一种用于飞行器金属支架拉弯扭偏测试的装卡装置

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器金属支架拉弯扭偏测试的装卡装置，属于疲劳性能试验技术领域。

背景技术

金属支架主要用于飞行器上线缆的固定，使用时通过铆钉将金属支架固定在飞行器的基体上，通过紧固件及卡箍的组合进行线缆固定。该用于飞行器上的金属支架，与常规设备上使用的不同，具体地说就是要设计出一个既能满足强度、刚度和耐久性要求，又尽可能轻的结构。当飞行器在高速飞行时，即使金属支架这样很小的部件，在高速或急加速度下，也可能产生拉弯及扭曲变形，一旦功能变差或丧失，会导致线束损坏，进而导致飞行器失控等重大事故，故飞行器用金属支架需要进行拉伸试验。飞行器用金属支架在使用工程样件进行拉伸试验时，需准备专用工装，工装需加工与某规格金属支架对应的接口以及与拉伸试验机的接口，常规的拉伸试验机仅能轴向运行，安装后按正交方向进行强度拉伸试验，记录金属支架正交方向的拉伸曲线结果，这是常规金属支架验证试验过程，这往往不能代表金属支架在实际使用过程的受力情况。

随着对飞行器减重设计的进一步提高，金属支架精细化设计的要求也提上日程。精细化设计对金属支架工况角度拉伸设计验证提出了要求，在飞行器工况下一种金属支架有多角度受力、拉弯、拉偏以及拉扭等复合情况。使用常规的试验方法需要对每一种工况角度设计相应的试验工装，且试验工装需要与拉伸试验机进行角度及接口的匹配，工装设计难度大；再加上金属支架的类型较多，需要适应的工况多，需对每一种工况设计工装，工装的设计工作量更是无法估计；工装数量超过金属支架的自身的数量，试验工装加工费用远超金属支架的加工费用，增加了设计加工工作量，试验成本高，若按照常规方法进行试验，精细化设计工作毫无经济效应。

发明内容

本发明针对现有技术存在的不足，提供一种用于飞行器金属支架拉弯扭偏测试的装卡装置。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种用于飞行器金属支架拉弯扭偏测试的装卡装置，包括连接座、固定调节板、旋转底座、旋转台及转接平台，所述连接座上设有用于与试验机的接口连接的连接孔，所述固定调节板与所述连接座之间转动连接，所述旋转底座横向位置可调的设置在所述固定调节板上，所述旋转底座与所述旋转台之间的连接面为圆弧面，所述旋转台沿所述圆弧面的外轮廓位置可调设置在所述旋转底座上，所述转接平台纵向位置可调的设置在所述旋转台上，还包括用于定位所述金属支架的支架支撑板，所述支架支撑板位置可调的设置在所述转接平台上。

本发明的有益效果是：本装置可模拟飞行器金属支架的拉弯扭偏复杂受力情况，并通过微机控制拉伸试验机对其复杂拉弯扭偏耦合情况进行测力，可以实现半个球面空间所有角度的调整，且在安装平面上位置可调，能够在不拆除传统拉伸测量设备情况下实现原位测量，可重复使用且多向工况可调，以满足拉弯复合、拉偏复合、拉弯扭偏耦合情况下的测力需求，能够满足航空航天1000多种规格的标准结构件的设计验证试验，大大减少了工装的设计加工和工装制造成本；提供了大量工况试验数据，为标准金属支架的精细化设计及使用提供工程数据支持，有助于飞行器进一步减重；加工成本低，适配各种大小拉伸试验机，拓展了常规拉伸试验机的试验范围，为结构件的验证提供了新的设计验证方案方法。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。

进一步的，所述连接座包括头部及杆部，所述固定调节板上设有安装孔，所述头部设于所述固定调节板与所述旋转底座之间，所述杆部伸出所述安装孔通过连接销与试验机的接口连接。

采用上述进一步方案的有益效果是，连接座上设置了连接孔，安装时通过连接销穿过连接孔进行安装，连接座的头部平面呈圆柱形，还可以为角度调节机构提供安装面，连接座的杆部穿过固定调节板上的安装孔，固定调节板上的安装孔均标有刻度，可根据刻度周向旋转，实现360度各方向上可定角度的偏载。

