專利名稱：輕型飛機前機身靜力試驗支持方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機的靜強度試驗時的支持固定方法，特別是關(guān)于前機身進行靜強度
試驗時的飛機支持方法。
背景技術(shù)：
飛機靜強度試驗又稱為靜力試驗，主要對飛機結(jié)構(gòu)性能進行檢測，是飛機定型的 一個重要環(huán)節(jié)。飛機進行靜強度試驗時，需要將飛機固定支持，特別是飛機支持位置處盡量 遠離靜強度試驗區(qū)，以保證試驗精度。常規(guī)飛機靜強度試驗時，采取起落架三點支持方式。 對于輕型飛機來說，由于飛機載荷量級小，常規(guī)起落架三點支持方式，對前機身強度試驗影 響較大，試驗精度較低。 另外，按照CCAR23部設(shè)計，輕型飛機全機載荷不配套，無法進行全機靜力試驗，只 能進行小部件靜強度試驗。比如小鷹-500，是一種典型的輕型飛機，該飛機的機身結(jié)構(gòu)縱向 承力件少，剛度弱，為此通常需要對各部件分別進行靜強度試驗，因此試驗項目較多，操作 復(fù)雜，成本較高。然而為了節(jié)約研制成本和研制周期，經(jīng)常需要在同一架機上完成所有的部 件試驗，因此難以確定有效方案。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有技術(shù)輕型飛機靜強度試驗支持方法對試驗結(jié)果影 響較大、操作復(fù)雜、成本較高的問題，本發(fā)明提供一種對試驗結(jié)果影響較小、操作簡單、成本 較低的輕型飛機前機身靜力試驗支持方法。 本發(fā)明的技術(shù)方案是一種輕型飛機前機身靜力試驗支持方法，其在飛機后機身 直框處設(shè)置兩個卡箍，所述卡箍與機身緊密卡合，且每個卡箍與兩個設(shè)置在機身兩側(cè)的立 柱相連。 所述卡箍緣條寬度不大于其所設(shè)置處的機身框緣條寬度。 其中一個卡箍設(shè)置在機翼與飛機平尾之間的機身直框處，另一卡箍設(shè)置在飛機平 尾拆卸后的飛機尾端。 所述兩個卡箍之間的機身上設(shè)有縱向件，縱向件為機身上的長桁。
所述兩個卡箍之間的機身上環(huán)繞有帶板。
本發(fā)明的有益效果是本發(fā)明輕型飛機前機身靜力試驗支持方法通過在機身后直
框處設(shè)置卡箍，并用立柱支持，從而可以在不直接支持前機身前提下將整個飛機支起，以方
便對整個前機身以及機翼進行靜強度試驗。本發(fā)明輕型飛機前機身靜力試驗支持方法操作
簡單，對試驗結(jié)果影響小，精度較高，有效解決了輕型飛機對前機身整體靜強度試驗的支持
問題，且節(jié)約了試驗經(jīng)費又縮短了試驗周期，成本較低，具有較大的實際應(yīng)用價值。 另外，本發(fā)明輕型飛機前機身靜強度試驗支持方法配合起落架支持方式，可以分
別對前機身和后機身以及機翼進行靜強度試驗，因此可在同一架飛機上完成了所有的部件
靜強度試驗，節(jié)約了研制成本、研制周期，能產(chǎn)生較大的經(jīng)濟效益。


圖1是本發(fā)明輕型飛機前機身靜強度試驗支持方法所涉及的飛機支持方式示意 圖； 圖2是圖1的A-A剖視圖， 其中，1-縱向件、2_立柱、3_卡箍、4_后機身直框、5-機身。
具體實施例方式下面通過具體實施例對本發(fā)明作進一步詳細(xì)說明 請同時參閱圖1和圖2，其中圖1是本發(fā)明輕型飛機前機身靜強度試驗支持方法 所涉及的飛機支持方式示意圖，圖2是圖1的A-A剖視圖。本實施方式中，輕型飛機為小 鷹-500，其飛機自身結(jié)構(gòu)縱向承力件少，剛度較弱。因此，在對其前機身進行靜強度試驗時， 本發(fā)明在飛機后機身直框4處設(shè)有兩個卡箍3，其中，一個卡箍3設(shè)置在機翼與飛機平尾之 間的后機身直框4處，且該卡箍3在能夠承受飛機載荷的前提下，盡量遠離機翼結(jié)構(gòu)布置。 另一個卡箍3設(shè)置時，先把飛機平尾拆卸掉，再設(shè)置在飛機尾端的直框處。
