本發(fā)明屬于飛機(jī)疲勞試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛機(jī)起落架疲勞試驗(yàn)固定夾具。

背景技術(shù)：

飛機(jī)起落架疲勞試驗(yàn)的目的是：驗(yàn)證起落架結(jié)構(gòu)的抗疲勞性能，暴露其結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位，確定起落架使用壽命、首翻期和翻修間隔，是確定飛機(jī)安全使用壽命的重要環(huán)節(jié)。某型飛機(jī)起落架疲勞試驗(yàn)需要施加載荷的比較大，并且需要進(jìn)行長時間的疲勞試驗(yàn)，而飛機(jī)起落架一般是單獨(dú)作疲勞試驗(yàn)，因此需要設(shè)計(jì)一套工裝夾具來支持和固定起落架，以保持起落架在試驗(yàn)時的正常姿態(tài)以及盡可能真實(shí)的模擬起落架連接處的受力情況，同時還必須保證固定夾具有足夠的強(qiáng)度和剛度。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題，提供一種飛機(jī)起落架疲勞試驗(yàn)固定夾具，以保持飛機(jī)起落架在試驗(yàn)時的正常姿態(tài)以及盡可能真實(shí)的模擬起落架連接處的受力情況。

為了解決本發(fā)明的技術(shù)問題，本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：一種飛機(jī)起落架疲勞試驗(yàn)固定夾具，包括框架1、外側(cè)支座2、撐桿支座3、緊固件4和內(nèi)側(cè)支座5，所述外側(cè)支座2、撐桿支座3和內(nèi)側(cè)支座5通過緊固件4固定在所述框架1上；所述框架1包括主梁108、承力梁102、輔梁105、加強(qiáng)梁Ⅰ109、加強(qiáng)梁Ⅱ107和加強(qiáng)梁Ⅲ104，所述主梁108與承力梁102呈“T”型，所述主梁108與輔梁105呈“T”型，所述主梁108通過加強(qiáng)梁Ⅰ109與承力梁102相連，所述主梁108通過加強(qiáng)梁Ⅱ107與輔梁105相連，所述輔梁105通過加強(qiáng)梁Ⅲ104與承力梁102相連；所述外側(cè)支座2和內(nèi)側(cè)支座5固定在所述主梁108上，所述撐桿支座3固定在所述輔梁105上。

優(yōu)選地，所述主梁108和承力梁102采用25#槽鋼制作，輔梁105采用18#槽鋼制作，所述主梁108、承力梁102和輔梁105為階梯組合結(jié)構(gòu)，極大程度上減小了內(nèi)側(cè)支座5和外側(cè)支座2的尺寸，節(jié)約了大量的原材料和加工周期。

優(yōu)選地，所述主梁108、承力梁102上表面焊接上面板Ⅰ101，所述輔梁105上表面焊接上面板Ⅱ106，所述主梁108、承力梁102和輔梁105下表面焊接下面板103，即主梁108和承力梁102的上表面為同一個平面，輔梁105的上表面為另一個平面，所述主梁108、承力梁102和輔梁105的下表面為同一個平面，增強(qiáng)主梁108、輔梁105、承力梁102拼接處的強(qiáng)度，確保外側(cè)支座2、撐桿支座3和內(nèi)側(cè)支座5安裝面的平面度以及與最大程度保證起落架的安裝姿態(tài)。

優(yōu)選地，所述撐桿支座3左右兩側(cè)分別設(shè)有槽鋼Ⅰ111、槽鋼Ⅱ112，所述槽鋼Ⅰ111一端固定在所述輔梁105上，另一端固定在加強(qiáng)梁Ⅲ104上；所述槽鋼Ⅱ112一端固定在所述輔梁105上，另一端固定在加強(qiáng)梁Ⅱ107上，增強(qiáng)撐桿支座3處的強(qiáng)度和剛度，增強(qiáng)輔梁105的強(qiáng)度和和剛度。