进一步的，所述旋转底座的顶部设有圆弧支撑面，所述旋转台的底部设有与所述圆弧支撑面相适配的弧形凹面，还包括一对用于调整所述旋转台安装位置的弧形调节孔，所述弧形调节孔设置在所述的圆弧支撑面上。

采用上述进一步方案的有益效果是，通过旋转台上的弧形凹面与旋转底座上的圆弧支撑面的配合实现了旋转台在旋转底座上所需角度的调整，具体旋转台可以在旋转底座上从-90度~+90度角度的范围内旋转，从而满足金属支架试验角度的要求。一旦角度调整到位后，所述旋转台与旋转底座之间通过紧固件锁定。所述紧固件采用锁紧螺栓，所述锁紧螺栓的头部位于弧形调节孔的下方，锁紧螺栓的杆部穿过弧形调节孔与旋转台螺纹连接，或者所述锁紧螺栓的杆部穿过弧形调节孔及旋转台上的孔通过锁紧螺母锁定。锁紧螺栓与旋转底座之间还可以设置垫片。

进一步的，所述旋转台在所述旋转底座上的转动角度范围为-60度~60度。

采用上述进一步方案的有益效果是，旋转台可在旋转底座上±60度的范围内旋转，可根据实际需要，调整旋转台在旋转底座上的位置，以满足试验要求。

进一步的，所述旋转底座通过第一螺栓组与所述固定调节板连接，所述固定调节板上设有一对用于供所述第一螺栓组横向移动的板调节孔，所述板调节孔为条形孔。

采用上述进一步方案的有益效果是，旋转底座设于固定调节板的上方，并通过第一螺栓组连接，旋转底座可通过板调节孔在固定调节板上进行横向位置的调整，当所需角度调整到位后，可通过第一螺栓组进行锁定从而固定该位置。板调节孔上可标有刻度，根据刻度对旋转底座在固定调节板上的位置进行调整。

进一步的，所述旋转底座的两侧分别设有耳板，所述耳板上设有用于定位所述第一螺栓组的槽口或槽孔。

采用上述进一步方案的有益效果是，耳板上的槽口或槽孔便于对第一螺栓组进行定位。

进一步的，所述第一螺栓组包括第一紧固螺栓及第一紧固螺母，所述第一紧固螺栓的杆部穿过所述板调节孔及槽口或槽孔并通过所述第一紧固螺母锁定。

采用上述进一步方案的有益效果是，第一紧固螺栓的头部位于固定调节板的下方，杆部则穿过板调节孔及槽口或槽孔并与第一紧固螺母进行螺纹连接实现旋转底座在固定调节板上的安装定位。

进一步的，所述旋转台上设有至少一个用于调整所述转接平台纵向位置的滑槽；所述转接平台上设有一对用于调整所述金属支架安装位置的平台长孔。

采用上述进一步方案的有益效果是，转接平台在旋转台上的位置可通过沿滑槽的长度方向移动来实现，金属支架在转接平台上的位置可通过平台长孔进行调整。

进一步的，所述支架支撑板通过第二螺栓组与所述转接平台及旋转台连接，所述第二螺栓组包括第二紧固螺栓及第二紧固螺母，所述滑槽为T型结构，所述第二紧固螺栓的头部在所述滑槽内滑动，所述第二紧固螺栓的杆部穿过所述滑槽、平台长孔及支架支撑板上的通孔并通过所述第二紧固螺母锁定。

采用上述进一步方案的有益效果是，旋转台上有T型槽，可容纳并约束紧固螺栓的头部沿滑槽的长度方向移动，通过第二紧固螺栓与第二紧固螺母的配合紧固并施加一定的预紧力通过表面摩擦防止转接平台滑移，如采用一对第二螺栓组至少能满足2000N的拉应力而不发生滑移，还可以根据拉应力大小适当增加第二紧固螺栓来增大摩擦力满足更高的拉应力需求。

进一步的，所述转接平台包括并行设置的第一平台及第二平台，一对所述平台长孔分别设置在所述第一平台及第二平台上，所述所述第一平台与第二平台之间的距离与所述支架支撑板上的通孔的位置相适配。

