助力器动刚度模拟组件制造技术

本发明专利技术提供一种助力器动刚度模拟组件，该组件包括一在外力作用下能产生弹性变形的动刚度模拟件和两连接件；两所述连接件各自一端分别与所述动刚度模拟件的两受力端可拆卸连接；两所述连接件各自另一端分别用于转动连接台架支持装置和飞行器翼面试验件摇臂。本发明专利技术提供的助力器动刚度模拟组件，通过动刚度模拟件能够准确模拟飞机真实助力器的动刚度，确保翼面试验件及其支持结构的低阶固有振动模态满足精度要求；通过动刚度模拟件与连接件的可拆卸连接能实现调节翼面位置的功能，相对于现有技术大大减少了试验设备，并大幅降低了试验成本，此外，维护成本较低。

【技术实现步骤摘要】
助力器动刚度模拟组件
本专利技术涉及航空翼面结构动态疲劳试验技术，尤其涉及一种助力器动刚度模拟组件。
技术介绍
在对飞机真实翼面进行翼面动态疲劳(抖振疲劳)试验时，要获取翼面结构准确可靠的动态疲劳寿命与结构破坏模式，首先就需要保证翼面试验件的低阶固有振动频率与真实飞机翼面的固有振动频率误差≤5～8％；若在动态疲劳试验中使用助力器真件提供翼面的动刚度，除了需要使用昂贵的助力器真件之外，在试验中还需配套液压、伺服控制和供电等外围设备；这不仅大幅增加了试验成本，还需要在试验中对机电、液压等设备进行维护和修复，也大大增加了设备的维护成本。
技术实现思路
本专利技术提供一种助力器动刚度模拟组件，用于克服现有技术中的缺陷，降低飞机翼面动态疲劳试验成本和设备维护成本。本专利技术提供一种助力器动刚度模拟组件，包括一在外力作用下能产生弹性变形的动刚度模拟件和两连接件；两所述连接件各自一端分别与所述动刚度模拟件的两受力端可拆卸连接；两所述连接件各自另一端分别用于转动连接台架支持装置和飞机翼面试验件摇臂。作为上述方案的一种优选方式：所述动刚度模拟件包括一个U形单元、V形单元、N形单元、W单元和/或横置的S形单元。进一步地：所述U形单元的侧壁上分别固定有连接柱；所述连接柱与所述连接件螺纹连接。更进一步地：其中一个所述连接柱具有外螺纹，另一所述连接柱具有内螺纹；所述连接件的一端具有一螺柱段，另一端具有关节轴承安装孔；所述助力器动刚度模拟组件还包括一螺纹管；所述螺纹管一端具有与所述连接件的螺柱段配合的内螺纹；所述螺纹管另一端具有与所述连接柱上外螺纹配合的内螺纹；设在所述螺纹管内的上述两内螺纹旋向相反。优选地：与具有内螺纹的所述连接柱连接的所述连接件上具有一用于固定该连接柱的锁紧螺母。作为上述方案的另一种优选方式：所述动刚度模拟件包括至少两个U形单元；相邻两所述U形单元之间彼此靠近的侧壁通过一顶壁固定连接。进一步地：所述顶壁两端分别连接相邻两所述U形单元的开口处；每个所述顶壁与两侧临近的所述U形单元其中一个侧壁形成一个附加U形单元；所述附加U形单元的开口方向与所述U形单元的开口方向相反。本专利技术提供的助力器动刚度模拟组件，通过动刚度模拟件能够准确模拟飞机真实助力器的动刚度，确保翼面试验件的低阶固有振动模态与真实翼面模态相比满足精度要求；通过动刚度模拟件与连接件的可拆卸连接能实现调节翼面位置的功能，相对于现有技术大大减少了试验设备，并大幅降低了试验成本，此外，维护成本较低。附图说明图1为本专利技术实施例一提供的助力器动刚度模拟组件的使用状态示意图；图2a为图1中动刚度模拟件的局部剖视图；图2b为图2a的右视图；图3为图1中连接件的主视图；图4为图3中沿A-A向剖视图；图5为图3中沿B-B向剖视图；图6为图3中沿C-C向剖视图；图7为图1中锁紧螺母的主视图；图8为图7中沿D-D向剖视图；图9为图1中螺纹管的剖视图；图10为图9的左视图；图11为本专利技术实施例二提供的动刚度模拟件的结构示意图；图12为本专利技术实施例三提供的动刚度模拟件的结构示意图。具体实施方式如图1-12所示，本专利技术实施例提供一种助力器动刚度模拟组件，包括一在外力作用下能产生弹性变形的动刚度模拟件1和两连接件2；两连接件各自一端2a分别与动刚度模拟件1的两受力端1a可拆卸连接；两连接件各自另一端2b分别用于转动连接台架支持装置10和飞机翼面试验件摇臂20。本专利技术提供的助力器动刚度模拟组件，进行模拟试验时，首先将两连接件2各自的一端2a分别与动刚度模拟件1的两受力端1a可拆卸连接，完成助力器动刚度模拟件组装好，连接件2呈柱状，这里连接件2的轴线方向Y与动刚度模拟件1的拉伸弹性变形方向相同；再将其中一个连接件2的另一端2b通过关节轴承与台架支持装置10铰接；最后将另一连接件2的另一端2b也通过关节轴承23与飞机翼面试验件的摇臂20悬置端铰接，上述关节轴承23的轴线方向Y与连接件2的轴线方向X均垂直。