[实用新型]飞机牵引杆强度、刚度试验夹具

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种飞机牵引杆强度、刚度试验夹具及其使用方法，用于飞机结构强度、刚度试验加载技术。

背景技术

在目前飞机零部件的结构强度、刚度试验有两种试验方法，一种是直接在机身上进行试验，试验需要一架飞机，试验所得的数据准确、可靠，但由于成本非常的高，危险性也相对比较大，现在此方法一般不采用；另一种是设计试验夹具，将被试验的零部件安装在试验夹具上模拟其受力状态进行试验，这种试验方法具有成本低、风险小的特点，现已被广泛使用，因此，任何试验采用第二组方法都必须根据相关的数据进行设计计算，是一个从无到有的过程，而每一个试验夹具都必须保证试验件的试验状态与使用状态的相似度最大化、试验夹具必须有足够的强度和刚度，不会因夹具的变形或者破坏给试验结果带来误差、夹具要具有良好的加工工艺性和安装工艺性。飞机牵引杆自身尺寸较大，为了避免在施加载荷时产生侧向分力，影响试验的结果，加载方向必须与自身基准轴线重合，以实现正、负方向及侧向载荷准确的施加。

发明内容

本实用新型要解决的技术问题是提供一种飞机牵引杆强度、刚度试验夹具，该试验夹具实现了试验件的连接方式和受力状态与使用状态一致，在高载情况下保证压向载荷不产生侧向分力，同时占据空间小，制造成本低。该试验方法安全可靠，同时测量的数据真实有效，大大提高了试验的效率。

为解决以上问题，本实用新型的具体技术方案如下：一种飞机牵引杆强度、刚度试验夹具，在试验件的前端牵引环与主加载机构的一端通过连接销连接，主加载机构可通过自身的轴承在滑道机构导轨内自由滑动,在滑道机构的空腔端部设置定滑轮Ⅰ，位于滑道机构内的主加载机构的另一端设有两个方向的加载接头分别连接两根钢丝绳，一根为向外侧P1拉动的钢丝绳，另一根向内绕过定滑轮Ⅰ从滑道机构内端沿P2力的方向穿出；在试验件的后端连接模拟主、前起落架夹具连接。

所述的模拟主、前起落架夹具是由模拟主起落架夹具、模拟前起落架夹具和承力立柱组成；模拟前起落架夹具的中心面与滑道机构8的中心面位于同一竖直面上，两个承力立柱对称设置在模拟前起落架夹具的后方，在承力立柱上设有定滑轮Ⅱ，钢丝绳的中间绕过试验件的定位圆盘，穿过试验件的定位角点后，分别从上至下的绕过对应侧承力立柱上的定滑轮Ⅱ，然后与模拟前起落架夹具前方对称设置的模拟主起落架夹具连接。

该飞机牵引杆强度、刚度试验夹具实现了试验件的连接方式、受力状态与使用状态基本一致，夹具安装起来简单快捷，避免了试验件、夹具的安装状态对试验结果带来的影响。定滑轮机构起变向作用，完成了试验件钢索的固定，可以在受力的大小不变，同时改变力的方向，解决了试验件过大、场地施展不开的问题，又能保证载荷施加的真实有效性。

两个承力立柱固定定滑轮机构，可以承受2倍以上的试验载荷。滑道机构可以准确施加拉、压载荷，避免在加载过程中因夹具或试验件的变形以及活结的连接对试验件产生测向分力而对试验的结果带来影响或使试验件破坏。

由于飞机牵引杆的结构形式有类似之处，所以其他飞机牵引杆也可以用此类夹具进行试验，降低了产品制造的成本，本发明具有很强的实用性。

附图说明

图1为飞机牵引杆强度、刚度试验夹具的立体图。

图2为滑道机构的横向剖视图。

具体实施方式

如图1和图2所示，一种飞机牵引杆强度、刚度试验夹具，在试验件5的前端牵引环与主加载机构7的一端通过连接销6连接，主加载机构7可通过自身的轴承及滑道机构8导轨在滑道机构8内自由滑动,在滑道机构8的空腔端部设置定滑轮Ⅰ9，位于滑道机构8内的主加载机构7的另一端设有两个方向的加载接头分别连接两根钢丝绳，一根为向外侧P1拉动的钢丝绳，另一根向内绕过定滑轮Ⅰ9从滑道机构8内端沿P2力的方向穿出；在试验件5的后端连接模拟主、前起落架夹具10，试验件的后端接头与模拟前起落架夹具4连接，试验件的钢丝绳绕过两个承力立柱2的定滑轮3与模拟主起落架夹具连接，由于钢索末端接头为耳片形式可直接与现有连接件进行连接。

所述的模拟主、前起落架夹具10是由位于中间的模拟前起落架夹具4和两个对称设置的承力立柱2组成，在承力立柱2上设有定滑轮Ⅱ3，钢丝绳的中间绕过试验件的定位圆盘，穿过试验件的定位角点后，分别从上至下的绕过对应侧承力立柱2上的定滑轮Ⅱ3，然后与模拟主起落架夹具1连接。

一种采用飞机牵引杆强度、刚度试验夹具测量试验件的方法，包括以下步骤：