飛機(jī)牽引桿強(qiáng)度、剛度試驗夾具及其使用方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛機(jī)牽引桿強(qiáng)度、剛度試驗夾具及其使用方法，用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度試驗加載技術(shù)。
【背景技術(shù)】
[0002]在目前飛機(jī)零部件的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度試驗有兩種試驗方法，一種是直接在機(jī)身上進(jìn)行試驗，試驗需要一架飛機(jī)，試驗所得的數(shù)據(jù)準(zhǔn)確、可靠，但由于成本非常的高，危險性也相對比較大，現(xiàn)在此方法一般不采用；另一種是設(shè)計試驗夾具，將被試驗的零部件安裝在試驗夾具上模擬其受力狀態(tài)進(jìn)行試驗，這種試驗方法具有成本低、風(fēng)險小的特點，現(xiàn)已被廣泛使用，因此，任何試驗采用第二組方法都必須根據(jù)相關(guān)的數(shù)據(jù)進(jìn)行設(shè)計計算，是一個從無到有的過程，而每一個試驗夾具都必須保證試驗件的試驗狀態(tài)與使用狀態(tài)的相似度最大化、試驗夾具必須有足夠的強(qiáng)度和剛度，不會因夾具的變形或者破壞給試驗結(jié)果帶來誤差、夾具要具有良好的加工工藝性和安裝工藝性。飛機(jī)牽引桿自身尺寸較大，為了避免在施加載荷時產(chǎn)生側(cè)向分力，影響試驗的結(jié)果，加載方向必須與自身基準(zhǔn)軸線重合，以實現(xiàn)正、負(fù)方向及側(cè)向載荷準(zhǔn)確的施加。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種飛機(jī)牽引桿強(qiáng)度、剛度試驗夾具及其使用方法，該試驗夾具實現(xiàn)了試驗件的連接方式和受力狀態(tài)與使用狀態(tài)一致，在高載情況下保證壓向載荷不產(chǎn)生側(cè)向分力，同時占據(jù)空間小，制造成本低。該試驗方法安全可靠，同時測量的數(shù)據(jù)真實有效，大大提高了試驗的效率。
[0004]為解決以上問題，本發(fā)明的具體技術(shù)方案如下:一種飛機(jī)牽引桿強(qiáng)度、剛度試驗夾具，在試驗件的前端牽引環(huán)與主加載機(jī)構(gòu)的一端通過連接銷連接，主加載機(jī)構(gòu)可通過自身的軸承在滑道機(jī)構(gòu)導(dǎo)軌內(nèi)自由滑動，在滑道機(jī)構(gòu)的空腔端部設(shè)置定滑輪I，位于滑道機(jī)構(gòu)內(nèi)的主加載機(jī)構(gòu)的另一端設(shè)有兩個方向的加載接頭分別連接兩根鋼絲繩，一根為向外側(cè)Pl拉動的鋼絲繩，另一根向內(nèi)繞過定滑輪I從滑道機(jī)構(gòu)內(nèi)端沿P2力的方向穿出；在試驗件的后端連接模擬主、前起落架夾具連接。
[0005]所述的模擬主、前起落架夾具是由模擬主起落架夾具、模擬前起落架夾具和承力立柱組成；模擬前起落架夾具的中心面與滑道機(jī)構(gòu)8的中心面位于同一豎直面上，兩個承力立柱對稱設(shè)置在模擬前起落架夾具的后方，在承力立柱上設(shè)有定滑輪II，鋼絲繩的中間繞過試驗件的定位圓盤，穿過試驗件的定位角點后，分別從上至下的繞過對應(yīng)側(cè)承力立柱上的定滑輪II，然后與模擬前起落架夾具前方對稱設(shè)置的模擬主起落架夾具連接。
[0006]一種采用飛機(jī)牽引桿強(qiáng)度、剛度試驗夾具測量試驗件的方法，包括以下步驟:
O用激光標(biāo)線儀在現(xiàn)場畫一條足夠長的基準(zhǔn)軸線，以確定安裝后的滑道機(jī)構(gòu)、模擬前起落架夾具和試驗件的軸線在同一條基準(zhǔn)軸線上；
