一种航天筒壳轴压实验加载工装系统的制作方法
【专利摘要】本发明属于航空航天结构主承力构件实验工装设计领域，提供一种航天筒壳轴压实验加载工装系统。该实验工装系统主要包括工装底座、工装底座转接框、双向作动器、近似刚性连接柱、力传感器、限位块、加载帽及实验转接环等。该工装系统原理简单，加载控制简便，结构紧凑，占用空间小，加载系统与测量系统相互独立，并最大限度地保证了测量空间。该工装系统简单地通过安装顺序的变动便能实现轴压和轴拉工况间的转变。该工装系统充分保证了载荷分布均匀性与精确性。
【专利说明】
一种航天筒壳轴压实验加载工装系统
技术领域
[0001]本发明涉及航空航天结构主承力构件实验工装设计领域，提出一种航天筒壳轴压实验加载工装系统。
【背景技术】
[0002]我国正在加紧论证研制芯级直径8.5米、运载能力百吨级的重型运载火箭。重型运载火箭跨越提升的起飞推力，致使网格加筋壁板面临承受巨大轴压载荷的高力学服役性能需求，壁板承载力对初始几何缺陷更加敏感，这导致结构实际承载力要比基于完美模型预测的结构承载力小得多，该特性由远小于I的折减因子描述。传统结构减重设计方法中仅依赖中小直径实验数据外插或经验预测折减因子，既加大设计风险，也不利于结构减重。因此，可信地确定折减因子的新方法理论亟需理论突破。
[0003]可喜的是一种高可靠度的折减因子确定新方法刚被提出，但是还需要对其进行必要的一系列的实验验证。另一方面，不仅在运载火箭领域，实验验证、校核在导弹部段刚度和强度的结构设计过程中也是必不可少的重要环节。针对以上弹箭实验工况，实验载荷通过实验工装传递到待校核的弹箭体部段上，形成实验载荷分布。结构设计过程中，待校核的弹箭体部段结构地对称性显著，轴向载荷工况下结构变形一般满足平截面假设，因此可以认为轴压载荷均匀分配在结构边界上。传统轴压实验工装结构复杂，需要控制多点加载，操作难度很高，难以满足多功能(工况)、便捷实验的要求。
[0004]为了能够解决亟需的折减因子新方法的实验验证，加快大芯级重型运载火箭及相关导弹的论证研制进度，满足我国弹箭体部段主承力结构设计实验校核需求，并且保证筒壳结构在轴向拉伸和轴向压缩两种载荷工况下实验的准确性和可靠性，必须要设计一种航天筒壳轴压实验加载工装系统。
【发明内容】
[0005]本发明主要解决我国弹箭体部段主承力结构静力学强度、刚度校核实验轴向加载和亟需的折减因子新方法的实验验证问题，提出一种航天筒壳轴压实验加载工装系统，实现筒壳轴压、轴拉实验轴向载荷精确加载的目的。
[0006]为实现上述目的，本发明采用的技术方案是:
[0007]—种航天筒壳轴压实验加载工装系统，主要包括工装底座1、工装底座转接框2、双向作动器3、连接柱4、辐式力传感器或限位块5、加载帽6、实验转接环7和实验件8。
[0008]所述的工装底座I放置于平整地面上，所述的双向作动器3下端面固定连接在工装底座I上，圆筒状的工装底座转接框2套接在工装底座I上。所述的工装底座转接框2的下端面与工装底座I上端面固定连接，工装底座转接框2的上端面与端面平整度较高的实验转接环7的下端面固定连接，实验转接环7上端面与实验件8下端面固定连接;所述的实验件8上端面与另一个实验转接环7的下端面固定连接，该实验转接环7的上端面与中心开孔的加载帽6连接。
[0009]所述的双向作动器3下端面固定在工装底座I上。所述的强度、刚度均满足实验要求的近似刚性的连接柱4穿过加载帽6的中心开孔，下端与双向作动器3上端的加载端固定连接。
[0010]所述的连接柱4在加载帽6中心开孔的上下两侧分别与辐式力传感器或限位块5通过螺纹连接;传感器或限位块5在连接柱4上的组合方式有三种:I)所述的辐式力传感器位于加载帽6的上侧，限位块位于加载帽的下侧，两者将加载帽6固定，用于进行轴压工况实验。辐式力传感器用于固定加载帽6，并测量输出实验时的轴向载荷值，限位块用于固定加载帽6。2)所述的辐式力传感器位于加载帽6的下侧，限位块位于加载帽的上侧，两者将加载帽6固定，用于进行轴拉工况实验。3)所述的辐式力传感器位于加载帽6的上侧，另一个辐式力传感器位于加载帽的下侧，两者将加载帽6固定，用于进行轴拉轴压实验。
[0011]其中，该工装系统的各部分组件的主要尺寸均依据试件具体尺寸严格设定、各端面均经过精加工，使得组件间稳固连接、精确配合以充分确保加载的正确性。该工装系统的各部分组件间有多种连接方式，包括但不限于螺栓连接。
[0012]本发明提供的一种航天筒壳轴压实验加载工装系统，针对弹箭主承力结构静力学强度、刚度校核轴向加载实验和折减因子新方法的实验验证问题而提出。该工装系统原理简单，加载控制简便，结构紧凑，占用空间小，加载系统与测量系统相互独立，并最大限度地保证了测量空间。该工装系统简单地通过安装顺序的变动便能实现轴压和轴拉工况间的转变。本发明十分有望成为我国运载火箭、导弹设计等航空航天领域筒壳结构工装系统的设计方案。
