽、滑块和定位杆，在滑块开设与销轴尺寸匹配的通孔，供飞行器部件销轴容置，通孔能够供不同长度的销轴通过，用于固定多个销轴位置不同的飞行器部件中，定位杆伸缩连接于夹板，通过伸缩定位杆带动滑块沿第一滑槽滑动，从而调整滑块位于夹板的位置，即实现调整通孔位置供销轴位置不同的多个飞行器部件固定，使销轴位置不同的多个飞行器部件都能用该固定工装固定，使得该固定工装为通用性工装，减小了工装生产个数，节省了工装所用的材料，从而提高了经济效益；并且，通过滑块调整飞行器销轴固定位置，能够增大夹板夹持飞行器部件的夹持面积，从而能够提高夹持的稳定性。
9.作为本发明的优选方案，所述滑块包括所述通孔直径不等的多个，所述夹板包括：第一夹板和第二夹板；所述第一夹板和所述第二夹板的板面通过锁紧螺栓相互抵接，使所述滑块和所述定位杆均位于所述第一夹板和所述第二夹板之间。
10.本方案通过设置多个通孔直径不等的滑块，能够通过安装更换设置不同通孔直径的滑块以适应固定销轴粗细不同的飞行器部件，减少了除滑块以外的部分的材料使用，即可实现适应更多的飞行器部件强度试验固定，使得该固定工装通用性更强，从而进一步减少耗材，提升经济效益；并且，通过将夹板设置为第一夹板和第二夹板相互抵接，并设置滑块和定位杆，使滑块和定位杆都位于第一夹板和第二夹板之间，通过松动锁紧螺栓使第一夹板和第二夹板分开，能够方便的拆卸滑块，通过紧固所述锁紧螺栓即可固定滑块，方便了滑块的安拆，有助于提高工作效率。
11.作为本发明的优选方案，所述第一夹板呈l型；所述第一夹板的一边抵接于所述第二夹板，所述第一夹板的另一边固定于所述机架；所述第一夹板背向所述第二夹板的一侧设有第一加劲板；所述第一加劲板分别连接于所述第一夹板的两边。
12.本优选方案通过将夹板设置为第一夹板和第二夹板的基础上，且第一夹板设置为呈l型，使得第一夹板的一边能够用于固定于机架，第二夹板的另一边能够用于抵接第二夹板，在拆换滑块的过程中，能够仅拆除第二夹板而实现分开第一夹板和第二夹板，而第二夹板还固定于机架，能够节省拆换滑块的步骤，进一步提高工作效率；并且通过在l型第一夹板设加劲板，能够增强第一夹板的支撑强度，提高在飞行器部件在加载过程中的稳定性，配合提高试验精度。
13.作为本发明的优选方案，所述机架设有固定座，所述固定座呈盘状，所述固定座通过转轴转动连接于所述机架，所述转轴垂直于所述盘面；所述固定座设有用于锁定转动的第三锁定件。
14.本优选方案通过在机架设置盘状的固定座，使得固定座能够绕垂直于盘面的转轴转动，而第二通槽开设于盘面，使得固定座的转动方向能够分别与第一滑槽和第二滑槽相垂直，一方面在飞行器部件固定于夹持机构并固定于固定座后，能够通过转动固定座来调整飞行器部件用于加载的面，使飞行器部件的不同加载面能够正对强度试验的荷载作用
力，锁定第三锁定件即可固定飞行器部件用于加载面的方位，方便飞行器部件加载面调整的同时，使加载面对位更准确，能够提高试验的精度。
15.作为本发明的优选方案，所述机架设有螺杆，所述螺杆转动连接于所述机架；所述固定座为圆盘状，所述固定座的侧部开设用于与所述螺杆蜗轮蜗杆传动连接的齿纹。本优选方案通过将固定座设置为圆盘状，且其侧面设有与螺杆蜗轮蜗杆传动连接的齿纹，使得通过操作传动螺杆即可实现转动固定座，不仅方便转动固定座，而且相比于直接转动固定座，转动螺杆能够记录螺杆转动的长度，或通过螺杆螺纹与齿纹的配合设计，能够微调固定座的转动角度，能够更精确调整飞行器部件加载面的位置，进一步提高强度加载试验的精度。
16.作为本发明的优选方案，所述固定座的盘面或所述机架开设有第二滑槽；所述夹板滑动连接于所述第二滑槽；所述夹板设有用于锁定位置的第二锁定件。
