一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置

摘要

本发明提供了一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置，包括对称设置的两组杆系，每组所述的杆系均包括前杆系、中前杆系、中后杆系和后杆系，两组杆系的前杆系、中前杆系、中后杆系和后杆系的布置与飞机垂尾的连接处位置相对应且竖直设置，前杆系包括从上到下固定连接的接头、前杆竖向杆和前杆连接座，中前杆系和中后杆系结构相同均包括从上到下固定连接的接头、竖向杆和连接座，后杆系包括从上到下固定连接的接头、后杆竖向杆和后杆连接座。本发明模拟飞机垂尾与机身的连接约束条件，测试连接接头的极限承承载能力及破坏模式，验证垂尾与机身连接形式设计是否合理，给结构强度分析计算提供试验依据，从而降低全尺寸试验的风险。

说明书

技术领域

本发明属于飞机垂尾与机身连接强度试验装置领域，尤其是涉及一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置。

背景技术

飞机垂尾与机身采用4对钛合金接头通过对拉螺栓的形式进行连接，传递垂尾侧向弯矩；底部一圈抗剪螺栓连接机身蒙皮传递垂尾扭矩。而通过试验模拟飞机垂尾的盒段与机身的连接，考核垂尾的盒段与机身的连接接头的承载能力及破坏模式的试验装置在国内外是一项空白，考虑到由于飞机垂尾盒段试验件尺寸近2000mm×1500mm，垂尾与机身连接支持端的约束条件对垂尾的受力性能影响非常大，而用机身作为支撑架造价太高而且难以实现。因此有必要设计一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置，来模拟飞机垂尾和机身的连接，考核垂尾的盒段与机身的连接接头的承载能力及破坏模式，为飞机垂尾结构设计以及飞机垂尾与机身连接结构设计都提供了试验依据。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置，模拟飞机垂尾与机身的连接约束条件，测试连接接头的极限承承载能力及破坏模式，验证垂尾与机身连接形式设计是否合理，给结构强度分析计算提供试验依据，从而降低全尺寸试验的风险。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置，包括对称设置的两组杆系，每组所述的杆系均包括前杆系、中前杆系、中后杆系和后杆系，两组所述的杆系的前杆系、中前杆系、中后杆系和后杆系的布置与飞机垂尾的连接处位置相对应，两组所述的杆系的前杆系、中前杆系、中后杆系和后杆系均竖直设置；

所述的前杆系包括从上到下固定连接的接头、前杆竖向杆和前杆连接座，所述的前杆竖向杆上部靠近接头位置处设有前侧杆和前杆侧向杆，所述的前杆侧向杆与前侧杆空间呈垂直状态且等高设置，所述的接头与飞机垂尾对应位置处的螺栓孔连接，所述的前杆竖向杆为空心管，所述的前杆连接座包括前杆单耳片和前杆双耳片，所述的前杆单耳片与前杆竖向杆的底端固定连接，所述的前杆双耳片与底座固定连接，所述的前侧杆的远离前杆竖向杆的一端与前支架固定连接，所述的前杆侧向杆的远离前杆竖向杆的一端与侧面支架固定连接；

所述的中前杆系和中后杆系结构相同，均包括从上到下固定连接的接头、竖向杆和连接座，所述的竖向杆包括固定连接的上部空心管和下部空心管，所述的上部空心管上部靠近接头处设有侧向杆，所述的接头与飞机垂尾对应位置处的螺栓孔连接，所述的连接座包括单耳片和双耳片，所述的单耳片与下部空心管底端固定连接，所述的双耳片与底座固定连接，所述的侧向杆与前杆侧向杆同侧且等高设置，所述的侧向杆远离上部空心管的一端均与侧面支架固定连接；

