飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法技术方案

本发明专利技术提供了飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法，属于飞机测试技术领域。包括支撑主体、气缸、与气缸远离支撑主体一侧连接的固定支撑气囊、为气缸和固定支撑气囊提供气源的气源连接元件、气动控制元件；通过自身质量轻、刚度小的固定支撑气囊对飞机翼面尖端位置进行静力加载，该固定支撑气囊对飞机翼面自身特性的影响和损伤小，不会过多的改变飞机结构的动态特性，通过气缸完成大行程加载的作用，增加了整体的容积，即减小了装置整体对飞机翼面的附加刚度和阻尼，尽可能真实的还原飞机实际飞行时结构的载荷谱，更加贴合飞机翼面尖端部位变形后的静力加载。翼面尖端部位变形后的静力加载。翼面尖端部位变形后的静力加载。

【技术实现步骤摘要】
飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法


[0001]本专利技术属于飞机测试
，具体是飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法。

技术介绍

[0002]飞机强度测试中，需要对飞机进行振动环境与静力载荷联合加载试验，在该试验中，静力加载装置不能限制结构由于振动产生的位移，并尽量减小加载装置对部件的附加刚度和阻尼，所以静力必须通过弹性加载元件进行模拟。按照飞机结构真实受载情况，静力载荷可以分为集中载荷、均布载荷和分布载荷，一般通过橡皮绳或者其它柔性加载装置进行模拟。
[0003]飞机结构中，有一些特定的悬臂梁结构，如鸭翼、全动垂尾、全动平尾等，在振动叠加气动静载环境中，有非常大的动响应。所以针对这些特定的飞机结构，振动叠加静载试验是必须进行的。然而，试验中由于载荷的加载，此类结构的翼尖或者靠近翼尖的部分非常容易产生变形，这就导致此部分结构静力载荷难以加载。

技术实现思路

[0004]针对上述存在的问题，本专利技术提供了一种飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法。
[0005]本专利技术的技术本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，包括支撑主体（1）、用于完成大行程加载且一侧与所述支撑主体（1）连接的气缸（2）、与所述气缸（2）远离支撑主体（1）一侧连接且连接处设有连接件（20）的固定支撑气囊（3）、为气缸（2）和所述固定支撑气囊（3）提供气源的气源连接元件（4）、控制整个系统正常运行的气动控制元件（5）；所述气缸（2）侧壁且靠近固定支撑气囊（3）一侧设有用于测量气缸（2）的伸出距离的位移传感器（21），气缸（2）与所述连接件（20）之间设有用于测量静力载荷的载荷传感器（22）；所述连接件（20）包括与气缸（2）连接的连接主体（200）、设于所述连接主体（200）上且靠近固定支撑气囊（3）一侧的通气筒（201）、与连接主体（200）螺纹连接且可将所述通气筒（201）容纳其中的安装盘（202），所述安装盘（202）是由多个半径依次减小的安装环（203）同轴设置而成，且通气筒（201）远离连接主体（200）一侧贯穿安装盘（202）的圆心；固定支撑气囊（3）一端与安装环（203）螺纹连接，另一端侧壁上设有保护垫（30），所述保护垫（30）包括硅橡胶保护圈（31）、沿周向设于所述硅橡胶保护圈（31）外壁的卡接槽（32）、设于所述卡接槽（32）内的固定圈（33），固定支撑气囊（3）与外部气路连接管连接处设有用于检测其气密性的漏气检测元件（34）；所述气源连接元件（4）包括通过气路连接管与连接主体（200）连通且为气缸（2）和固定支撑气囊（3）提供气源的蓄压池（40）、用于监测固定支撑气囊（3）的加载与卸载的气压传感器（41）。2.根据权利要求1所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，所述气缸（2）与支撑主体（1）连接处设有气缸支撑元件（23），所述气缸支撑元件（23）包括设于支撑主体（1）上且对称分布于气缸（2）上下两侧的两个加固调节柱（230）、与所述加固调节柱（230）内壁螺纹连接的螺纹调节杆（231）、相对设置且通过滑动套（2320）与对应螺纹调节杆（231）外壁螺纹连接的两个夹持杆（232）、设于所述夹持杆（232）上且用于夹持气缸（2）外壁的夹持固定爪（233），两个加固调节柱（230）侧壁分别设有条形移动口（2300），且两个条形移动口（2300）相对分布，所述夹持杆（232）可在对应的条形移动口（2300）内左右移动。3.根据权利要求2所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，每个所述加固调节柱（230）上均设有辅助加固杆（2301），所述夹持杆（232）的长度可调节。4.根据权利要求1所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，所述漏气检测元件（34）包括设于气路连接管与连接件（20）连接处的气压调节阀（340）、设于气路连接管外部的漏气检测盒（341）、设于漏气检测盒（341）外壁的第一报警器（342），所述漏气检测盒（341）内壁设有限位抵接板（3410），所述限位抵接板（3410）中心处设有限位抵接口（3411），限位抵接板（3410）将漏气检测盒（341）内部由上至下分为触发腔（3412）和加压腔（3413），所述触发腔（3412）内放置有气浮球（3414），所述气浮球（3414）的直径大于限位抵接口（3411）的直径，触发腔（3412）内且位于限位抵接板（3410）上端处设有安装板（3415），且所述安装板（3415）底端通过弹簧（3416）连接有触发板（3417），所述触发板（3417）上端设有与第一...

【专利技术属性】
技术研发人员：李益萱，王彬文，李凯翔，黄文超，潘凯，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：