優(yōu)選地，所述輔梁105與主梁108之間有一定的高度差，其連接處設(shè)有墊塊110，以加強(qiáng)連接處強(qiáng)度。

優(yōu)選地，所述主梁108上安裝外側(cè)支座2和內(nèi)側(cè)支座5處分別設(shè)有第一鋼板113，所述第一鋼板113將上面板Ⅰ101和下面板103焊接在一起；所述輔梁105上安裝撐桿支座3處設(shè)有第二鋼板114，所述第二鋼板114將上面板Ⅱ106和下面板103焊接在一起，增強(qiáng)外側(cè)支座2、撐桿支座3和內(nèi)側(cè)支座5支座固定處槽鋼緣條的抗彎能力。

優(yōu)選地，所述主梁108和輔梁105拼接處設(shè)有第一拼接鋼板115，所述主梁108和承力梁102拼接處設(shè)有第二拼接鋼板116，增強(qiáng)主梁108、承力梁102、輔梁105拼接處的強(qiáng)度。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明獲得的有益效果是：

本發(fā)明公開一種飛機(jī)起落架疲勞試驗(yàn)固定夾具，構(gòu)思巧妙、結(jié)構(gòu)簡單、具有足夠的強(qiáng)度和剛度，保證了飛機(jī)起落架疲勞試驗(yàn)的正常進(jìn)行。本發(fā)明公開一種飛機(jī)起落架疲勞試驗(yàn)固定夾具，主梁、承力梁和輔梁采用階梯組合結(jié)構(gòu)，極大程度上減小了內(nèi)側(cè)支座和外側(cè)支座的尺寸，節(jié)約了大量的原材料和加工周期；在主梁、承力梁和輔梁上下表面分別焊接上、下面板，增強(qiáng)框架拼接處的強(qiáng)度，確保三支座安裝面的平面度以及與最大程度保證起落架的安裝姿態(tài)；撐桿支座左右兩側(cè)設(shè)有槽鋼，增強(qiáng)撐桿支座的強(qiáng)度和剛度，增強(qiáng)輔梁的強(qiáng)度和和剛度；主梁和輔梁上安裝支座處，增加鋼板將上下面板焊接在一起，增強(qiáng)支座固定處槽鋼緣條的抗彎能力；主梁、輔梁拼接處以及主梁、承力梁拼接處，在槽鋼腹板上增焊鋼板，增強(qiáng)槽鋼拼接處的強(qiáng)度。

附圖說明

圖1為本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為框架示意圖。

圖3為框架槽鋼焊接示意圖。

圖4為本發(fā)明使用狀態(tài)圖。

附圖標(biāo)記：1、框架；101、上面板Ⅰ；102、承力梁；103、下面板；104、加強(qiáng)梁Ⅲ；105、輔梁；106、上面板Ⅱ；107、加強(qiáng)梁Ⅱ；108、主梁；109、加強(qiáng)梁Ⅰ；110、墊塊；111、槽鋼Ⅰ；112、槽鋼Ⅱ；113、第一鋼板；114、第二鋼板；115、第一拼接鋼板；116、第二拼接鋼板；2、外側(cè)支座；3、撐桿支座；4、緊固件；5、內(nèi)側(cè)支座；6、起落架；61、起落架轉(zhuǎn)軸；62、起落架撐桿。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖，對實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。

參見附圖1和附圖2，一種飛機(jī)起落架疲勞試驗(yàn)固定夾具，包括框架1、外側(cè)支座2、撐桿支座3、緊固件4和內(nèi)側(cè)支座5，所述外側(cè)支座2、撐桿支座3和內(nèi)側(cè)支座5通過緊固件4固定在所述框架1上；所述框架1包括主梁108、承力梁102、輔梁105、加強(qiáng)梁Ⅰ109、加強(qiáng)梁Ⅱ107和加強(qiáng)梁Ⅲ104，所述主梁108與承力梁102呈“T”型，所述主梁108與輔梁105呈“T”型，所述主梁108通過加強(qiáng)梁Ⅰ109與承力梁102相連，所述主梁108通過加強(qiáng)梁Ⅱ107與輔梁105相連，所述輔梁105通過加強(qiáng)梁Ⅲ104與承力梁102相連；所述外側(cè)支座2和內(nèi)側(cè)支座5固定在所述主梁108上，所述撐桿支座3固定在所述輔梁105上。

進(jìn)一步地，所述主梁108和承力梁102采用25#槽鋼制作，輔梁105采用18#槽鋼制作，所述主梁108、承力梁102和輔梁105為階梯組合結(jié)構(gòu)，極大程度上減小了內(nèi)側(cè)支座5和外側(cè)支座2的尺寸，節(jié)約了大量的原材料和加工周期。