17.本优选方案通过在机架开设第二滑槽，夹板滑动连接于第二滑槽，使得两块夹板能够沿第二滑槽相对滑动，或者两块夹板共同沿第二滑槽同向滑动，从而能够调整两块夹板的间距，实现夹持不同厚度的飞行器部件，适应于固定尺寸不同的飞行器部件，进一步增强该固定工装的通用性；或夹持飞行器厚度不同的多个面，使得调整飞行器部件的加载面更方便，进一步提高工作效率；或者通过沿第二滑槽同向滑动两块夹板能够调整其所夹持的飞行器部件的位置，有利于对准加载位置，使载荷采点和定位更准确，进一步提高飞行器部件强度试验的精度；或者通过将第二滑槽开设于固定座的盘面，使得飞行器加载面的调整不会影响飞行器沿第一滑槽或第二滑槽已经调整好的位置，使得飞行器部件的加载面能够更容易准确调整至待加载位置，方便调节飞行器部件加载面，进一步提高工作效率。
18.作为本发明的优选方案，所述第一滑槽与所述第二滑槽相垂直。本优选方案通过将第一滑槽和第二滑槽设置为相互垂直，使得伸缩定位杆调整飞行器部件移动的方向与滑动夹板带动飞行器部件移动的方向相互垂直，使飞行器部件在其中一个方向上的移动不会改变在另外一个方向上的距离，使得在调整飞行器部件加载对位的过程中更容易定位准确，进一步提高工作效率。
19.作为本发明的优选方案，所述机架包括：固定板和两块侧向支撑板；所述固定板和所述侧向支撑板均为一边支撑于底部的l型板；所述固定板背向所述夹持机构的一侧设有第二加劲板；所述侧向支撑板背向所述夹持机构的一侧设有第三加劲板。本优选方案通过将固定板和侧向支撑板均设置为l型板，能够方便夹持机构的固定方位，也能够增强机架的支撑强度，通过在固定板设第二加劲板和在侧向支撑板设第三加劲板，进一步提高机架的支撑强度，减小因飞行器部件在加在过程中造成机架损坏的概率，延长该固定工装的使用寿命。
20.为实现上述目的，本发明还提供了一种用于飞行器部件强度试验的固定工装的使用方法，用于固定上述的飞行器部件，包括以下步骤：
21.步骤一：松开所述第一锁定件；放置所述飞行器部件于两块所述夹板之间，使所述飞行器部件的销轴进入所述通孔；移动两个所述夹板，使两块所述夹板夹紧于所述飞行器部件；步骤二：锁定所述第一锁定件；步骤三：转动所述固定座带动所述飞行器部件转动，使飞行器部件的待加载面对准于加载力作用面，锁定第三锁定件；施加所述加载力于飞行器部件进行加载试验；步骤四：松开第三锁定件，转动所述固定座带动所述飞行器部件转动，
改变飞行器部件的待加载面，重复步骤三直至加载试验完成；步骤五：移动两个所述夹板，使所述飞行器部件的销轴从所述通孔中退出，取下所述飞行器部件。
22.本方案通过先松开第一锁定件，放置飞行器部件并使飞行器部件的销轴进入通孔，再移动两个夹板，使两块夹板夹紧于飞行器部件的过程中，使得飞行器部件的销轴未被锁定而能够在通孔中自适应调整，飞行器部件销轴的固定和飞行器部件的夹紧配合度更高，内应力减小而固定更牢固，减小飞行器部件在加载中脱离固定工装的概率，提高试验的安全性；需要对飞行器的某个剖面加载不同方向的载荷时，或者需要飞行器部件的不同剖面加载时，通过步骤三和步骤四转动固定座带，从而带动飞行器部件转动，使飞行器部件的待加载面调整调整为对准于加载作用面，加载作用面为加载作用力所作用的面，实现在不改变加载作用力方向的前提下，对飞行器部件加载不同方向的载荷，或者对飞行器部件的各个剖面都能够进行加载，这有利于控制载荷的施加方向，能够提高加载精度，且有助于载荷的稳定施加，以实现对结构部件的各个剖面的解耦、刚度测试等试验工作，方便了飞行器部件的强度试验。
23.作为本发明的优选方案，上述用于飞行器部件强度试验的固定工装的使用方法还包括以下步骤：