2)在滑道機(jī)構(gòu)內(nèi)裝配主加載機(jī)構(gòu)，同時將主加載機(jī)構(gòu)端部兩個方向的加載接頭的一根鋼絲繩從前端Pl方向穿出，另一根繞過定滑輪I從滑道機(jī)構(gòu)內(nèi)端沿P2力的方向穿出；
3)將兩個承力立柱分別位于模擬前起落架夾具的兩側(cè)，將試驗件中的鋼絲繩繞過承力立柱上的定滑輪II，通過設(shè)定定滑輪II的位置，保證鋼絲繩所受載荷與設(shè)計相符，然后將鋼絲繩的末端與模擬主起落架夾具連接；
4)拉伸載荷的施加:利用鋼絲繩對主加載機(jī)構(gòu)沿Pl方向施加外力，主加載機(jī)構(gòu)在滑道機(jī)構(gòu)內(nèi)滑動，施加的力即傳遞到試驗件上，從而通過傳感器來實施監(jiān)測試驗件受外力拉伸的數(shù)據(jù)；
5)壓向載荷的施加:利用繞過定滑輪I的鋼絲繩沿P2方向施加外力，通過定滑輪I將力的方向改變，以向上拉力的形式使主加載機(jī)構(gòu)在滑道機(jī)構(gòu)中進(jìn)行滑動，從而對試驗件施加反向的載荷，此時由主加載機(jī)構(gòu)中的軸承及滑道機(jī)構(gòu)的導(dǎo)軌保證所施加載荷的不產(chǎn)生側(cè)向分力，通過傳感器來實施監(jiān)測試驗件所受壓力的數(shù)據(jù)。
[0007]該飛機(jī)牽引桿強(qiáng)度、剛度試驗夾具實現(xiàn)了試驗件的連接方式、受力狀態(tài)與使用狀態(tài)基本一致，夾具安裝起來簡單快捷，避免了試驗件、夾具的安裝狀態(tài)對試驗結(jié)果帶來的影響。定滑輪機(jī)構(gòu)起變向作用，完成了試驗件鋼索的固定，可以在受力的大小不變，同時改變力的方向，解決了試驗件過大、場地施展不開的問題，又能保證載荷施加的真實有效性。
[0008]兩個承力立柱固定定滑輪機(jī)構(gòu)，可以承受2倍以上的試驗載荷?；罊C(jī)構(gòu)可以準(zhǔn)確施加拉、壓載荷，避免在加載過程中因夾具或試驗件的變形以及活結(jié)的連接對試驗件產(chǎn)生測向分力而對試驗的結(jié)果帶來影響或使試驗件破壞。
[0009]由于飛機(jī)牽引桿的結(jié)構(gòu)形式有類似之處，所以其他飛機(jī)牽引桿也可以用此類夾具進(jìn)行試驗，降低了產(chǎn)品制造的成本，本發(fā)明具有很強(qiáng)的實用性。
【附圖說明】
[0010]圖1為飛機(jī)牽引桿強(qiáng)度、剛度試驗夾具的立體圖。
[0011]圖2為滑道機(jī)構(gòu)的橫向剖視圖。
【具體實施方式】
[0012]如圖1和圖2所示，一種飛機(jī)牽引桿強(qiáng)度、剛度試驗夾具，在試驗件5的前端牽引環(huán)與主加載機(jī)構(gòu)7的一端通過連接銷6連接，主加載機(jī)構(gòu)7可通過自身的軸承及滑道機(jī)構(gòu)8導(dǎo)軌在滑道機(jī)構(gòu)8內(nèi)自由滑動，在滑道機(jī)構(gòu)8的空腔端部設(shè)置定滑輪I 9，位于滑道機(jī)構(gòu)8內(nèi)的主加載機(jī)構(gòu)7的另一端設(shè)有兩個方向的加載接頭分別連接兩根鋼絲繩，一根為向外側(cè)Pl拉動的鋼絲繩，另一根向內(nèi)繞過定滑輪I 9從滑道機(jī)構(gòu)8內(nèi)端沿P2力的方向穿出；在試驗件5的后端連接模擬主、前起落架夾具10，試驗件的后端接頭與模擬前起落架夾具4連接，試驗件的鋼絲繩繞過兩個承力立柱2的定滑輪3與模擬主起落架夾具連接，由于鋼索末端接頭為耳片形式可直接與現(xiàn)有連接件進(jìn)行連接。
[0013]所述的模擬主、前起落架夾具10是由位于中間的模擬前起落架夾具4和兩個對稱設(shè)置的承力立柱2組成，在承力立柱2上設(shè)有定滑輪II 3，鋼絲繩的中間繞過試驗件的定位圓盤，穿過試驗件的定位角點后，分別從上至下的繞過對應(yīng)側(cè)承力立柱2上的定滑輪II 3，然后與模擬主起落架夾具I連接。
[0014]一種采