采用上述进一步方案的有益效果是，采用分体式结构的转接平台，可根据不同规格的支架支撑板上的安装孔的孔距的不同进行调整，不仅调整定位方便，而且相对于一体式转接平台，能适用于更多不同规格的支架支撑板的定位。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明的角度一的立体结构示意图；

图3为本发明的角度二的立体结构示意图；

图4为本发明的旋转底座的结构示意图；

图5为本发明的旋转底座的主视结构示意图；

图6为本发明的旋转台的结构示意图；

图7为本发明的连接座的结构示意图；

图8为本发明装卡L型金属支架状态的结构示意图；

图9为金属支架拉弯示例的结构示意图；

图10为金属支架拉扭示例的结构示意图；

图11为金属支架拉偏示例的结构示意图；

图中，1、连接座；101、连接孔；102、头部平面；2、固定调节板；201、板调节孔；3、旋转底座；301、圆弧支撑面；302、弧形调节孔；303、耳板；304、槽口；4、旋转台；401、弧形凹面；402、滑槽；5、转接平台；501、第一平台；502、第二平台；503、平台长孔；6、第一螺栓组；7、第二螺栓组；8、锁紧螺栓；9、垫片；10、支架支撑板；11、金属支架；12、吊环；13、螺钉；14、锁扣。

具体实施方式

以下结合实例对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

如图1-图7所示，一种用于飞行器金属支架拉弯扭偏测试的装卡装置，包括连接座1、固定调节板2、旋转底座3、旋转台4及转接平台5，所述连接座1上设有用于与试验机的接口连接的连接孔101，所述固定调节板2与所述连接座1之间转动连接，所述旋转底座3横向位置可调的设置在所述固定调节板2上，所述旋转底座3与所述旋转台4之间的连接面为圆弧面，所述旋转台4沿所述圆弧面的外轮廓位置可调设置在所述旋转底座3上，所述转接平台5纵向位置可调的设置在所述旋转台4上，还包括用于定位所述金属支架11的支架支撑板10，所述支架支撑板10位置可调的设置在所述转接平台5上。

所述连接座1包括头部及杆部，所述固定调节板2上设有安装孔，所述头部设于所述固定调节板2与所述旋转底座3之间，所述杆部伸出所述安装孔通过连接销与试验机的接口连接。连接座1上设置了连接孔101，安装时通过连接销穿过连接孔101进行安装，而连接座1的头部平面102呈圆柱形，还可以为角度调节机构提供安装面，连接座1的杆部穿过固定调节板2上的安装孔，固定调节板2上的安装孔均标有刻度，可根据刻度周向旋转，实现360度方向可定角度的偏载。

所述旋转底座3的顶部设有圆弧支撑面301，所述旋转台4的底部设有与所述圆弧支撑面301相适配的弧形凹面401，还包括一对用于调整所述旋转台4安装位置的弧形调节孔302，所述弧形调节孔302设置在所述圆弧支撑面301上。通过旋转台4上的弧形凹面401与旋转底座3上的圆弧支撑面301的配合实现了旋转台4在旋转底座3上所需角度的调整，具体旋转台4可以在旋转底座3上在±90度角度的范围内旋转，从而满足金属支架11试验角度的要求。一旦角度调整到位后，所述旋转台4与旋转底座3之间通过紧固件锁定。所述紧固件采用锁紧螺栓8，所述锁紧螺栓8的头部位于弧形调节孔302的下方，锁紧螺栓8的杆部穿过弧形调节孔302与旋转台4螺纹连接，或者所述锁紧螺栓8的杆部穿过弧形调节孔302及旋转台4上的孔通过锁紧螺母锁定。锁紧螺栓8与旋转底座3之间还可以设置垫片9。

优选的，所述旋转台4在所述旋转底座3上的转动角度范围为-60度~60度。旋转台4可在旋转底座3上±60度的范围内旋转，可根据实际需要，调整旋转台4在旋转底座3上的位置，以满足试验要求。

