專利名稱:一種飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架的制作方法
【專利摘要】一種飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架，包括作動(dòng)器支撐架和帶動(dòng)所述作動(dòng)器支撐架旋轉(zhuǎn)的第一承架和第二承架，作動(dòng)器支撐架上安裝有位置調(diào)節(jié)作動(dòng)器和加載試驗(yàn)作動(dòng)器，第一承架和第二承架將所述作動(dòng)器支撐架從下方和上方兩個(gè)方向安裝在旋轉(zhuǎn)軸上，從而保證本裝置能帶動(dòng)加載試驗(yàn)作動(dòng)器旋轉(zhuǎn)，并對(duì)飛機(jī)襟縫翼上的不同位置進(jìn)行檢測(cè)試驗(yàn)。
【專利說明】一種飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及一種飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架。

【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)襟翼收放試驗(yàn)一般需要數(shù)萬次甚至十幾萬次。旋轉(zhuǎn)擺架作為飛機(jī)襟翼收放試驗(yàn)隨動(dòng)加載機(jī)構(gòu)，是該試驗(yàn)必備的一個(gè)部件，但現(xiàn)有的旋轉(zhuǎn)擺架，僅僅只是將一根大截面弓形撐桿安裝在一轉(zhuǎn)軸上，通過該撐桿將作動(dòng)器支撐在飛機(jī)襟翼處進(jìn)行加載，由于試驗(yàn)結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)范圍、工裝等多種因素的影響，往往需要較長(zhǎng)的旋轉(zhuǎn)擺架，如4m或5m以上的擺架長(zhǎng)度，如果還是用現(xiàn)有的大截面弓形撐桿形式，由于要達(dá)到支撐的剛度，則需要用強(qiáng)度更高的材料或加厚加重?fù)螚U，從而造成旋轉(zhuǎn)擺架過重，甚至導(dǎo)致空間上無法進(jìn)行實(shí)驗(yàn)設(shè)備安裝，或者為達(dá)到實(shí)驗(yàn)設(shè)備安裝要求，又會(huì)使得旋轉(zhuǎn)擺架剛度小，應(yīng)力水平高，容易斷裂。
實(shí)用新型內(nèi)容
[0003]本實(shí)用新型克服現(xiàn)有技術(shù)的不足而提供一種結(jié)構(gòu)重量輕、側(cè)向剛度大，能抗試驗(yàn)過程中最大側(cè)向力、旋轉(zhuǎn)擺架隨動(dòng)的穩(wěn)定性好和長(zhǎng)壽命的飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架。
[0004]一種飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架，包括作動(dòng)器支撐架和帶動(dòng)所述作動(dòng)器支撐架旋轉(zhuǎn)的第一承架和第二承架，所述作動(dòng)器支撐架為平行四邊形設(shè)有四個(gè)頂點(diǎn)A、B、C、D，所述第一承架為兩根支撐桿端部固連構(gòu)成，其連接點(diǎn)為L(zhǎng)點(diǎn)，所述第一承架的連接點(diǎn)L上設(shè)有第一旋轉(zhuǎn)軸承，安裝在旋轉(zhuǎn)軸上，兩根所述支撐桿另兩端固定在作動(dòng)器支撐架頂點(diǎn)A和頂點(diǎn)C上，從所述作動(dòng)器支撐架下側(cè)支撐作動(dòng)器支撐架，所述作動(dòng)器支撐架還設(shè)有第一加強(qiáng)筋和第二加強(qiáng)筋，所述第一加強(qiáng)筋固定在作動(dòng)器支撐架的AD邊和BC邊上且與AB邊平行，所述第一加強(qiáng)筋與作動(dòng)器支撐架AD邊的連接點(diǎn)為H點(diǎn)，與BC邊的連接點(diǎn)為I點(diǎn)。