所述卡箍3的形狀和尺寸與所設(shè)置部位機身5相匹配，以更好的緊固支持飛機。本 實施方式中，由于飛機機身直框處的承力較強，因此在直框處設(shè)置卡箍3能可靠的支持固 定飛機。而每個卡箍3通過螺母分別與設(shè)置在飛機兩側(cè)的立柱2緊固連接，從而立柱通過 設(shè)置在后機身的卡箍3可以將飛機支持固定。 另外，由于小鷹-500的機身局部剛度太弱，特別是后機身蒙皮強度較低時，為了 保證試驗機支持處的剛度、強度，需要對試驗機支持處進行局部加強，提高局部結(jié)構(gòu)的剛度 和強度，以降低試驗風(fēng)險，提高試驗安全性。為此本實施方式中，后機身的兩個卡箍3之間 增加了縱向件1和環(huán)向框，以有效提高飛機剛度和強度。其中，所述縱向件1為機身上的長 桁，所述環(huán)向框為環(huán)繞后機身的緊固框。另外，也可以環(huán)繞機身設(shè)置帶板，以進一步增強機 身剛度。 本實施方式中，固定在立柱2上的卡箍3緊固后機身，以兩點支持方式支撐固定輕 型飛機。因此在對前機身靜強度試驗時，可以避免對前機身的直接支持，從而有效提高靜強 度試驗精度。同時，由于卡箍3也未直接支持機翼，因此也可以對機翼進行高精度的靜強度 試驗。 另外，根據(jù)實際輕型飛機情況，設(shè)置在后機身處的卡箍位置可以作相應(yīng)調(diào)整，如將 本實施方式中的一個卡箍移到后機身其他設(shè)有直框的位置處。而且根據(jù)輕型飛機的重量以 及卡箍的位置，卡箍的卡邊寬度，即卡箍緣條寬度也可作一定的變化，卡箍緣條越寬，與飛 機機身接觸面越大，對飛機的支持力越大，從而能更好的支持飛機。但是卡箍的緣條寬度不 能超過所設(shè)置處的直框框緣條寬度，以避免結(jié)構(gòu)損壞。另外，卡箍的卡邊始終要求保證其與 飛機機身直框處的外表面緊密接觸，否則容易松動，難以有效支持飛機。
綜上所述本發(fā)明輕型飛機前機身靜力試驗支持方法通過在機身后直框處設(shè)置與 立柱相連的卡箍，從而可以在不直接支持前機身前提下將整個飛機支起，以方便對前機身 和機翼進行靜強度試驗。本發(fā)明輕型飛機前機身靜力試驗支持方法操作簡單，對試驗結(jié)果 影響小，精度較高，有效解決了輕型飛機對前機身整體靜強度試驗的支持問題。同時，本發(fā)明輕型飛機前機身靜強度試驗支持方法配合起落架支持方式，可以分別對前機身和后機身 以及機翼進行靜強度試驗，可在同一架飛機上完成了所有的部件靜強度試驗，因此節(jié)約了 研制成本、研制周期，能產(chǎn)生較大的經(jīng)濟效益，具有較大的實際應(yīng)用價值。
權(quán)利要求
一種輕型飛機前機身靜力試驗支持方法，其特征在于，在飛機后機身直框處設(shè)置兩個卡箍，所述卡箍與機身緊密卡合，且每個卡箍與兩個設(shè)置在機身兩側(cè)的立柱相連。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的輕型飛機前機身靜力試驗支持方法，其特征在于卡箍緣條 寬度不大于其所設(shè)置處的機身框緣條寬度。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的輕型飛機前機身靜力試驗支持方法，其特征在于其中一個 卡箍設(shè)置在飛機機翼與飛機平尾之間的機身直框處，另一卡箍設(shè)置在飛機平尾拆卸后的飛 機尾端。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的輕型飛機前機身靜力試驗支持方法，其特征在于所述兩個 卡箍之間的機身上設(shè)有縱向件，該縱向件為機身上的長桁。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項所述的輕型飛機前機身靜力試驗支持方法，其特征在于 所述兩個卡箍之間的機身上環(huán)繞有帶板。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛機的靜強度試驗時的支持固定方法，特別是關(guān)于前機身進行靜強度試驗時的飛機支持方法。所述輕型飛機前機身靜力試驗支持方法在飛機后機身直框處設(shè)置兩個卡箍，所述卡箍與機身緊密卡合，且每個卡箍與兩個設(shè)置在機身兩側(cè)的立柱相連。所述卡箍緣條寬度不大于其所設(shè)置處的機身框緣條寬度。其中一個卡箍設(shè)置在飛機機翼與飛機平尾之間的機身直框處，另一卡箍設(shè)置在飛機平尾拆卸后的飛機尾端。所述兩個卡箍之間的機身上增設(shè)有縱向件，縱向件為機身上的長桁。本發(fā)明輕型飛機前機身靜力試驗支持方法操作簡單，對試驗結(jié)果影響小，精度較高，成本較低，有效解決了輕型飛機對前機身整體靜強度試驗的支持問題，具有較大的實際應(yīng)用價值。
文檔編號G01M99/00GK101788397SQ20101011421
公開日2010年7月28日 申請日期2010年2月26日 優(yōu)先權(quán)日2010年2月26日
發(fā)明者單群, 張兆斌, 惠紅軍 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所