所述的后杆系包括从上到下固定连接的接头、后杆竖向杆和后杆连接座，所述的后杆竖向杆包括固定连接的后杆上部空心管和后杆下部空心管，所述的后杆上部空心管上部靠近接头位置处设有后侧杆和后杆侧向杆，所述的后杆侧向杆与后侧杆空间呈垂直状态且等高设置，所述的接头与飞机垂尾对应位置处的螺栓孔连接，所述的后杆连接座包括后杆单耳片和后杆双耳片，所述的后杆单耳片与后杆下部空心管的底端固定连接，所述的后杆双耳片与底座固定连接，所述的后侧杆远离后杆上部空心管的一端与后支架固定连接，所述的后杆侧向杆的远离后杆上部空心管的一端与侧面支架固定连接，所述的后杆侧向杆与侧向杆同侧且等高设置；

所述的前杆单耳片和前杆双耳片之间、所述的单耳片和双耳片之间以及后杆单耳片和后杆双耳片之间均通过光杆螺栓连接。

进一步的，所述接头包括上板、下板和支撑上板和下板的五个支撑板，所述的上板上设有与飞机垂尾对应位置处连接用螺栓孔，其中一个所述的支撑板为一块大长方形板，其余四个所述的支撑板均为等大的小长方形板，四个所述的小长方形板对称固定在大长方形板的两个侧面上，且每个侧面设置两个小长方形板。

进一步的，所述前侧杆和前杆侧向杆、所述侧向杆以及所述后侧杆和后杆侧向杆的两端均通过一个耳座分别与各自空心管和支架连接。

进一步的，所述的耳座包括固定双耳片和连接单耳片，所述的固定双耳片和连接单耳片之间通过螺栓连接，其中连接空心管处的所述的耳座的固定双耳片固定在空心管上，连接单耳片固定在相应侧杆的一端，连接支架处的耳座的固定双耳片固定在支架上，连接单耳片固定在相应侧杆的另一端。

进一步的，所述前杆系的前杆竖向杆的横截面尺寸大于其他杆系的下部空心管的横截面尺寸。

进一步的，所述上部空心管的横截面尺寸大于所述下部空心管的横截面尺寸，所述上部空心管的内径和所述下部空心管的内径相同。

进一步的，所述后杆上部空心管的横截面尺寸大于所述后杆下部空心管的横截面尺寸，所述后杆上部空心管的内径和所述后杆下部空心管的内径相同。

进一步的，所述接头、上部空心管、后杆上部空心管、耳座、底座、前支架、侧面支架和后支架均为刚性件。

进一步的，所有杆均为链杆(二力杆)，且在所有杆上均贴应变片。

进一步的，在所述前杆竖向杆的下部、下部空心管、后杆下部空心管上贴有应变片。

相对于现有技术，本发明所述的一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置具有以下优势：

本发明所述的一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置，本支撑装置中各杆为链杆(二力杆)，相贯节点为汇交力系的交点，可以保证竖向撑杆的轴力就是两个大螺栓轴向力之和，这样可测量和监控螺栓轴力，达到了以下目的：

1、验证载荷传递路径、得到载荷分配关系以及试验件的承载能力；

2、验证垂尾与机身连接形式设计的合理性；

3、给结构强度分析计算提供试验依据，从而降低全尺寸试验的风险；

4、测试连接接头的极限承载能力及破坏模式。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例所述的一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置的结构示意图；

图2为本发明实施例所述的一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置与底座和各支架连接结构示意图；

图3为本发明实施例所述的一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置中其中一组杆系结构示意图；

图4为前杆系结构爆炸图；

图5为中前杆系结构爆炸图；

图6为中后杆系结构爆炸图；

图7为后杆系结构爆炸图；

图8为飞机垂尾盒段试件与支撑装置连接示意图；

附图标记说明：

a-前杆系，b-中前杆系，c-中后杆系，d-后杆系，

1-接头，2-前杆竖向杆，3(4)-竖向杆，5-后杆竖向杆，6-前侧杆，7-前杆侧向杆，8(9)-侧向杆，10-后杆侧向杆，11-后侧杆，12-底座，13-前支架，14-侧面支架，15-后支架，

