УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ ЭЛЕМЕНТОВ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА САМОЛЕТА Российский патент 1997 года по МПК G01M5/00 

Изобретение относится к испытательному оборудованию элементов конструкции самолетов и предназначено для испытаний элементов механизации крыла самолета.

Известно устройство для испытаний элементов механизации крыла самолета [1] содержащее установленные на неподвижном основании крыло с испытываемым элементом механизации и механизм загружения, соединенный с испытываемым элементом через рычажную систему.

Недостатком этого устройства является то, что при испытании длинномерного элемента механизации крыла последнее деформируется (изгибается) вместе с испытываемым элементом, в результате чего невозможно производить монтажно-демонтажные работы с испытываемым элементом, которые необходимы для его осмотра и ремонта.

Известно также устройство для испытаний элементов механизации крыла самолета [2] содержащее, как и устройство, известное из патента РФ N 1522885, установленные на неподвижном основании крыло с испытываемым элементом механизации и механизм загружения, соединенный с испытываемым элементом через рычажную систему, центр вращения которой совпадает с осью вращения закрылка.

Недостатком этого устройства, как и устройства, описанного в патенте РФ N 1522885, является невозможность проведения монтажно-демонтажных работ с испытываемым длинномерным элементом механизации крыла, необходимых для его осмотра и ремонта в процессе испытаний, из-за того, что при испытании длинномерного элемента механизации последний деформируется вместе с крылом.

Задачей данного изобретения является обеспечение возможности проведения монтажно-демонтажных работ с длинномерными испытываемыми элементами механизации крыла самолета путем создания нагрузки на крыло и получения прогиба с последующей разгрузкой крыла и возвращением его в проектное положение.

Поставленная задача обеспечивается тем, что устройство для испытаний элементов механизации крыла самолета, cодержащее неподвижное основание и механизмы загружения, соединенные с соответствующими испытываемыми элементами, согласно изобретению, снабжено ложементами, жестко закрепленными на крыле самолета посредством двух балок нижней и верхней. Нижняя балка каждого ложемента шарнирно соединена с основанием через регулируемые опоры и с загружающим гидроцилиндром, соединенным также с основанием через регулируемую опору, при этом на нижних балках ложементов установлены механизмы загружения закрылка, а на верхних балках ложементов установлены механизмы загружения тормозного щитка, интерцептора и элерона.

Таким образом установка ложементов, через которые крыло подвергается нагрузке и разгрузке, позволяет обеспечить прогиб крыла до заданного значения и возвращение его в проектное положение и производить монтажно-демонтажные работы с длинномерными испытываемыми элементами механизации крыла. Установка механизмов загружения на нижних и верхних балках ложементов обеспечивает их ориентацию относительно испытываемых элементов при любом прогибе крыла, что позволяет, в свою очередь, проводить их испытания при любой загрузке крыла.

На фиг. 1 изображена принципиальная схема предложенного устройства; на фиг. 2 схема загрузки крыла в поперечном сечении; на фиг. 3 показана схема прогиба крыла и испытываемого элемента механизации.

Устройство содержит неподвижное основание 1 (фиг. 1), на котором установлен макет центроплана 2, состыкованный с крылом 3 с навешенными на него испытываемыми элементами механизации крыла закрылком 4, тормозного щитка 5, интерцептора 6 и электрона 7. По размаху крыла 3 в местах приложения нагрузки установлены ложементы, состоящие из двух балок нижней 8 и верхней 9, соединенных между собой шпильками 10 (фиг. 2), и бобышек 11, попарно опирающихся на поверхность крыла 3 по осям "в-в" и "б-б" переднего и заднего - лонжеронов перпендикулярных линий "а-а" строительной плоскости крыла. Нижняя балка 8 каждого ложемента шарнирно соединена со штоком гидроцилиндра 12. При этом корпус гидроцилиндра 12 шарнирно соединен с регулируемой опорой 13, установленной на основании 1. Кроме того, нижняя балка 8 шарнирно соединена с регулируемыми опорами 14 и 15, размещенными по обе стороны гидроцилиндра 18 и шарнирно соединенными с основанием 1. На каждой нижней балке 8 установлены устройства 16 загружения закрылка, а на каждой верхней балке 9 ложементов установлены механизмы загружения тормозного щитка 17 интерцептора 18 и электрона 19.