24.步骤s：在步骤一之前，根据待测飞行器部件销轴的直径选择与飞行器部件的销轴匹配的一个所述滑块；分开所述第一夹板和所述第二夹板；将所述定位杆与所述滑块固定连接；安装所述定位杆和所述滑块于所述第一夹板和所述第二夹板之间；抵紧所述第一夹板和所述第二夹板，锁紧所述锁紧螺栓；步骤六：松开所述锁紧螺栓，取下所述定位杆和所述滑块；步骤七：拆开所述定位杆和所述滑块，重复所述步骤s，使用与所述飞行器部件销轴直径匹配的另一个所述滑块。
25.根据该固定工装设置有多个通孔直径不同的滑块，本优选方案通过步骤s，选择其中一个与待测飞行器部件的销轴匹配的一个滑块，并安装滑块在夹持机构，需要对销轴直径不同的飞行器部件进行加载时，再通过步骤六拆下一个滑块，并拆卸定位杆和一个滑块的连接，安装另外一个匹配的滑块于夹持机构，使滑块能够根据销轴直径不同的飞行器部件的不同而更换，不需要更换整套工装即可实现固定多个待测飞行器部件进行强度加载试验，使得该固定工装通用性更强，且使更换操作简便而高效，提高了飞行器部件强度试验的效率。
26.综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
27.1、通过在夹板设置第一滑槽、滑块和定位杆，在滑块开设与销轴尺寸匹配的通孔，供飞行器部件销轴容置，通孔能够供不同长度的销轴通过，通过伸缩定位杆带动滑块沿第一滑槽滑动，实现调整通孔位置供销轴位置不同的每个飞行器部件固定，使销轴位置不同的多个飞行器部件都能用该固定工装固定，减小了工装个数，节省了材料，从而提高了经济效益；通过滑块调整飞行器销轴固定位置，能够增大夹板夹持飞行器部件的夹持面积，从而能够提高夹持的稳定性。
28.2、所述用于飞行器部件强度试验的固定工装的使用方法，通过先松开第一锁定件，放置飞行器部件并使飞行器部件的销轴进入通孔，再移动两个夹板，使得两块夹板夹紧于飞行器部件的过程中，飞行器部件的销轴未被锁定而能够在通孔中自适应调整，飞行器部件销轴的固定和飞行器部件的夹紧配合度更高，内应力减小而固定更牢固，减小飞行器
部件在加载中脱离固定工装的概率，提高试验的安全性；
29.3、需要对飞行器的某个剖面加载不同方向的载荷时，或者需要飞行器部件的不同剖面加载时，通过步骤三和步骤四转动固定座带，从而带动飞行器部件转动，使飞行器部件的待加载面调整为加载作用面，实现在不改变作用力方向的前提下，对飞行器部件加载不同方向的载荷，或者对飞行器部件的各个剖面都能够进行加载，这有利于控制载荷的施加方向，能够提高加载精度，且有助于载荷的稳定施加，以实现对结构部件的各个剖面的解耦、刚度测试等试验工作，方便了飞行器部件的强度试验。
附图说明
30.图1是本发明所述飞行器部件结构示意图。
31.图2是本发明所述用于飞行器部件强度试验的固定工装结构示意图a；
32.图3是本发明所述夹持机构的结构示意图；
33.图4是本发明所述第一夹板的结构示意图；
34.图5是本发明所述第二夹板的结构示意图；
35.图6是本发明所述用于飞行器部件强度试验的固定工装结构示意图b；
36.图7是本发明所述飞行器部件的固定状态示意图；
37.图标：1-机架；11-第二滑槽；12-固定座；121-齿纹；13-转轴；14-第三锁定件；15-螺杆；16-固定板；161-第二加劲板；17-侧向支撑板；171-第三加劲板； 2-夹持机构；21-夹板；211-第一夹板；212-第二夹板；213-锁紧螺栓；214-第一加劲板；22-第一滑槽；23-滑块；24-定位杆；25-第一锁定件；26-通孔；27-第二锁定件；100-飞行器部件；101-销轴；102-剖面。
具体实施方式
38.下面结合附图，对本发明作详细的说明。
39.为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
40.实施例1