101-上板、102-下板，103-大长方形板，104-小长方形板，

201-空心圆管，202-第一固定双耳片，203-第二固定双耳片，204-前杆单耳片，205前杆双耳片，

301(401)-下部空心管，302(402)-上部空心管，303(403)-单耳片，304(404)-双耳片，

501-后杆下部空心管，502-后杆上部空心管，503-后杆单耳片，504-后杆双耳片，

601-第一小空心管，602-第二连接单耳片，603-第一连接单耳片与，604-第三固定双耳片，

701-第二小空心管，702-第三连接单耳片，703-第四连接单耳片，704-第四固定双耳片。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图1-图8所示，一种用于飞机垂尾与机身连接强度试验的支撑装置，包括对称设置的两组杆系，每组所述的杆系均包括前杆系a、中前杆系b、中后杆系c和后杆系d，两组所述的杆系的前杆系a、中前杆系b、中后杆系c和后杆系d的布置与飞机垂尾的连接处位置相对应，两组所述的杆系的前杆系a、中前杆系b、中后杆系c和后杆系d均竖直设置；

所述的前杆系a包括从上到下固定连接的接头1、前杆竖向杆2和前杆连接座，所述的前杆竖向杆2上部靠近接头1位置处设有前侧杆6和前杆侧向杆7，所述的前杆侧向杆7与前侧杆6空间呈垂直状态且等高设置，所述的接头1与飞机垂尾对应位置处的螺栓孔连接，所述的前杆竖向杆2为空心管，所述的前杆连接座包括前杆单耳片204和前杆双耳片205，所述的前杆单耳片204与前杆竖向杆2的底端固定连接，所述的前杆双耳片205与底座12固定连接，所述的前侧杆6的远离前杆竖向杆2的一端与前支架13固定连接，所述的前杆侧向杆7的远离前杆竖向杆2的一端与侧面支架14固定连接；

所述的中前杆系b和中后杆系c结构相同，均包括从上到下固定连接的接头1、竖向杆3(4)和连接座，所述的竖向杆3包括固定连接的上部空心管302(402)和下部空心管301(401)，所述的上部空心管302(402)上部靠近接头1处设有侧向杆8(9)，所述的接头1与飞机垂尾对应位置处的螺栓孔连接，所述的连接座包括单耳片303(403)和双耳片304(404)，所述的单耳片303(403)与下部空心管301(401)底端固定连接，所述的双耳片304(404)与底座固定连接，所述的侧向杆8(9)与前杆侧向杆7同侧且等高设置，所述的侧向杆8(9)远离上部空心管302(402)的一端均与侧面支架14固定连接；

所述的后杆系包括从上到下固定连接的接头1、后杆竖向杆5和后杆连接座，所述的后杆竖向杆5包括固定连接的后杆上部空心管502和后杆下部空心管501，所述的后杆上部空心管502上部靠近接头1位置处设有后侧杆11和后杆侧向杆10，所述的后杆侧向杆10与后侧杆11空间呈垂直状态且等高设置，所述的接头1与飞机垂尾对应位置处的螺栓孔连接，所述的后杆连接座包括后杆单耳片503和后杆双耳片504，所述的后杆单耳片503与后杆下部空心管501的底端固定连接，所述的后杆双耳片504与底座12固定连接，所述的后侧杆11远离后杆上部空心管502的一端与后支架15固定连接，所述的后杆侧向杆10的远离后杆上部空心管502的一端与侧面支架14固定连接，所述的后杆侧向杆10与侧向杆8(9)同侧且等高设置；

所述的前杆单耳片204和前杆双耳片205之间、所述的单耳片303(403)和双耳片304(404)之间以及后杆单耳片503和后杆双耳片504之间均通过光杆螺栓连接。

