[發(fā)明專利]一種飛機(jī)機(jī)翼大變形試驗(yàn)加載裝置

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410285955.6
• 申請(qǐng)日: 2014-06-24
• 公開（公告）號(hào): CN104034549A
• 公開（公告）日: 2014-09-10
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 臧偉鋒;張海英;許飛
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所
• 主分類號(hào): G01M99/00
• 分類號(hào): G01M99/00
• 代理公司: 北京慕達(dá)星云知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 11465
• 代理人: 高原

1.一種飛機(jī)機(jī)翼大變形試驗(yàn)加載裝置，其特征在于：包括框架(1)、作動(dòng)筒(2)、滾動(dòng)輪(3)、滾動(dòng)輪支座(4)、起始螺栓(5)、鋼索(6)、導(dǎo)向輪(7)、可動(dòng)承力梁(8)；其中，作動(dòng)筒(2)一端連接框架(1)底部，一端連接可動(dòng)承力梁(8)；兩件滾動(dòng)輪支座(4)分別安裝在可動(dòng)承力梁(8)的兩端，并且每件滾動(dòng)輪支座(4)的凸臺(tái)分別伸入到所接近兩側(cè)框架(1)的內(nèi)側(cè)面滑槽內(nèi)，且滾動(dòng)輪支座(4)各安裝四件可貼在框架上滾動(dòng)的滾動(dòng)輪(3)；所述可動(dòng)承力梁(8)上安裝有四件導(dǎo)向輪(7)和一件起始螺栓(5)，框架(1)頂部安裝有兩件導(dǎo)向輪(7)；鋼索(6)一端的耳環(huán)連接在起始螺栓(5)上后，鋼索(6)的另一端依次環(huán)繞各個(gè)導(dǎo)向輪(7)后從框架(1)頂部的穿出。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)機(jī)翼大變形試驗(yàn)加載裝置，其特征在于：鋼索從起始螺栓出來后，先環(huán)繞框架頂部的一個(gè)導(dǎo)向輪，然后順次繞過可動(dòng)承力梁(8)一組間距較大的導(dǎo)向輪，再環(huán)繞框架頂部另一個(gè)導(dǎo)向輪后，順次繞過可動(dòng)承力梁(8)另外一組間距較小的導(dǎo)向輪后再從框架(1)頂部穿出。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)機(jī)翼大變形試驗(yàn)加載裝置，其特征在于：可動(dòng)承力梁(8)間距較大的一組導(dǎo)向輪位于間距較小一組導(dǎo)向輪的下方。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機(jī)機(jī)翼大變形試驗(yàn)加載裝置，其特征在于：所述滾動(dòng)輪支座(4)的凸臺(tái)伸入到框架(1)內(nèi)的伸入長度至少為50毫米，伸入后，凸臺(tái)與框架滑槽內(nèi)壁的配合間隙在5到10毫米之間。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機(jī)機(jī)翼大變形試驗(yàn)加載裝置，其特征在于：所述滾動(dòng)輪支座(4)上安裝的滾動(dòng)輪(3)與框架(1)的側(cè)邊間隙在1到3毫米之間。

6.根據(jù)權(quán)利要求1至5任一項(xiàng)所述的飛機(jī)機(jī)翼大變形試驗(yàn)加載裝置，其特征在于：作動(dòng)筒(2)頂部通過加載單耳與可動(dòng)承力梁(8)螺栓連接。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)機(jī)翼大變形試驗(yàn)加載裝置，其特征在于：作動(dòng)筒(2)底部與框架地步之間通過單雙耳連接。

8.根據(jù)權(quán)利要求1至5任一項(xiàng)所述的飛機(jī)機(jī)翼大變形試驗(yàn)加載裝置，其特征在于，翼尖發(fā)生2500毫米至5000毫米變形時(shí)，該加載裝置安裝于機(jī)翼上翼面，通過作動(dòng)筒(2)的收縮，施加向上載荷；

或安裝于機(jī)翼向下翼面，通過作動(dòng)筒(2)的收縮，施加向下載荷。