41.如图2所示，本发明提供的一种用于飞行器部件强度试验的固定工装，包括：机架1和夹持机构2；夹持机构2固定于机架1，夹持机构2包括对称设置的两块夹板21；夹板21设有的第一滑槽22、滑块23和定位杆24；滑块23滑动连接于第一滑槽22，滑块23设有供飞行器部件100的销轴101通过的通孔 26；定位杆24一端可拆卸固定于滑块23，定位杆24的另一端伸缩连接于夹板 21，定位杆24的伸缩能够带动滑块23沿第一滑槽22滑动，定位杆24设有能够锁定于夹板21的第一锁定件25。
42.需要说明的是本发明所述定位杆24伸缩连接于夹板21中的“伸缩连接”理解为定位杆24活动连接于夹板21，并能够沿第一滑槽22伸入夹板21内或伸出夹板21，使得定位杆24的伸缩活动能够带动与其一端连接并滑动连接于第一滑槽22内的滑块23在夹板21上沿第一滑槽22滑动。
43.所述第一锁定件25理解为能够通过紧固定位杆24于夹板21上而使定位杆 24定位
而不会伸缩活动的锁定件，优选的，如图3所示，第一锁定件25为两个螺栓连接于定位杆24的螺母，一个螺母位于靠近第一滑槽22一侧，另一个螺母位于夹板21的外侧，两个螺母向相对的方向拧紧而夹紧于夹板21，从而实现锁紧定位杆24，使定位杆24的位置固定。
44.在一些实施例中，第一滑槽22的侧壁可以设置有定位杆连接孔，且定位杆连接孔与第一滑槽22贯通，从而定位杆24的一端可以贯穿定位杆连接孔伸入第一滑槽22内，并与第一滑槽22的侧壁滑动连接。示例性的，定位杆连接孔的直径可以小于第一滑槽22的高度。
45.在一个可能的示例中，第一滑槽22的高度和宽度可以调整增大，从而可以使该固定工装能够固定安装多种型号尺寸的结构部件。
46.在一些实施例中，通孔26为容置通孔26，可以设置具有不同大小的多个滑块23，以便可以和结构部件上的不同大小的销轴101匹配。
47.本发明所述定位杆24可以调整滑块23在第一滑槽22内的位置，使得结构部件位于两个夹板21之间时，滑块23上的通孔26可以和结构部件上的销轴101 相对设置。因此，当两个夹板21按压在结构部件的两侧时，结构部件上的销轴 101可以插接在通孔26中，以固定结构部件，示例性的，定位杆24的直径尺寸不小于m30，本技术对此不作限制。
48.固定飞行器部件100的实现原理：通孔26开设于滑块23，滑块23滑动连接于第一滑槽22，使得通孔26随着滑块23相对于夹板21滑动，即，使通孔 26能够沿第二滑槽11改变位置，通过第一锁定件25使通孔26的位置对应于飞行器部件100销轴101位置，销轴101容置于通孔26中，夹紧两块夹板21于飞行器部件100的剖面，使得夹持机构2能够直接夹持于飞行器部件100的剖面而不会受到销轴101的阻挡而夹持不稳，实现固定飞行器部件100。
49.本技术实施例提供的该固定工装结构紧凑，能够满足不同型号尺寸的结构部件的固定安装需求，以对不同型号尺寸的结构部件进行加载、载荷标定以及强度测试等试验内容，有利于提高强度试验的效率。
50.本发明优选的，第一滑槽22、滑块23和定位杆24形成的用于固定销轴101 的销轴定位组件能够设置多组，例如参考图3所示，每个夹板21设有位于一条轴线上的两组销轴定位组件，能够适用于固定具有两个销轴101的一个飞行器部件100，使该固定工装适用性更强。
51.本发明优选的，参考图3，滑块23设置备用的通孔26直径不等的多个，夹板21包括：第一夹板211和第二夹板212；第一夹板211和第二夹板212的板面通过锁紧螺栓213相互抵接，使滑块23和定位杆24都位于第一夹板211和第二夹板212之间。第一夹板211和第二夹板212通过锁紧螺栓213紧固而能够相互抵接，如图4-5所示，在第一夹板211和第二夹板212上均开设第一滑槽 22和供定位杆24通过的定位通槽，则设置多个滑块23，通过拆开锁紧螺栓213 即可安装或更换具有不同通孔26直径的滑块23，方便拆装滑块23，不同孔径的通孔26对应的滑块23能够适应销轴101直径不同的飞行器部件100的固定，进一步使该固定工装普适度更高而不需要制造生产多套工装来匹配销轴101的尺寸不同的飞行器部件100，从而节省材料，提升经济效益。