本实施例中的动刚度模拟件可以是一U形单元、V形单元、N形单元、W单元或横置的S形单元，也可以是上述任意几个的组合，还可以是上述两个以上U形单元的组合、两个以上V形单元的组合、两个以上N形单元的组合、两个以上W单元的组合或两个以上横置的S形单元的组合，具体组合形式在此不限，只要满足能在一个方向上产生与真实助力器相同的动刚度即可，这个方向在本实施例中是横向，即两连接件2的轴向(X轴方向)，关节轴承23的轴向是纵向(Y轴方向)，参见图1及图3-6；翼面试验件30通过一转轴40与摇臂20固定连接，转轴40支撑在台架支持装置10上。翼面试验件30及其支持结构(包括摇臂20和转轴40)与真实飞机都是相同的，试验时，在翼面试验件30上施加动态载荷谱，模拟翼面试验件30的真实受载荷情况，考核翼面及其支持结构的疲劳强度，暴露结构疲劳薄弱部位和疲劳损伤关键部位，确定疲劳关键部位的裂纹形成寿命，为确定翼面及其支持结构的疲劳寿命、检查周期和维修方案提供根据；助力器动刚度模拟组件在该试验中的作用与助力器的作用相同，使得翼面试验件30的低阶固有振动模态与飞机真实翼面模态相比满足精度要求；通过动刚度模拟件与连接件的可拆卸连接能实现调节翼面位置的功能，相对于现有技术大大减少了试验设备，并大幅降低了试验成本，此外，维护成本较低。为了保证翼面试验件及其支持结构的低阶固有振动频率与真实飞机的固有振动频率之间的误差在要求的范围内，在制作助力器动刚度模拟组件设计时，需要通过多次模拟试验对动刚度模拟件的形状和厚度进行多次修正，动刚度模拟件的动刚度模拟方法是根据动力学仿真计算结果来设计动刚度模拟件的拉伸弹性变形量实现，比如动刚度模拟件具体采用一U形件，则通过对U形部位结构的形状、厚度等设计参数进行优化迭代仿真计算，得到可以模拟真实助力器不同动刚度要求的结构设计参数值，完成动刚度模拟件设计与制造。本实施例中的模拟真实助力器动刚度模拟件，已成功应用于飞机垂尾抖振动态疲劳试验，使用效果良好，大幅降低了试验成本，提高了试验效率。作为动刚度模拟件的一种实施例，如图2a、图2b所示，动刚度模拟件1包括一个U形单元。本实施例具有结构简单、易于制作的优点。作为本实施例的优选方案，如图1-10所示，U形单元的侧壁也就是受力端上分别固定有一连接柱11，参见图2a；连接柱11与连接件2螺纹连接。下面给出一种具体结构，其中一个连接柱11上具有外螺纹，另一连接柱11具有内螺纹，连接件2一端具有一螺柱段21，另一端具有用于安装关节轴承23的安装孔22，具体参见图3-6；组件还包括一螺纹管3，螺纹管3一端具有与连接件2的螺柱段21配合的第一内螺纹31，螺纹管3另一端具有与连接柱11配合的第二内螺纹32；设在螺纹管3内的第一内螺纹31与第二内螺纹32旋向相反，具体参见图9、图10，需要调节助力器动刚度模拟组件的整体长度时，旋转螺纹管3即可；另一连接柱11的内螺纹与另一连接件2的螺柱段21配合，最终通过旋在该连接件2螺柱段21上的锁紧螺母4进行锁紧，这种可拆卸连接结构在调整翼面位置时，仅需要旋转螺纹管3即可，通过调整助力器动刚度模拟组件的整体长度实现翼面位置的调整，调整到位后使用锁紧螺母4紧固，防止滑动，操作方便；并且在更换动刚度模拟件1时，松开锁紧螺母4，即可将动刚度本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种助力器动刚度模拟组件，其特征在于：包括一在外力作用下能产生弹性变形的动刚度模拟件和两连接件；两所述连接件各自一端分别与所述动刚度模拟件的两受力端可拆卸连接；两所述连接件各自另一端分别用于转动连接台架支持装置和飞机翼面试验件摇臂。

【技术特征摘要】
1.一种助力器动刚度模拟组件，其特征在于：包括一在外力作用下能产生弹性变形的动刚度模拟件和两连接件；两所述连接件各自一端分别与所述动刚度模拟件的两受力端可拆卸连接；两所述连接件各自另一端分别用于转动连接台架支持装置和飞机翼面试验件摇臂；所述动刚度模拟件包括一个U形单元、V形单元、N形单元、W单元和/或横置的S形单元。2.根据权利要求1所述的助力器动刚度模拟组件，其特征在于：所述U形单元的侧壁上分别固定有连接柱；所述连接柱与所述连接件螺纹连接。3.根据权利要求2所述的助力器动刚度模拟组件，其特征在于：其中一个所述连接柱具有外螺纹，另一所述连接柱具有内螺纹；所述连接件的一端具有一螺柱段，另一端具有关节轴承安装孔；所述助力器动刚度模拟组件还包括一螺纹管；所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：路波，金伟，余立，周世俊，郭洪涛，陈园方，闫昱，吕彬彬，寇西平，杨晓娟，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，成都飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：四川;51