阅读说明：本技术 一种飞机垂向约束与保护装置 (Vertical restraint of aircraft and protection device ) 是由 郭俊毫 崔明 米征 王孟孟 郭永跃 张永利 于 2020-04-09 设计创作，主要内容包括：本申请属于飞机结构强度试验技术领域,特别涉及一种飞机垂向约束与保护装置,包括由下至上设置的：承力底座；测力传感器,铰接设置在承力底座的顶面；调节螺杆,底端通过调节柱连接至测力传感器顶部；支持杆底座,固定连接至调节螺杆顶端；垂向支持杆,底端固定连接至支持杆底座顶端；起落架接头,底端铰接在垂向支持杆顶端,用于与起落架连接。本申请的飞机垂向约束与保护装置,体积小,占用试验空间小,不会与起落架附近加载点加载装置发生干涉,另外,测力传感器监测值与起落架垂向实际值误差更小,更能准确监测约束点起落架载荷。(The application belongs to the technical field of aircraft structural strength tests, in particular to vertical restraint of aircraft and protection device, include by supreme setting down: a force bearing base; the force sensor is hinged on the top surface of the bearing base; the bottom end of the adjusting screw is connected to the top of the force transducer through an adjusting column; the support rod base is fixedly connected to the top end of the adjusting screw rod; the bottom end of the vertical supporting rod is fixedly connected to the top end of the supporting rod base; and the bottom end of the landing gear joint is hinged to the top end of the vertical supporting rod and is used for being connected with a landing gear. The vertical restraint of aircraft and protection device of this application, it is small, occupation test space is little, can not take place to interfere with near undercarriage loading point loading device, and in addition, force cell sensor monitoring value is littleer with the vertical actual value error of undercarriage, more can accurate monitoring restraint point undercarriage load.)

一种飞机垂向约束与保护装置

技术领域

本申请属于飞机结构强度试验技术领域，特别涉及一种飞机垂向约束与保护装置。

背景技术

飞机结构强度试验中，需约束飞机6个自由度，其中包括3个垂向自由度，用于限制飞机的垂向位移和俯仰。垂向约束安装部位大多位于起落架处。现有飞机结构强度试验中使用撬杠式约束。撬杠式约束特点为：撬杠一端连接起落架接头，撬杠中间通过单耳与立柱连接，另一端通过连接件与地面固定座连接。

但是，撬杠式约束至少存在如下不足之处：撬杠式约束包括立柱、支持底座和撬杠等，占用试验现场空间大，容易与起落架附近加载点的加载设备发生干涉。另外，试验过程中，如需更换测力传感器，撬杠约束需要脱开，需要设计另一套飞机垂向约束。同时，对于起落架变形较大工况试验，撬杠式约束传感器监测值与起落架处真实值误差较大。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种飞机垂向约束与保护装置。

本申请公开了一种飞机垂向约束与保护装置，包括：

承力底座，所述承力底座具有相互平行顶面和底面；

测力传感器，其底部铰接设置在所述承力底座的顶面，且转动轴向平行与所述承力底座的顶面；

调节螺杆，其轴向底端通过调节柱固定连接至所述测力传感器的顶部，且所述调节螺杆能够调节轴向长度；

支持杆底座，其底端固定连接至所述调节螺杆的轴向顶端；

垂向支持杆，其轴向底端固定连接至所述支持杆底座的顶端；

起落架接头，其底端铰接设置在所述垂向支持杆的顶端，转动轴向平行与所述承力底座的顶面，且所述起落架接头用于与起落架连接。

根据本申请的至少一个实施方式，所述承力底座呈十字形，具有由中心向四个方向延伸的四个承力杆部，其中，所述飞机垂向约束与保护装置还包括：

辅助连接架，固定设置在所述垂向支持杆杆体上；

四根辅助撑杆，其中一根所述辅助撑杆的底端与一个所述承力杆部铰接，该辅助撑杆的顶端与所述辅助连接架铰接。

根据本申请的至少一个实施方式，所述承力杆部顶部以及所述辅助连接架上均设置有承力双耳，所述辅助撑杆的轴向两端设置有辅助单耳，所述辅助撑杆的轴向两端分别通过辅助单耳与所述承力杆部以及所述辅助连接架的承力双耳铰接。

根据本申请的至少一个实施方式，所述垂向支持杆的顶端设置有上侧单耳，所述起落架接头的底端设置有与所述上侧单耳相适配的双耳。

根据本申请的至少一个实施方式，所述承力底座的顶面设置有底部双耳，所述测力传感器底部设置有相适配的下侧单耳。

根据本申请的至少一个实施方式，所述测力传感器的底部沿轴向开始内螺纹孔，所述下侧单耳的顶部设置有相适配的外螺纹柱。

根据本申请的至少一个实施方式，所述测力传感器的顶部沿轴向开始内螺纹孔，所述调节柱的底部设置有相适配的外螺纹；以及

所述调节柱的顶部沿轴向开始内螺纹孔，所述调节螺杆的轴向底端设置有相适配的外螺纹，且所述调节螺杆的轴向顶端设置有与其底端螺纹方向相反的外螺纹；以及

所述支持杆底座的底端设置有与所述调节螺杆顶端外螺纹相适配的内螺纹孔，所述调节螺杆的中部设置有外六方头。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述调节螺杆的外六方头与顶端的所述支持杆底座之间，以及在所述调节螺杆的外六方头与底端的所述调节柱之间，分别设置有螺旋垫圈。