52.示例性的，夹板21可以包括相互第一夹板211的部分和第二夹板212的部分。第二夹板212的窄边可以和固定座12相互垂直，第一夹板211的面向固定座12的一侧可以与固定座12滑动连接。
53.示例性的，如图4和图5所示，第二夹板212可以设置有供定位杆24第一开口槽，第
一开口槽的开放口朝向第一夹板211。第一夹板211上可以设置有第二开口槽，第二开口槽的开放口朝向第二夹板212。且第一开口槽和第二开口槽相对设置。因而，当第一夹板211和第二夹板212紧固连接时，第一开口槽与第二开口槽可以形成定位杆连接孔。
54.由于该固定工装用于固定飞行器部件100进行强度试验中，需要对飞行器部件100的某一个剖面进行施加荷载，荷载作用于飞行器部件100，也作用于固定工装，夹持机构2为夹板21，本发明优选的，如图3-5所示，第一夹板211 呈l型；第一夹板211的一边抵接于第二夹板212，第一夹板211的另一边固定于机架1；第一夹板211背向第二夹板212的一侧设有第一加劲板214；第一加劲板214分别连接于第一夹板211的两边，第一加劲板214能够增强夹板21的强度；示例性的，第一加劲板214可优选为斜支撑板，可以为三角形板，本技术对此不做限制。
55.需要说明的是，本发明中的夹持机构2，即两块夹板21能够通过固定于机架1或借助于其他固定板16固定于机架1，两块夹板21夹紧飞行器部件100后固定连接机架1即可实现夹持并固定，优选的可通过在夹板21开设螺栓孔，螺栓的一端穿过机架1或固定板16螺栓连接于夹板21即可实现固定夹板21于机架1或固定板16本发明优选的，参考图2和图4，机架1设有固定座12，夹板 21能够通过固定于固定座12实现固定，此处“固定”理解为能够连接于机架1、固定板16或固定座12，并能够支撑而固定，不排除夹板21能够拆卸或活动的情形；为实现便于调整飞行器部件100的剖面或加载面，本发明优选的，如图2 和图4所示，固定座12呈圆盘状，固定座12通过转轴13转动连接于机架1，转轴13垂直于固定座12的盘面；第二通槽11开设于固定座12的盘面；固定座12设有用于锁定其转动的第三锁定件14；需要说明的是，所述第三锁定件14设于固定座12背向夹持机构2的一侧，以免阻碍夹持机构2的活动，如图4 所示，第三锁定件14优选的设置为螺栓连接于转轴13的螺母，通过螺母锁紧固定座12，使固定座12锁紧于机架1而不会转动，实现锁定固定座12转动位置的作用。
56.本发明优选的，参考图2或图4，机架1设有的螺杆15，螺杆15转动连接于机架1；固定座12为圆盘状，固定座12的侧部设有能够与螺杆15蜗轮蜗杆传动连接的齿纹121。由于本发明固定座12设置为圆盘状，可通过在圆盘的侧部开设齿纹121，圆盘的转动即不会影响夹持装置的固定或定位，还能够通过转动螺杆15即可带动圆盘转动，使该固定工装使用更方便。
57.示例性的，螺杆5为驱动轴，驱动轴的周向和旋转轮盘的周向可以设置有相啮合的螺旋齿，当驱动轴转动时，通过螺旋齿与旋转轮盘啮合，以实现带动旋转轮盘转动。示例性的，驱动轴可以为蜗杆，本技术对此不作限制。
58.示例性的，在一个可能的示例中，驱动轴的两端可以和两个侧支架转动连接。示例性的，两个侧支架可以分别设置有一个侧支架驱动轴连接孔，且两个侧驱动轴连接孔相对设置。侧驱动轴连接孔中可以设置有转动轴承，驱动轴的两端分别与两个侧驱动轴连接孔中的转动轴承配合，以实现驱动轴的两端与两个侧支架转动连接。