所述第二加強(qiáng)筋連接固定H點(diǎn)和B點(diǎn)，所述第二承架包括三根支撐桿，其中兩根所述支撐桿端部與頂點(diǎn)O連接，兩根所述支撐桿的另兩端分別與頂點(diǎn)C和DC邊連接，所述支撐桿與DC邊連接點(diǎn)為J點(diǎn)，第三根支撐桿連接頂點(diǎn)I和連接點(diǎn)J，所述第二承架通過頂點(diǎn)O上設(shè)有的第二旋轉(zhuǎn)軸承安裝在旋轉(zhuǎn)軸上。
[0005]所述AL邊與LC邊的夾角為68度，所述LC邊與OC邊的夾角為45度，所述JO邊與OC邊的夾角為45度。
[0006]所述AD邊與DC邊的長(zhǎng)度比為1.7。
[0007]所述作動(dòng)器支撐架、第一承架和第二承架均采用工字鋼型材，所述作動(dòng)器支撐架、第一承架和第二承架連接均采用焊接。
[0008]由于采用上述結(jié)構(gòu)，本實(shí)用新型由于采用第一承架和第二承架對(duì)作動(dòng)器支撐架上下進(jìn)行支撐，利用三角形的穩(wěn)定性通過有限元分析，通過對(duì)支撐點(diǎn)、旋轉(zhuǎn)點(diǎn)設(shè)置多個(gè)三角形的支撐件，保證本裝置只通過工字鋼型材就能夠達(dá)到設(shè)計(jì)要求的剛度和應(yīng)力要求，本實(shí)用新型現(xiàn)有的旋轉(zhuǎn)擺架相比，重量減少了 15%，且有更好的剛度、強(qiáng)度、穩(wěn)定性和長(zhǎng)壽命。

【附圖說明】

[0009]圖1為本發(fā)實(shí)用新型的主視圖。
[0010]圖2為本發(fā)實(shí)用新型的立體圖。
[0011]圖3為本發(fā)實(shí)用新型的原理圖。

【具體實(shí)施方式】
[0012]下面結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型的實(shí)施方式作進(jìn)一步的說明。
[0013]如圖1至3所示，一種飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架，包括作動(dòng)器支撐架31和帶動(dòng)所述作動(dòng)器支撐架31旋轉(zhuǎn)的第一承架32和第二承架33，所述作動(dòng)器支撐架31為平行四邊形設(shè)有四個(gè)頂點(diǎn)A、B、C、D，所述第一承架32為兩根支撐桿端部固定構(gòu)成，此連接點(diǎn)為L(zhǎng)點(diǎn)，所述第一承架32的連接點(diǎn)L上設(shè)有第一旋轉(zhuǎn)軸承安裝在旋轉(zhuǎn)軸4上，兩根所述支撐桿另兩端固定在作動(dòng)器支撐架頂點(diǎn)A和頂點(diǎn)C上，從所述作動(dòng)器支撐架31下側(cè)支撐作動(dòng)器支撐架，所述作動(dòng)器支撐架31還設(shè)有第一加強(qiáng)筋和第二加強(qiáng)筋，所述第一加強(qiáng)筋固定在作動(dòng)器支撐架的AD邊和BC邊上且與AB邊平行，所述第一加強(qiáng)筋與作動(dòng)器支撐架AD邊的連接點(diǎn)為H點(diǎn)，與BC邊的連接點(diǎn)為I點(diǎn)，所述第二加強(qiáng)筋連接固定H點(diǎn)和B點(diǎn)，所述第二承架33包括三根支撐桿，其中兩根所述支撐桿端部固定為頂點(diǎn)O，兩根所述支撐桿的另兩端分別與頂點(diǎn)C和DC邊連接，所述支撐桿與DC邊連接點(diǎn)為J點(diǎn)，第三根支撐桿連接頂點(diǎn)I和連接點(diǎn)J，所述第二承架包的頂點(diǎn)O上設(shè)有第二旋轉(zhuǎn)軸承安裝在旋轉(zhuǎn)軸上。