進(jìn)一步地，所述主梁108、承力梁102上表面焊接上面板Ⅰ101，所述輔梁105上表面焊接上面板Ⅱ106，所述主梁108、承力梁102和輔梁105下表面焊接下面板103，即主梁108和承力梁102的上表面為同一個平面，輔梁105的上表面為另一個平面，所述主梁108、承力梁102和輔梁105的下表面為同一個平面，增強(qiáng)主梁108、輔梁105、承力梁102拼接處的強(qiáng)度，確保外側(cè)支座2、撐桿支座3和內(nèi)側(cè)支座5安裝面的平面度以及與最大程度保證起落架的安裝姿態(tài)。

進(jìn)一步地，所述撐桿支座3左右兩側(cè)分別設(shè)有槽鋼Ⅰ111、槽鋼Ⅱ112，所述槽鋼Ⅰ111一端固定在所述輔梁105上，另一端固定在加強(qiáng)梁Ⅲ104上；所述槽鋼Ⅱ112一端固定在所輔梁105上，另一端固定在加強(qiáng)梁Ⅱ107上，增強(qiáng)撐桿支座3處的強(qiáng)度和剛度，增強(qiáng)輔梁105的強(qiáng)度和和剛度。

進(jìn)一步地，所述輔梁105與主梁108之間有一定的高度差，其連接處設(shè)有墊塊110，以加強(qiáng)連接處強(qiáng)度。

進(jìn)一步地，所述主梁108上安裝外側(cè)支座2和內(nèi)側(cè)支座5處分別設(shè)有第一鋼板113，所述第一鋼板113將上面板Ⅰ101和下面板103焊接在一起；所述輔梁105上安裝撐桿支座3處設(shè)有第二鋼板114，所述第二鋼板114將上面板Ⅱ106和下面板103焊接在一起，增強(qiáng)外側(cè)支座2、撐桿支座3和內(nèi)側(cè)支座5支座固定處槽鋼緣條的抗彎能力。

進(jìn)一步地，所述主梁108和輔梁105拼接處設(shè)有第一拼接鋼板115，所述主梁108和承力梁102拼接處設(shè)有第二拼接鋼板116，增強(qiáng)主梁108、承力梁102、輔梁105拼接處的強(qiáng)度。

飛機(jī)起落架6疲勞試驗(yàn)采取起落架倒裝形式，先將外側(cè)支座2、撐桿支座3、內(nèi)側(cè)支座5通過緊固件4固定在框架1上；然后起落架轉(zhuǎn)軸61外端插入外側(cè)支座2的關(guān)節(jié)軸承內(nèi)，起落架轉(zhuǎn)軸61內(nèi)端插入內(nèi)側(cè)支座5的關(guān)節(jié)軸承內(nèi)，起落架撐桿62與撐桿支座3連接；最后將起落架6疲勞試驗(yàn)固定夾具通過地腳螺栓固定在承力地軌上，即可開始進(jìn)行起落架6疲勞試驗(yàn)。所述外側(cè)支座2、撐桿支座3和內(nèi)側(cè)支座5提供與真實(shí)裝機(jī)狀態(tài)一致的空間位置約束以保證起落架6的安裝姿態(tài)要求，三個支座與起落架6連接處的結(jié)構(gòu)模擬了飛機(jī)相應(yīng)連接位置的結(jié)構(gòu)，可以保證與實(shí)際飛機(jī)一致的傳力形式。

本發(fā)明公開一種飛機(jī)起落架6疲勞試驗(yàn)固定夾具，構(gòu)思巧妙、結(jié)構(gòu)簡單、具有足夠的強(qiáng)度和剛度，保證了飛機(jī)起落架6疲勞試驗(yàn)的正常進(jìn)行。

以上列舉的僅是本發(fā)明的具體實(shí)施例之一。顯然，本發(fā)明不限于以上實(shí)施例，還可以有許多類似的改形。本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員能從本發(fā)明公開的內(nèi)容直接導(dǎo)出或聯(lián)想到的所有變形，均應(yīng)認(rèn)為是本發(fā)明所要保護(hù)的范圍。