59.在一些实施例中，驱动轴的轴延伸方向可以与旋转机构的旋转轴13线方向相互垂直。示例性的，当旋转轮盘绕旋转连接轴转动时，旋转机构的旋转轴13 线方向可以理解为旋转连接轴的轴延伸方向。也就是说，驱动轴的轴延伸方向和旋转连接轴的轴延伸方向相互垂直。
60.实例性的，本发明所述固定工装的机架1设旋转连接轴，旋转连接轴的第一端固定
在机架1上，旋转连接轴的第二端与旋转轮盘转动连接，从而旋转轮盘可以绕旋转连接轴转动。示例性的，旋转连接轴的轴线方向可以垂直于旋转轮盘。示例性的，旋转连接轴的直径大于m60，本技术对此不做限制。
61.实例性的，旋转连接轴的第一端可以固定在后支架上。后支架上可以设置有后驱动轴连接孔，旋转连接轴的第一端穿过后驱动轴连接孔。旋转连接轴的外周可以套设有旋转连接轴紧固件，且旋转连接轴紧固件位于后支架的远离旋转轮盘的一侧。其中，旋转连接轴的第一端的周向与旋转连接轴紧固件的内部设置有相对应的螺纹，旋转连接轴的第一端可以通过与旋转连接轴紧固件螺纹连接固定在后支架上。
62.示例性的，旋转轮盘面向底板的一侧可以设置有凹槽，凹槽的底部可以设置有转轴13的连接孔。旋转连接轴的第二端伸入转轴13的连接孔，与旋转机构转动连接。例如，转轴13的连接孔中可以安装有滚动轴承，旋转连接轴的第二端与转轴13的连接孔中的滚动轴承配合，以实现旋转连接轴与旋转轮盘的转动连接。示例性的，转轴13的连接孔可以位于旋转轮盘的中心位置，本技术对此不做限定；此外，旋转连接轴的第二端与底板之间可以具有间隔空间。也就是说，第二端伸入转轴13的连接孔时，第二端的端部与底板面向旋转轮盘的一侧不接触。这有助于在旋转轮盘转动时，减小旋转连接轴的第二端的端部与底板接触时所产生的干扰旋转轮盘转动的摩擦力。
63.示例性的，第三锁定件14可优选的为止动连接件，止动连接件用于固定旋转轮盘，以阻止旋转轮盘的转动。在一个示例中，机架1可以设置有第三锁定件14的连接孔。例如，第三锁定件14的连接孔可以设置在机架1中的后支架上。第三锁定件14的连接孔的内壁可以设置有螺纹。止动连接件的主体可以伸入第三锁定件14的连接孔，与第三锁定件14的连接孔螺纹连接。当止动连接件拧紧时，止动连接件的顶部与机架1的远离旋转轮盘的一侧接触，止动连接件的主体穿过第三锁定件14的连接孔，并抵接在旋转轮盘的朝向机架1的一侧，从而固定旋转轮盘，以阻止旋转轮盘继续转动。
64.可优选的，止动连接件可以设置有多个，以增加止动连接件的主体与旋转轮盘抵接时的摩擦力，这有利于阻止旋转轮盘的转动，以稳定的固定旋转轮盘。例如，止动连接件可以设置两个或者四个，本技术对此不作限制；，旋转轮盘的面向机架1的一侧可以设置有花纹，以增加止动连接件的主体与旋转轮盘抵接时的摩擦力，这有利于阻止旋转轮盘的转动，以稳定的固定旋转轮盘。
65.本发明优选的，所述固定座12的盘面或所述机架1开设有的第二滑槽11；所述夹板21滑动连接于所述第二滑槽11；所述夹板21设有用于锁定其位置的第二锁定件27。如本发明上述说明，夹板21能够固定于机架1也能够固定于固定座12，通过在固定座12或机架1开设第二滑槽11，实现夹板21滑动连接于机架1、固定板16或固定座12，本发明优选的将第二滑槽11开设于能够转动的固定座12上，实现夹板21滑动连接于第二滑槽11而能够滑动改变两个夹板 21的间距或者滑动调整夹持机构2和飞行器部件100整体的位置。
66.在一些实施例中，固定座12设有用于固定夹持结构的底板，底板上可以设置有多条相互平行的第二滑槽11，例如，底板上可以设置有两条相互平行的第一滑槽22，本技术对此不作限制。
67.第一夹板211和第二夹板212的设置其结构紧凑，且加工组装工艺简单。此外，第一夹板211与固定座12滑动连接，第一夹板211和第二夹板212可拆卸紧固连接，两个所述夹板