接头1包括上板101、下板102和支撑上板101和下板102的五个支撑板，所述的上板101上设有与飞机垂尾对应位置处连接用螺栓孔，其中一个所述的支撑板为一块大长方形板103，其余四个所述的支撑板均为等大的小长方形板104，四个所述的小长方形板104对称固定在大长方形板103的两个侧面上，且每个侧面设置两个小长方形板103。

前侧杆6和前杆侧向杆7、所述侧向杆8(9)以及所述后侧杆11和后杆侧向杆10的两端均通过一个耳座分别与各自空心管和支架连接。

耳座包括固定双耳片和连接单耳片，所述的固定双耳片和连接单耳片之间通过螺栓连接，其中连接空心管处的所述的耳座的固定双耳片固定在空心管上，连接单耳片固定在相应侧杆的一端，连接支架处的耳座的固定双耳片固定在支架上，连接单耳片固定在相应侧杆的另一端。

具体的，如图3所示，前杆竖向杆2的空心圆管201的上部固定设置第一固定双耳片202和第二固定双耳片203，第一固定双耳片202与第一连接单耳片603连接，第一连接单耳片603与第一小空心管601的一端固定连接，第一小空心管601的另一端与第二连接单耳片602固定连接，第二连接单耳片602与第三固定双耳片604固定连接，第三固定双耳片604与前支架13固定连接，第二固定双耳片203与第三连接单耳片702连接，第三连接单耳片702与第二小空心管701的一端固定连接，第二小空心管701的另一端与第四连接单耳片703连接，第四连接单耳片703与第四固定双耳片704固定连接，第四固定双耳片704与侧面支架14固定连接。

其他侧管与各自竖向杆和支架连接方式相同，在此不再赘述。

前杆系的前杆竖向杆2的横截面尺寸大于其他杆系的下部空心管的横截面尺寸。

上部空心管302(402)的横截面尺寸大于所述下部空心管301(401)的横截面尺寸，所述上部空心管302(402)的内径和所述下部空心管301(401)的内径相同，后杆上部空心管502的横截面尺寸大于所述后杆下部空心管501的横截面尺寸，所述后杆上部空心管502的内径和所述后杆下部空心管501的内径相同，此设置主要是为了加强杆的局部强度，防止局部拉溃。

接头1、上部空心管302(402)、后杆上部空心管502、耳座、底座(12)、前支架13、侧面支架14、后支架15和连接用的螺栓均为刚性件。

所有杆均为链杆(二力杆)，且在所有杆上均贴应变片，在杆的同一截面周边布置3个应变片，取平均值来测量杆的内力。

具体的，在前杆竖向杆2的下部、下部空心管301(401)、后杆下部空心管502上贴有应变片。

本装置的工作过程是：对飞机垂尾试验件进行加载，通过在各杆上贴应变片测量各杆受力情况，从而可以测量和监控各个接头处螺栓轴力，在垂尾试验件上贴应变片就可以测量试验件变形情况。具体步骤为：

试验过程：

试验前对试件预加载，检查并调整试样，应变测量系统，使整个系统处于正常工作状态。

试验加载分为三个阶段：

第一阶段：以10％的极限载荷为一级，逐级加载到30％的极限载荷，以检查夹具，加载设备和测量仪表的工作是否正常；检查试件受载是否满足设计要求。

第二阶段：以10％的极限载荷为一级，逐级加载到67％的极限载荷，观察试件的变形和受载情况，卸载后，全面检查试验设备，测试仪器的工作情况，并分析应变、位移等的测量数据，以确认是否完全符合设计要求。

第三阶段：以10％的极限载荷为一级，逐级加载到100％的极限载荷，在100％设计载荷状态时停留3秒；之后继续以5％极限载荷为一级逐级加载，直至加载到试件破坏，测得试验的破坏载荷。

说明：前两个阶段可以验证试验件受载是否满足设计要求，第三个阶段极限载荷试验下可以得到连接接头的极限承载能力及破坏模式(破坏模式可能是试验件断裂、连接接头破坏等，是通过试验验证的)。

以上所述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、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。