本发明专利技术提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法，该飞行器蒙皮静态力加载装置包括：外框、测力传感器、弹性部件和静态力施加组件；外框具有容纳腔，飞行器蒙皮置于容纳腔内，飞行器蒙皮的一端与外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，测力传感器用于测量飞行器蒙皮受到的静态力大小；弹性部件分别与测力传感器和静态力施加组件连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。应用本发明专利技术的技术方案，能够解决现有技术中无法对飞行器蒙皮进行独立的静态力加载的技术问题。技术问题。技术问题。
【技术实现步骤摘要】
飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法
[0001]本专利技术涉及飞行器多场耦合下的结构动强度试验验证
，尤其涉及一种飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法。
技术介绍
[0002]在飞行器高速飞行中，钛合金蒙皮结构表面同时作用有气动力、气动热和气动噪声载荷，在三种载荷共同作用下，对于重要的受力传力、涉及飞行安全的蒙皮结构，尤其是金属薄壁蒙皮结构，存在复杂的动强度失效风险，这种复杂的动强度问题目前工程上没有成熟可靠的分析方法。而且，在同时对蒙皮结构进行力、热和噪声载荷联合试验时，由于对蒙皮结构进行噪声测试的设备空间有限，同时还需要对蒙皮进行加热，因此无法采用常规的力加载设备，如作动筒加载设备等对蒙皮进行静态力的加载。
技术实现思路
[0003]本专利技术旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。
[0004]根据本专利技术的一方面，提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置，该飞行器蒙皮静态力加载装置包括：外框、测力传感器、弹性部件和静态力施加组件；外框具有容纳腔，飞行器蒙皮置于容纳腔内，飞行器蒙皮的一端与外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，测力传感器用于测量飞行器蒙皮受到的静态力大小；弹性部件分别与测力传感器和静态力施加组件连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。
[0005]进一步地，弹性部件为碟簧。
[0006]进一步地，静态力施加组件包括压板和若干紧固件，压板与弹性部件连接，紧固件分别与压板和外框连接，紧固件用于调整压板与飞行器蒙皮之间的距离。
[0007]进一步地，紧固件为螺栓，压板和外框均设置有与螺栓相匹配的螺纹孔。
[0008]根据本专利技术的另一方面，提供了一种飞行器蒙皮结构动强度试验方法，该飞行器蒙皮结构动强度试验方法包括：将飞行器蒙皮的一端与如上所述的飞行器蒙皮静态力加载装置的外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器与飞行器蒙皮连接；根据测力传感器的输出值调整静态力施加组件使得飞行器蒙皮受到的静态力达到预设值；将飞行器蒙皮静态力加载装置和飞行器蒙皮安装至噪声设备中；在噪声设备外安装加热设备；控制噪声设备和加热设备分别按照预设噪声控制曲线和温度载荷控制曲线进行蒙皮动强度试验。
[0009]进一步地，在将飞行器蒙皮安装在飞行器蒙皮静态力加载装置之前，飞行器蒙皮结构动强度试验方法还包括：对飞行器蒙皮进行仿真分析以获取飞行器蒙皮所受静态力的预设值和静态力加载点位置。
[0010]进一步地，加热设备与飞行器蒙皮的表面平行设置。
[0011]进一步地，通过测量系统控制噪声设备和加热设备分别按照预设噪声控制曲线和
温度载荷控制曲线进行蒙皮动强度试验。
[0012]进一步地，在噪声设备外安装加热设备后，飞行器蒙皮结构动强度试验方法还包括：对测量系统、噪声设备和加热设备进行调试和预试。
[0013]应用本专利技术的技术方案，提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法，该飞行器蒙皮静态力加载装置利用静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。本专利技术的飞行器蒙皮静态力加载装置为独立加载装置，能够满足飞行器蒙皮多场耦合试验的需求。与现有技术相比，本专利技术的技术方案能够解决现有技术中无法对飞行器蒙皮进行独立的静态力加载的技术问题。
附图说明
[0014]所包括的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本专利技术的实施例，并与文字描述一起来阐释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0015]图1示出了根据本专利技术的具体实施例提供的飞行器蒙皮静态力加载装置的结构示意图；
[0016]图2示出了根据本专利技术的具体实施例提供的飞行器蒙皮的结构示意图。
[0017]其中，上述附图包括以下附图标记：
[0018]1、外框；2、测力传感器；3、弹性部件；4、压板；5、紧固件；6、飞行器蒙皮。
具体实施方式
[0019]需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本专利技术及其应用或使用的任何限制。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。
[0020]需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
[0021]除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本专利技术的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
[0022]如图1和2所示，根据本专利技术的具体实施例提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置，该飞行器蒙皮静态力加载装置包括：外框、测力传感器、弹性部件和静态力施加组件；外框具有容纳腔，飞行器蒙皮置于容纳腔内，飞行器蒙皮的一端与外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，测力传感器用于测量飞行器蒙皮受到的静态力大小；弹性部件分别与测力传感器和静态力施加组件连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。
[0023]应用此种配置方式，提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置，该飞行器蒙皮静态力加载装置利用静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。本专利技术的飞行器蒙皮静态力加载装置为独立加载装置，能够满足飞行器蒙皮多场耦合试验的需求。与现有技术相比，本专利技术的技术方案能够解决现有技术中无法对飞行器蒙皮进行独立的静态力加载的技术问题。
[0024]进一步地，在本专利技术中，为了满足对飞行器蒙皮高强度静态力的施加，可配置弹性部件为碟簧。在本专利技术中，可根据仿真获取的静态力的大小设置碟簧的尺寸和组数，使得静态力施加组件通过本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种飞行器蒙皮静态力加载装置，其特征在于，所述飞行器蒙皮静态力加载装置包括：外框、测力传感器、弹性部件和静态力施加组件；所述外框具有容纳腔，飞行器蒙皮置于所述容纳腔内，所述飞行器蒙皮的一端与所述外框的内侧固定连接，与所述飞行器蒙皮的一端相对的另一端与所述测力传感器连接，所述测力传感器用于测量飞行器蒙皮受到的静态力大小；所述弹性部件分别与所述测力传感器和所述静态力施加组件连接，所述静态力施加组件通过所述弹性部件和所述测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。2.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮静态力加载装置，其特征在于，所述弹性部件为碟簧。3.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮静态力加载装置，其特征在于，所述静态力施加组件包括压板和若干紧固件，所述压板与所述弹性部件连接，所述紧固件分别与所述压板和所述外框连接，所述紧固件用于调整所述压板与飞行器蒙皮之间的距离。4.根据权利要求3所述的飞行器蒙皮静态力加载装置，其特征在于，所述紧固件为螺栓，所述压板和所述外框均设置有与所述螺栓相匹配的螺纹孔。5.一种飞行器蒙皮结构动强度试验方法，其特征在于，所述飞行器蒙皮结构动强度试验方法包括：将飞行器蒙皮的一端与如权利要求1至4中任一项所述的飞行器蒙皮静态力加载装置的外框的内侧固定连接，与飞行...
【专利技术属性】
技术研发人员：王军，肖登红，赵勇博，金亮，刘海涛，
申请(专利权)人：北京机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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