根据本申请的至少一个实施方式，所述调节柱与所述测力传感器连接处设置有螺旋垫圈。

本申请至少存在以下有益技术效果：

1)与撬杠式约束相比，撑杆式约束装置体积小，占用试验空间小，不会与起落架附近加载点加载装置发生干涉；

2)与撬杠式约束相比，测力传感器监测值与起落架垂向实际值误差更小，更能准确监测约束点起落架载荷。

附图说明

图1是本申请飞机垂向约束与保护装置(未包括辅助撑杆)的结构示意图；

图2是本申请飞机垂向约束与保护装置(包括辅助撑杆时)的结构示意图；

图3是本申请飞机垂向约束与保护装置与现由于约束方式对比图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

需要理解的是，在本申请的描述中可能涉及到的术语，例如“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1-图3对本申请的飞机垂向约束与保护装置做进一步详细说明。

本申请公开了一种飞机垂向约束与保护装置，可以包括由下至上设置的承力底座11、测力传感器8、调节螺杆5、支持杆底座4、垂向支持杆3以及起落架接头1等部件。

具体的，承力底座11具有相互平行顶面和底面，通过底面设置在对应的支撑面上(例如实验室地面)。

测力传感器8可以为目前已知的多种适合的测力传感器，其底部铰接设置在承力底座11的顶面，且转动轴向平行与承力底座11的顶面。

需要说明的是，测力传感器8的底部可以通过多种适合的铰接方式铰接设置在承力底座11的顶面，本申请一实施例中，优选有在承力底座11的顶面通过螺栓、铆钉等方式固定设置一个底部双耳10，对应的，在测力传感器8底部设置有相适配的下侧单耳9，从而通过单双耳连接方式进行铰接。

进一步，测力传感器8底部的下侧单耳9也可以为多种适合的固定连接方式，本实施例中，优选测力传感器8的底部沿轴向开始内螺纹孔，在下侧单耳9的顶部设置有相适配的外螺纹柱，从而通过螺纹进行固定连接。

调节螺杆5的轴向底端通过调节柱6固定连接至测力传感器8的顶部，且调节螺杆5能够调节轴向长度。支持杆底座4的底端固定连接至调节螺杆5的轴向顶端。

同样地，调节螺杆5可以通过多种适合方式与测力传感器8固定连接，也可以为多种适合的长度调节结构。本实施例中，优选测力传感器8的顶部沿轴向开始内螺纹孔，调节柱6的底部设置有相适配的外螺纹，从而通过螺纹配合连接；以及在调节柱6的顶部沿轴向开始内螺纹孔，调节螺杆5的轴向底端设置有相适配的外螺纹，从而通过螺纹配合连接，并且调节螺杆5的轴向顶端设置有与其底端螺纹方向相反的外螺纹；以及在支持杆底座4的底端设置有与调节螺杆5顶端外螺纹相适配的内螺纹孔，调节螺杆5的中部设置有外六方头，从而通过旋转外六方头实现其顶部持杆底座4和底部调节柱6之间间距调节的目的。

进一步，可以在调节螺杆5的外六方头与顶端的支持杆底座4之间，以及在调节螺杆5的外六方头与底端的调节柱6之间，以及在调节柱6与测力传感器8连接处，分别设置螺旋垫圈7，以增加结构连接的稳定性。

垂向支持杆3的轴向底端通过螺栓固定连接至支持杆底座4的顶端；起落架接头1的底端铰接设置在垂向支持杆3的顶端，其转动轴向平行与承力底座11的顶面，且起落架接头1用于与起落架连接。

同样的，本实施例中，优选在垂向支持杆3的顶端设置有上侧单耳2，在起落架接头1的底端设置有与上侧单耳2相适配的双耳，从而通过单双耳结构进行铰接。

进一步，本申请的飞机垂向约束与保护装置中，承力底座11可以为多种适合的形状，本实施例中，优选承力底座11呈十字形，具有由中心向四个方向延伸的四个承力杆部111；此时，本申请的飞机垂向约束与保护装置还包括辅助连接架31以及四根辅助撑杆12，以在长期停机状态或需要更换测力传感器时起到辅助支撑作用(如图2所示的形式)。

具体的，辅助连接架31固定设置在垂向支持杆3杆体上，且设置有4个承力双耳，同样，承力杆部111顶部设置有承力双耳；进一步，在辅助撑杆12的轴向两端设置有辅助单耳，其中一根辅助撑杆12的底端通过单耳与一个承力杆部111的双耳铰接，该辅助撑杆12的顶端单耳再与对应的辅助连接架31的承力双耳铰接。

综上所述，申请的飞机垂向约束与保护装置与现有技术相比至少存在如下优点或积极效果：

1)与撬杠式约束相比，撑杆式约束装置体积小，占用试验空间小，不会与起落架附近加载点加载装置发生干涉；

2)设计4个辅助撑杆，长期停机状态时安装辅助撑杆，增强约束稳定性，具有保护飞机作用；

3)需要更换测力传感器时，安装4个辅助撑杆可实现此功能(此时，调节辅助撑杆长度直到测力传感器载荷值为0，拆下测力传感器，并安装新测力传感器)，不需要额外设计一套新垂向约束，减少设计工作量且操作便捷；

4)与撬杠式约束相比，测力传感器监测值与起落架垂向实际值误差更小，更能准确监测约束点起落架载荷。

其中，如图3所示(左边为撬杠式约束，右边为本申请的撑杆式约束)，本申请能更准确监测约束点起落架载荷的原理如下：

撑杆式约束Y为2.7米，如采用撬杠式约束，Y为0.8米；起落架变形X情况下，撑杆式约束相对撬杠式约束变形角度小，误差更小；其中，变形角度：tanθ＝X/Y，测力传感器反馈值：F_监测＝F_{起落架垂向}*cosθ。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。