飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构

技术领域

本申请属于飞机垂尾壁板根部单耳接头强度试验技术领域，具体涉及一种飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构。

背景技术

飞机垂尾壁板根部伸出单耳接头与双耳接头进行连接，具有较高的连接效率。

为考核飞机垂尾壁板根部单耳接头在轴向压缩下的稳定性及其强度，设计有单耳接头试验件进行轴孔径向压缩试验，其中，单耳接头试验件包括单耳接头、成型在单耳接头根部的过渡段、成型在过渡段下方的支撑段，进行轴孔径向压缩试验时，利用支撑段进行支撑，需要在单耳接头的轴孔内施加径向压缩载荷，以及需要对单耳接头及其过渡段进行支撑，防止发生侧向偏移，还原单耳接头在飞机上受力的实际。

当前，进行飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验时，难以保证对单耳接头试验件的单耳接头及其过渡段的随动支撑，易对试验载荷产生较大影响，难以保证试验结果的准确性。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本申请的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构，包括：

底板；

两个定位夹板，连接在底板上，夹持在单耳接头试验件支撑段两侧，对单耳接头试验件进行可靠支撑；

两个导向支座，连接在底板上；

两组导向支杆，连接在两个导向支座上；

加载压台，其上下壁面之间具有贯穿的限位孔以及两组导向孔，两侧壁上具有加载孔，其中，限位孔位于两组导向孔之间，套设在单耳接头试验件单耳接头外周；两组导向孔套设在两组导向支杆上；

两个支撑衬套，在两个加载孔中设置，支撑在单耳接头试验件单耳接头两侧；

加载轴，贯穿单耳接头试验件单耳接头的轴孔，以及两个支撑衬套设置；

两个限位条，贯穿加载轴两端侧壁设置，连接在加载压台两侧壁上，压紧两个支撑衬套；

两个支撑板，在限位孔内设置，位于单耳接头试验件过渡段两侧，外侧壁上具有多个支撑盲孔；

两组支撑螺栓，螺接在加载压台两侧壁上，螺杆顶端伸入到两个支撑板上的各个支撑盲孔中，使两个支撑板支撑在单耳接头试验件过渡段两侧。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构中，两个定位夹板通过螺栓连接在单耳接头试验件支撑段上；

底板上具有两条T型夹板定位槽、T型支座定位槽；

两个定位夹板通过连接边利用螺栓连接在底板上，其连接边上相应的螺栓孔呈跑道型，每个定位夹板上连接底板螺栓头部卡在一条T型夹板定位槽中；

每个导向支座通过连接边利用两组螺栓连接底板上，两组螺栓头部卡在两条T型支座定位槽中，两个导向支座连接边上相应的螺栓孔呈跑道型。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构中，两组导向支杆螺纹连接在两个导向支座上；

所述飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构，还包括：

两组线性轴承，利用轴承挡圈安装在两组导向孔中，套设在两组导向支杆上。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构中，两个支撑衬套位于外侧的一端呈台阶状，陷入在两个加载孔中；

两个支撑衬套位于外侧的一端端部具有限位卡槽，卡在两个限位条上；

两个限位条的两端通过螺栓连接在加载压台侧壁上。

本申请至少存在以下有益技术效果：

提供一种飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构，进行强度试验时，可以试验机在加载压台上壁面施加压向载荷，该压向载荷可经支撑衬套、加载轴传递至单耳接头试验件单耳接头的轴孔，在单耳接头的轴孔内施加径向压缩载荷，在此过程中，两个支撑衬套可自两侧支撑单耳接头试验件单耳接头，两个支撑板可自两侧支撑在单耳接头试验件过渡段，防止单耳接头试验件发生侧向偏移，且两个支撑衬套、支撑板可随加载压台进行随动支撑，能够很好的保证单耳接头的受力环境，保证试验结果的准确性，此外，由两个导向支座、导向支杆配合加载压台上的导向孔，可在试验过程中，确保加载压台在试验机作用下，仅是能够发生竖直方向的位移，防止发生水平方向的偏转，保证对单耳接头轴孔内径向压缩载荷的准确施加。