【附图说明】
[0013]图1为本发明一种航天筒壳轴压实验加载工装系统。
[0014]图2为辐式力传感器或限位块与近似刚性连接柱连接部位的局部放大图。
[0015]图中:1工装底座;2工装底座转接框;3双向作动器;4连接柱;5辐式力传感器或限位块;6加载帽;7实验转接环;8实验件。
【具体实施方式】
[0016]本发明的核心思想在于，采用一种航天筒壳轴压实验加载工装系统，实现筒壳轴压实验轴压载荷精确加载的目的。
[0017]图2为辐式力传感器或限位块与近似刚性连接柱连接部位的局部放大图，参考图1，本发明提供的一种航天筒壳轴压实验加载工装系统主要包括工装底座1、工装底座转接框2、双向作动器3、表面带有螺纹的近似刚性的连接柱4、辐式力传感器或限位块5、加载帽
6、实验转接环7和实验件8。
[0018]所述的工装底座I放置于平整地面上，双向作动器3下端面与工装底座I通过高强螺栓连接后，圆筒状的工装底座转接框2套接在工装底座I上。工装底座转接框2的下端面与工装底座I上端面固定连接，工装底座转接框2的上端面与端面平整度较高的实验转接环7的下端面通过高强螺栓固定连接，实验转接环7上端面与实验件8下端面通过高强螺栓固定连接;所述的实验件8上端面与另一个实验转接环7的下端面固定连接，该实验转接环7的上端面与中心开孔的加载帽6通过螺栓连接。
[0019]双向作动器3上端的加载端与强度、刚度均满足实验要求的近似刚性的连接柱连接，连接柱4穿过加载帽6的中心开孔，中心开孔的上下两侧分别与辐式力传感器或限位块5通过螺纹连接;传感器或限位块5在近似刚性连接柱4上的组合方式有三种:I)所述的辐式力传感器位于加载帽6的上侧，限位块位于加载帽的下侧，两者将加载帽6固定，用于进行轴压工况实验。辐式力传感器用于固定加载帽6，并测量输出实验时的轴向载荷值，限位块用于固定加载帽6。2)所述的辐式力传感器位于加载帽6的下侧，限位块位于加载帽的上侧，两者将加载帽6固定，用于进行轴拉工况实验。3)所述的辐式力传感器位于加载帽6的上侧，另一个辐式力传感器位于加载帽的下侧，两者将加载帽6固定，用于进行轴拉轴压实验。
[0020]其中，该工装的各部分组件的主要尺寸均依据试件具体尺寸严格设定、各端面均经过精加工，使得组件间稳固连接、精确配合以充分确保加载的正确性。
【主权项】
1.一种航天筒壳轴压实验加载工装系统，其特征在于，所述的航天筒壳轴压实验加载工装系统包括工装底座(I)、工装底座转接框(2)、双向作动器(3)、连接柱(4)、辐式力传感器或限位块(5)、加载帽(6)、实验转接环(7)和实验件(8); 所述的工装底座(I)放置于平整地面上，所述的双向作动器(3)下端面固定连接在工装底座(I)上，圆筒状的工装底座转接框(2)套接在工装底座(I)上;所述的工装底座转接框(2)的下端面与工装底座(I)固定连接，工装底座转接框(2)的上端面与实验转接环(7)的下端面固定连接，实验转接环(7)上端面与实验件(8)下端面固定连接;所述的实验件(8)上端面与另一个实验转接环(7)的下端面固定连接，该实验转接环(7)的上端面与中心开孔的加载帽(6)连接； 所述的表面带有螺纹的连接柱(4)穿过加载帽(6)的中心开孔，下端与双向作动器(3)上端的加载端固定连接； 所述的连接柱(4)在加载帽(6)中心开孔的上下两侧分别与辐式力传感器或限位块(5)通过螺纹连接;所述的传感器或限位块(5)在连接柱(4)上的组合方式有三种:I)所述的辐式力传感器位于加载帽(6)的上侧，限位块位于加载帽(6)下侧，两者将加载帽(6)固定，用于进行轴压工况实验，并通过辐式力传感器量输出实验时的轴向载荷值;2)所述的辐式力传感器位于加载帽(6)的下侧，限位块位于加载帽的上侧，两者将加载帽(6)固定，用于进行轴拉工况实验;3)所述的辐式力传感器位于加载帽(6)的上侧，另一个辐式力传感器位于加载帽的下侧，两者将加载帽(6)固定，用于进行轴拉轴压实验。
【文档编号】G09B25/02GK106057059SQ201610633264
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年8月5日 公开号201610633264.X, CN 106057059 A, CN 106057059A, CN 201610633264, CN-A-106057059, CN106057059 A, CN106057059A, CN201610633264, CN201610633264.X
【发明人】王博, 朱时洋, 郝鹏, 毕祥军, 任明法, 杜凯繁, 张希, 黄诚, 王斌
【申请人】大连理工大学