21能够沿第二滑槽11相对滑动，从而能够根据不同型号尺寸的结构部件来调整两个夹板21之间的距离，使得结构部件可以固定于两个夹板21之间。
68.固定座12和螺杆15组成的旋转机构可以位于机架1的一侧，并与机架1 转动连接。旋转机构的远离机架1的一侧可以与夹持机构2通过第二滑槽11滑动连接，使得夹持机构2的两个夹板21能够在旋转机构上滑动，通过第二滑槽 11可以调整两个夹板21之间的距离大小，使得飞行器部件100位于两个夹板 21之间时，两个夹板21能够按压在飞行器部件100的两侧，以能够固定飞行器部件100。
69.本发明优选的，固定座12可设置为旋转轮盘，可以和机架1转动连接，可以在旋转轮盘增设底板，底板可以位于轮盘的远离机架1的一侧，底板的远离旋转轮盘的一侧可以与两个夹板21滑动连接。因而，旋转轮盘的转动可以带动底板的转动，底板的转动又可以带动两个夹板21的转动，示例性的，旋转轮盘和底板可以通过螺栓固定连接；可以通过在底板的边缘可设置四个螺栓，以与旋转轮盘固定连接；可以理解，上述旋转轮盘和底板的固定连接的方式仅是示例，而非是对本技术的限制。
70.本发明优选的，如图2或图4所示，机架1包括：固定板16和两块侧向支撑板17；固定板16和侧向支撑板17均为一边支撑于底部的l型板；固定板16 背向夹持机构2的一侧设有第二加劲板161；侧向支撑板17背向夹持机构2的一侧设有第三加劲板171。
71.实施例2
72.在实施例1的基础上，本发明还提供了一种用于飞行器部件强度试验的固定工装的使用方法，用于固定如实施例1的飞行器部件100，包括以下步骤：
73.步骤一：松开所述第一锁定件25；放置所述飞行器部件100于两块所述夹板 21之间，使所述飞行器部件100的销轴101进入所述通孔26；移动两个所述夹板21，使两块所述夹板21夹紧于所述飞行器部件100；步骤二：锁定所述第一锁定件25；步骤三：转动所述固定座12带动所述飞行器部件100转动，使飞行器部件100的待加载面对准于加载作用力，锁定第三锁定件14；步骤四：松开第三锁定件14，转动所述固定座12带动所述飞行器部件100转动，使飞行器部件100的待加载面对准于加载作用面，锁定第三锁定件14；步骤五：移动两个所述夹板21，使所述飞行器部件100的销轴101从所述通孔26中退出，取下所述飞行器部件100。
74.当飞行器部件100固定安装好后，如上述步骤三，可以进行强度试验，例如可以根据载荷标定要求，进行试验，根据本技术实施例提供的结构部件的固定装置，当需要对飞行器部件100加载不同方向的载荷时，或者需要对飞行器部件100的不同的剖面加载时，如上述步骤三至步骤四，可以通过固定座12的转动带动夹持机构2的转动，能够实现调整飞行器部件100的剖面的朝向，实现在不改变作用力方向的前提下，对飞行器部件100加载不同方向的载荷，或者对飞行器部件100的各个剖面都能够进行加载。这有利于控制载荷施加方向，能够提高加载精度，且有助于载荷的稳定施加，以实现对飞行器部件100的各个剖面的解耦、刚度测试等试验工作。
75.需要说明的是，待加载面理解为飞行器部件100需要承荷载作用力的面，加载作用面为加载力所作用的面，可理解为待加载面被调整后重合于加载作用面，即实现调整完成；参考图7，需要对飞行器部件100的上面进行加载荷载作用力，则飞行器部件100的上面为待加载面，通过转动固定座12能转动剖面102 位于不同的平面，使该剖面102转动至与加载作
用力所作用的面重合，即可完成调整。
76.本发明优选的，用于飞行器部件强度试验的固定工装的使用方法，还包括以下步骤：
