[发明专利]一种多方向大载荷拉伸试验结构加载装置

说明书

本发明适用于航空航天工程技术领域，提供了一种多方向大载荷拉伸试验结构加载装置，包括承力框架主体，还包括：槽型框、角钢、支撑底板和液压作动筒；所述槽型框设置有两个，两个所述槽型框均固定在承力框架主体的同一内壁上，所述槽型框用于连接试验件；所述角钢设置有四个，四个所述角钢分别固定在承力框架主体的四个角落，且角钢通过地脚螺栓与地轨固定连接。本申请创新性的采用平衡框架承受试验载荷，避免了为支撑作动筒去专门设计支座，提高了试验安全性的同时有效的减小了试验的占地面积；本装置在设计时可根据试验件的类型以及载荷的加载方式，通过改变支撑底板外形、位置等方式灵活地进行调整，提高了装置的利用效率。

技术领域

本发明属于航空航天工程技术领域，尤其涉及一种多方向大载荷拉伸试验结构加载装置。

背景技术

在航空航天领域的多种工程结构中，机身与机翼对接区是飞机受力最严重的部位之一，也是影响飞行安全和使用寿命的关键环节。通过疲劳加载对翼身连接接头进行承载能力试验，分析翼身接头结构关键考核区的疲劳寿命是结构设计中的重要研究课题。

长期以来，在进行结构的静力和疲劳试验时，总是按照标准，根据提供试验件标准样件尺寸和加载方式，使用合适的试验机。针对翼身连接接头进行静力和疲劳试验，因为翼身连接接头试验件所承受的极限载荷较大且试验件接头底部固定，接头上部耳片处施加三向载荷，MTS疲劳试验机不再适用，所以目前采用MTS多通道液压伺服加载系统来实现。该系统适合进行航空结构的等幅谱，程序块谱，飞续飞谱的疲劳试验，作动筒头部可以装夹自制耳片，载荷加载方便，整个试验系统控制测量精度高。

由于作动筒的加载空间有限制，另外试验件对加载载荷精度及摆放位置也有要求，使得对实验装置有严格的要求，试验件的摆放必须经过严格的测量，进而不便于试验件的测试。

发明内容

本发明实施例的目的在于提供一种多方向大载荷拉伸试验结构加载装置，旨在解决现有MTS多通道液压伺服加载系统对试验件进行静力和疲劳试验时，试验件的安装精度高且安装难度大的问题。

本发明是这样实现的，一种多方向大载荷拉伸试验结构加载装置，包括承力框架主体，还包括：

槽型框、角钢、支撑底板和液压作动筒；

所述槽型框设置有两个，两个所述槽型框均固定在承力框架主体的同一内壁上，所述槽型框用于连接试验件；

所述角钢设置有四个，四个所述角钢分别固定在承力框架主体的四个角落，且角钢通过地脚螺栓与地轨固定连接；

所述支撑底板设置有三个，三个所述支撑底板分别固定在承力框架主体相邻的三个外侧壁上；

所述液压作动筒设置有三个，三个所述液压作动筒分别贯穿三个支撑底板，所述液压作动筒通过耳片与试验件连接。

进一步的技术方案，所述承力框架主体包括第一框架、第二框架、第三框架和第四框架，所述第一框架、第二框架、第三框架和第四框架依次首尾固定连接构成承力框架主体，两个所述槽型框均固定在框架上。

进一步的技术方案，三个所述支撑底板分别固定在第二框架、第三框架和第四框架的侧壁上。

进一步的技术方案，所述第二框架、第三框架和第四框架上均设置有用于避让液压作动筒的矩形通孔。

进一步的技术方案，所述第一框架、第二框架、第三框架和第四框架上均设置有多个沉槽。

本发明实施例提供的一种多方向大载荷拉伸试验结构加载装置，本申请的结构简单可靠，精度高，维护简便，可形成自平衡系统进行试验，也可根据需要兼容多种试验件进行使用，创新性的采用平衡框架承受试验载荷，避免了为支撑作动筒去专门设计支座，提高了试验安全性的同时有效的减小了试验的占地面积；本装置在设计时可根据试验件的类型以及载荷的加载方式，通过改变支撑底板外形、位置等方式灵活地进行调整，提高了装置的利用效率。

附图说明