附图说明

图1是本申请实施例提供的飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构的示意图；

图2是本申请实施例提供的底板的示意图；

图3是本申请实施例提供的定位夹板的示意图；

图4是本申请实施例提供的导向支座及其导向支杆的示意图；

图5是图4的剖视图；

图6是本申请实施例提供的加载压台的示意图；

图7是图6的A-A向剖视图；

图8是本申请实施例提供的支撑衬套及其限位条的示意图；

图9是图8的剖视图；

图10是本申请实施例提供的单耳接头试验件与支撑板及其支撑螺栓配合的示意图；

其中：

1-底板；2-定位夹板；3-单耳接头试验件；4-导向支座；5-导向支杆；6-加载压台；7-支撑衬套；8-加载轴；9-限位条；10-支撑板；11-支撑螺栓；12-线性轴承。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图10对本申请做进一步详细说明。

一种飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构，包括：

底板1；

两个定位夹板2，连接在底板1上，夹持在单耳接头试验件3支撑段两侧；

两个导向支座4，连接在底板1上；

两组导向支杆5，连接在两个导向支座4上；

加载压台6，其上下壁面之间具有贯穿的限位孔以及两组导向孔，两侧壁上具有加载孔，其中，限位孔位于两组导向孔之间，套设在单耳接头试验件3单耳接头外周；两组导向孔套设在两组导向支杆5上；

两个支撑衬套7，在两个加载孔中设置，支撑在单耳接头试验件3单耳接头两侧；

加载轴8，贯穿单耳接头试验件3单耳接头的轴孔，以及两个支撑衬套7设置；

两个限位条9，贯穿加载轴8两端侧壁设置，连接在加载压台6两侧壁上，压紧两个支撑衬套7；

两个支撑板10，在限位孔内设置，位于单耳接头试验件3过渡段两侧，外侧壁上具有多个支撑盲孔；

两组支撑螺栓11，螺接在加载压台6两侧壁上，螺杆顶端伸入到两个支撑板10上的各个支撑盲孔中，使两个支撑板10支撑在单耳接头试验件3过渡段两侧，并能够消除支撑板10重力对单耳接头试验件3的影响。

以上述实施例公开的飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构，进行强度试验，可以试验机在加载压台6上壁面施加压向载荷，该压向载荷可经支撑衬套7、加载轴8传递至单耳接头试验件3单耳接头的轴孔，在单耳接头的轴孔内施加径向压缩载荷，在此过程中，两个支撑衬套7可自两侧支撑单耳接头试验件3单耳接头，两个支撑板10可自两侧支撑在单耳接头试验件3过渡段，防止单耳接头试验件3发生侧向偏移，且两个支撑衬套7、支撑板10可随加载压台6进行随动支撑，能够很好的保证单耳接头的受力环境，保证试验结果的准确性，此外，由两个导向支座4、导向支杆5配合加载压台6上的导向孔，可在试验过程中，确保加载压台6在试验机作用下，仅是能够发生竖直方向的位移，防止发生水平方向的偏转，保证对单耳接头轴孔内径向压缩载荷的准确施加。

在一些可选的实施例中，上述的飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构中，两个定位夹板2通过螺栓连接在单耳接头试验件3支撑段上；

底板1上具有两条T型夹板定位槽、T型支座定位槽；

两个定位夹板2通过连接边利用螺栓连接在底板1上，其连接边上相应的螺栓孔呈跑道型，留有活动裕量，以便于对单耳接头试验件3压心进行调节，且每个定位夹板2上连接底板1螺栓头部卡在一条T型夹板定位槽中，可根据实际对定位夹板2的位置进行滑动调节；

每个导向支座4通过连接边利用两组螺栓连接底板1上，两组螺栓头部卡在两条T型支座定位槽中，可根据实际对导向支座4的位置进行滑动调节，两个导向支座4连接边上相应的螺栓孔呈跑道型，留有活动裕量，以便于与单耳接头试验件3进行装配。

在一些可选的实施例中，上述的飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构中，两组导向支杆5螺纹连接在两个导向支座4上；

所述飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构，还包括：

两组线性轴承12，利用轴承挡圈安装在两组导向孔中，套设在两组导向支杆5上，以降低加载压台6与导向支杆5间的滑动摩擦，避免对试验产生较大的附加载荷，影响试验结果的准确性。

在一些可选的实施例中，上述的飞机垂尾壁板根部单耳接头轴孔径向压缩试验加载结构中，两个支撑衬套7位于外侧的一端呈台阶状，陷入在两个加载孔中；

两个支撑衬套7位于外侧的一端端部具有限位卡槽，卡在两个限位条9上；

两个限位条9的两端通过螺栓连接在加载压台6侧壁上。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。