一种飞机机翼大变形试验加载装置

摘要

本发明属于飞机强度试验技术，涉及一种机翼大变形情况下的加载装置。本发明飞机机翼大变形试验加载装置包括框架、作动筒、滚动轮、滚动轮支座、起始螺栓、钢索、导向轮、可动承力梁。所述作动筒一端连接框架底部，一端连接可动承力梁。两件滚动轮支座分别安装在可动承力梁的两端，并且滚动轮支座的凸台分别伸入到所接近两侧框架的内侧面滑槽内。所述可动承力梁上安装有四件导向轮和一件起始螺栓，框架顶部安装有两件导向轮；钢索一端的耳环连接在起始螺栓上后，钢索的另一端依次环绕各导向轮后从框架顶部的穿出。本发明加载装置为整体框架结构，试验安装方便安全，控制精度高，加载时，可动承力梁移动灵活，加载协调，满足机翼大变形加载要求。

主权项

一种飞机机翼大变形试验加载装置，其特征在于：包括框架(1)、作动筒(2)、滚动轮(3)、滚动轮支座(4)、起始螺栓(5)、钢索(6)、导向轮(7)、可动承力梁(8)；其中，作动筒(2)一端连接框架(1)底部，一端连接可动承力梁(8)；两件滚动轮支座(4)分别安装在可动承力梁(8)的两端，并且每件滚动轮支座(4)的凸台分别伸入到所接近两侧框架(1)的内侧面滑槽内，且滚动轮支座(4)各安装四件可贴在框架上滚动的滚动轮(3)；所述可动承力梁(8)上安装有四件导向轮(7)和一件起始螺栓(5)，框架(1)顶部安装有两件导向轮(7)；钢索(6)一端的耳环连接在起始螺栓(5)上后，钢索(6)的另一端依次环绕各个导向轮(7)后从框架(1)顶部的穿出。