所述旋转底座3通过第一螺栓组6与所述固定调节板2连接，所述固定调节板2上设有一对用于供所述第一螺栓组6横向移动的板调节孔201，所述板调节孔201为条形孔。旋转底座3设于固定调节板2的上方，并通过第一螺栓组6连接，旋转底座3可通过板调节孔201在固定调节板2上进行横向位置的调整，当所需角度调整到位后，可通过第一螺栓组6进行锁定从而固定该位置。板调节孔201上可标有刻度，根据刻度对旋转底座3在固定调节板2上的位置进行调整。

所述旋转底座3的两侧分别设有耳板303，所述耳板303上设有用于定位所述第一螺栓组6的槽口304或槽孔。耳板303上的槽口304或槽孔便于对第一螺栓组6进行定位。

所述第一螺栓组6包括第一紧固螺栓及第一紧固螺母，所述第一紧固螺栓的杆部穿过所述板调节孔201及槽口304或槽孔并通过所述第一紧固螺母锁定。第一紧固螺栓的头部位于固定调节板2的下方，杆部则穿过板调节孔201及槽口304或槽孔并与第一紧固螺母进行螺纹连接实现旋转底座3在固定调节板2上的安装定位。

所述旋转台4上设有至少一个用于调整所述转接平台5纵向位置的滑槽402；所述转接平台5上设有一对用于调整所述金属支架11安装位置的平台长孔503。转接平台5在旋转台4上的位置可通过沿滑槽402的长度方向移动来实现，金属支架11在转接平台5上的位置可通过平台长孔503进行调整。

所述支架支撑板10通过第二螺栓组7与所述转接平台5及旋转台4连接，所述第二螺栓组7包括第二紧固螺栓及第二紧固螺母，所述滑槽402为T型结构，所述第二紧固螺栓的头部在所述滑槽402内滑动，所述第二紧固螺栓的杆部穿过所述滑槽402、平台长孔503及支架支撑板10上的通孔并通过所述第二紧固螺母锁定。旋转台4上有T型槽，可容纳并约束紧固螺栓的头部沿滑槽402的长度方向移动，通过第二紧固螺栓与第二紧固螺母的配合紧固并施加一定的预紧力通过表面摩擦防止转接平台5滑移，如采用一对第二螺栓组7至少能满足2000N的拉应力而不发生滑移，还可以根据拉应力大小适当增加第二紧固螺栓数量来增大摩擦力满足更高的拉应力需求。

所述转接平台5包括并行设置的第一平台501及第二平台502，一对平台长孔503分别设置在所述第一平台501及第二平台502上，所述所述第一平台501与第二平台502之间的距离与所述支架支撑板10上的通孔的位置相适配。采用分体式结构的转接平台5，可根据不同规格的支架支撑板10上的安装孔的孔距的不同进行调整，不仅调整定位方便，而且相对于一体式转接平台5，能适用于更多不同规格的支架支撑板10的定位。

所述金属支架11上设有用于与试验机连接的吊环12，所述吊环12通过螺钉13与所述金属支架11连接，所述吊环12上还设有锁扣14。试验机的夹头上也有吊环12，通过锁扣14与试验机上的夹头上的吊环12连接方便，在试验时螺钉13与锁扣14组合使用可自动回正。

如图8-图11所示，以L型的金属支架11试验为例，图8为L型的金属支架11定位在装卡装置状态的结构示意图，图9-图11则分别呈现了L型的金属支架11进行拉偏、拉扭、拉偏试验受力情况的结构示意图。

本装置可模拟飞行器金属支架11的拉弯扭偏复杂受力情况，并通过控制拉伸试验机对其复杂拉弯扭偏耦合情况进行测力，可以实现半个球面空间多个角度甚至是所有角度的调整，且在安装平面上位置可调，能够在不拆除传统拉伸测量设备情况下实现原位测量，可重复使用且多向工况可调，以满足拉弯复合、拉偏复合、拉弯扭偏耦合情况下的测力需求，能够满足航空航天1000多种规格的标准结构件的设计验证试验，大大减少了工装的设计加工和工装制造成本；提供了大量工况试验数据，为金属支架11的精细化设计及使用提供工程数据支持，有助于飞行器进一步减重；加工成本低，适配各种大小拉伸试验机，拓展了常规拉伸试验机的试验范围，为结构件的验证提供了新的设计验证方案。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，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。