Устройство работает следующим образом.

Перед началом испытаний крыло 3 (фиг. 1) находится в проектном положении, что соответствует линии "О-О₁", (фиг. 3) строительной плоскости крыла (СПК), которая в точке "О" пересекается со строительной плоскостью центроплана линия "О-О₂", и с плоскостью стыка крыла с центропланом линия "О-С". (Строительная плоскость крыла, строительная плоскость центроплана и плоскость стыка крыла с центропланом перпендикулярным плоскости чертежа и при пересечении с ней образуют линии "О-О₁", "О-О₂" и "О-С". Точки I, II и III на линии "О-О₁" соответствуют узлам навески испытываемого элемента). Для обеспечения этого положения штоки гидроцилиндров 12 (фиг. 2) устанавливают в крайнее убранное положение регулирования опоры 13.

С помощью гидроцилиндров 12 через нижнюю балку 8 загружают крыло 3. В результате этого крыло 3 прогибается. Этому положению крыла соответствует линия (фиг. 3).

Крыло фиксирует в этом положении с помощью опор 14 и 15 (фиг. 2) после чего нагрузку с гидроцилиндров 12 снимают и начинают испытания элементов механизации крыла, например закрылка 4.

После окончания очередного этапа испытаний разрушения испытываемого элемента производят разгрузку крыла 3 для перевода его в проектное положение. Так как в узлах навески испытываемого закрылка 4 из-за прогиба крыла возникли нагрузки, точки навески переместились в положение I¹; II¹; III¹ (фиг. 3), т.е. так как линия СПК при прогибе крыла криволинейна, то и закрылок подвержен искривлению.

В таком положении демонтировать закрылок невозможно. Для этого с помощью гидроцилиндров 12 (фиг. 2) создают заданную нагрузку, регулируемые опоры 14 и 15 освобождают от основания 1, нагрузку с гидроцилиндров 12 снимают, в результате этого крыло 3 возвращается в проектное положение, при этом штоки гидроцилиндра 12 замыкаются на корпус и крыло 3 займет проектное положение, соответствующее линии "О-О₁" (фиг. 3) и точки I, II, III навески закрылка совпадут с ней. Таким образом нагрузка в узлах навески закрылка исчезает. После этого производят монтажно-демонтажные работы с испытываемыми элементами для проведения деффектации или ремонта их конструкции. Механизмы загружения 16, 17, 18 и 19 при всех манипуляциях остаются ориентированными относительно испытываемых элементов механизации крыла.

Использование: при проведении статических испытаний элементов механизации крыла самолета. Техническая сущность изобретения заключается в том, что устройство для испытаний элементов крыла снабжено ложементами, жестко закрепленными на крыле посредством двух балок -верхней и нижней. При этом нижняя балка каждого ложемента шарнирно соединена с основанием через регулируемые опоры и с загружающим цилиндром, соединенным с основанием через регулируемую опору. Причем на нижних балках ложементов установлены механизмы загружения закрылка, а на верхних - механизмы загружения тормозного щитка, интерцептора и элеронов. 3 ил.

Устройство для испытания элементов механизации крыла самолета, содержащее неподвижное основание и механизмы загружения, соединенные с соответствующими испытываемыми элементами, отличающееся тем, что оно снабжено ложементами, жестко закрепленными на крыле самолета посредством двух балок верхней и нижней, при этом нижняя балка каждого ложемента шарнирно соединена с основанием через регулируемые опоры и с загружающим гидроцилиндром, соединенным также с основанием через регулируемую опору, причем на нижних балках ложементов установлены механизмы загружения закрылка, а на верхних установлены механизмы загружения тормозного щитка, интерцептора и элеронов.