77.步骤s：在步骤一之前，根据待测飞行器部件100销轴101的直径选择与飞行器部件100的销轴101匹配的一个所述滑块23；分开所述第一夹板211和所述第二夹板212；将所述定位杆24与所述滑块23固定连接；安装所述定位杆24 和所述滑块23于所述第一夹板211和所述第二夹板212之间；抵紧所述第一夹板211和所述第二夹板212，锁紧所述锁紧螺栓213；步骤六：松开所述锁紧螺栓213，取下所述定位杆24和所述滑块23；步骤七：拆开所述定位杆24和所述滑块23，重复所述步骤s，使用与所述飞行器部件100销轴101直径匹配的另一个所述滑块23。
78.图7为本技术实施例提供的飞行器部件100固定状态的示意图。图7为该固定工装固定安装飞行器部件100时的结构示意图，当需要对飞行器部件100 进行强度试验时，该固定工装可以固定飞行器部件100的端部。具体的，该固定工装可以通过地脚螺栓固定在地轨上，当需要对飞行器部件100加载不同方向的载荷，或者对飞行器部件100的不同剖面加载时，首先可以通过驱动轴(螺杆15)转动，例如可以通过扳手手动使旋转轴13转动，以带动旋转轮盘的转动，从而带动与旋转轮盘固定连接的底板转动，底板的转动又可以带动两个夹板21 一起转动，以调整两个夹板21的位置，从而能够实现调整位于两个夹板21之间的飞行器部件100的位置。因此，能够实现在不改变作用力方向的前提下，对飞行器部件100加载不同方向的载荷，或者对飞行器部件100的不同剖面加载。
79.例如，参考图6和图7所示，作用力f的方向可以为垂直于地轨的方向，当需要对飞行器部件100的待加载面(图7中飞行器部件100朝上的一个面) 加载垂直地轨方向的载荷时，可以通过驱动轴的转动带动旋转轮盘的转动，从而带动底板的转动，进而带动夹板21的转动。然后拧紧止动连接件(第三锁定件14)，以固定旋转轮盘，阻止旋转轮盘继续转动。
80.然后，参考图1所示，测量飞行器部件100的一端的尺寸，例如销轴101 的大小，从而将具有与销轴101匹配的通孔26的滑块23安装于夹持机构2，使销轴101可以插接在通孔26内中；优选的，相对滑动两个夹板21滑动，以调节两个夹板21之间的距离，从而使飞行器部件100的端部可以位于两个夹板21 之间，并且，两个夹板21能够按压在飞行器部件100的端部的两侧。当两个夹板21可以按压在飞行器部件100的端部的两侧时，通过第二锁定件27将夹板 21固定在固定座12上，以避免夹板21在固定座12上继续滑动。
81.并且，通过伸缩定位杆24使滑块23在第一滑槽22的滑动，以调整滑块23 中的通孔26的位置，从而当两个夹板21按压在飞行器部件100的端部的两侧时，飞行器部件100的端部的销轴101能够插接在通孔26中。当调整通孔26 的位置与飞行器部件100的销轴101相对设置后，通过第一锁定件25将定位杆 24与夹板21固定，以避免定位杆24继续带动滑块23在第一滑槽22内滑动。因此，将飞行器部件100固定安装在该固定工装上，且飞行器部件100的待加载面垂直于地轨。
82.当飞行器部件100固定安装好后，可以进行强度试验。例如可以根据载荷标定要求，进行试验。根据本技术实施例提供的结构部件的固定装置，当需要对结构部件加载不同方向的载荷时，或者需要对结构部件的不同剖面加载时，可以通过旋转机构的转动带动两个夹持板组件的转动，以调整两个夹持板组件的位置。这能够实现调整两个夹持板之间固
定的结构部件的位置，实现在不改变作用力方向的前提下，对结构部件加载不同方向的载荷，或者对结构部件的各个剖面都能够进行加载。这有利于控制载荷施加方向，能够提高加载精度，且有助于载荷的稳定施加，以实现对结构部件的各个剖面的解耦、刚度测试等试验工作。
83.以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。