長(zhǎng)旋轉(zhuǎn)擺架通過旋轉(zhuǎn)軸OL上O點(diǎn)和L點(diǎn)處安裝的雙轉(zhuǎn)動(dòng)鉸點(diǎn)與固定支座鉸接，本實(shí)用新型在A處安裝有調(diào)節(jié)作動(dòng)器2和加載試驗(yàn)作動(dòng)器I。作為本裝置的一種實(shí)施方式，圖中結(jié)構(gòu)具體尺寸如下(單位 mm):AB = 1862、BC = 3294、AH = 1642、HD = 1598、DJ = 1128、JC = 779、IC = 1647、IJ = 1221、IH = 1864、AL = 5130、LC = 1402、OJ = 1034、OC = 991。
[0014]工作原理:本裝置3在工作過程中繞旋轉(zhuǎn)軸4旋轉(zhuǎn)，其上安裝有位置調(diào)節(jié)作動(dòng)器2和加載試驗(yàn)作動(dòng)器1，工作時(shí)，加載試驗(yàn)作動(dòng)器I與飛機(jī)襟縫翼接觸，檢測(cè)完一個(gè)位置，再通過本裝置3帶動(dòng)旋轉(zhuǎn)到另一個(gè)檢測(cè)點(diǎn)進(jìn)行檢測(cè)。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架，其特征在于:包括作動(dòng)器支撐架和帶動(dòng)所述作動(dòng)器支撐架旋轉(zhuǎn)的第一承架和第二承架，所述作動(dòng)器支撐架為平行四邊形設(shè)有四個(gè)頂點(diǎn)A、B、C、D，所述第一承架為兩根支撐桿端部固連構(gòu)成，其連接點(diǎn)為L(zhǎng)點(diǎn)，所述第一承架的連接點(diǎn)L上設(shè)有第一旋轉(zhuǎn)軸承，安裝在旋轉(zhuǎn)軸上，兩根所述支撐桿另兩端固定在作動(dòng)器支撐架頂點(diǎn)A和頂點(diǎn)C上，從所述作動(dòng)器支撐架下側(cè)支撐作動(dòng)器支撐架，所述作動(dòng)器支撐架還設(shè)有第一加強(qiáng)筋和第二加強(qiáng)筋，所述第一加強(qiáng)筋固定在作動(dòng)器支撐架的AD邊和BC邊上且與AB邊平行，所述第一加強(qiáng)筋與作動(dòng)器支撐架AD邊的連接點(diǎn)為H點(diǎn)，與BC邊的連接點(diǎn)為I點(diǎn)，所述第二加強(qiáng)筋連接固定H點(diǎn)和B點(diǎn)，所述第二承架包括三根支撐桿，其中兩根所述支撐桿端部與頂點(diǎn)O連接，兩根所述支撐桿的另兩端分別與頂點(diǎn)C和DC邊連接，所述支撐桿與DC邊連接點(diǎn)為J點(diǎn)，第三根支撐桿連接頂點(diǎn)I和連接點(diǎn)J，所述第二承架通過頂點(diǎn)O上設(shè)有的第二旋轉(zhuǎn)軸承安裝在旋轉(zhuǎn)軸上。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架，其特征在于:所述AL邊與LC邊的夾角為68度，所述LC邊與OC邊的夾角為45度，所述JO邊與OC邊的夾角為45度。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架，其特征在于:所述AD邊與DC邊的長(zhǎng)度比為1.7。4.根據(jù)權(quán)利要求1至3之一所述的飛機(jī)襟縫翼隨動(dòng)加載試驗(yàn)用旋轉(zhuǎn)擺架，其特征在于:所述作動(dòng)器支撐架、第一承架和第二承架均采用工字鋼型材，所述作動(dòng)器支撐架、第一承架和第二承架連接均采用焊接。
【文檔編號(hào)】B64F5-00GK204279978SQ201420731988
【發(fā)明者】榮軒霈, 易繼軍, 陳建國(guó), 肖婷婷 [申請(qǐng)人]長(zhǎng)沙理工大學(xué)