飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法技术方案

本发明专利技术提供飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法，属于飞机测试技术领域。包括联合加载框架、静力加载组件、振动加载组件、气源连接元件以及控制整个系统正常运行的控制元件；在进行飞机强度测试的静力加载试验时，采用普通商用气囊在飞机翼面靠近根部位置进行静力加载，采用“气缸+气囊”的方式在飞机翼面靠近翼尖位置进行静力加载，既能保证飞机翼面上变形较小部位加载的载荷满足要求，又能减小飞机翼面上变形较大部位的附加刚度和阻尼；在进行振动加载试验时，通过设置弹性固定装置，减少激振台对飞机翼面结构附加过多质量，有效规避因为激振力过大造成振动失常的安全隐患，且不会影响激振台的工作效率和制造成本。成本。成本。

【技术实现步骤摘要】
飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法


[0001]本专利技术属于飞机测试
，具体是飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法。

技术介绍

[0002]飞机结构，特别是一些特定的翼面部件，如鸭翼、垂尾、平尾等结构，在使用过程中始终处于振动环境之中，飞机结构在承受静载的同时也始终承受着不同的振动载荷，使飞机结构产生振动响应，当这类响应过度就会引起飞机结构的振动疲劳损伤，继而产生破坏，而且，这种联合作用会加速破坏并出现新的破坏形式。结构振动疲劳问题不仅严重影响了飞机的研制周期，也严重影响了飞机的出勤率，增加了维护成本，也降低了飞机的安全性、可靠性，削弱了部队战斗力。
[0003]所以，对于飞机典型的翼面结构，为了真实再现气动压力载荷和振动载荷联合作用下飞机结构的动态响应特性，为了用试验的方法更准确地确定飞机结构部件在两种环境联合作用下的使用寿命，有必要对其进行静载叠加振动载荷试验，为飞机强度设计及飞机强度测试提供试验依据，以保障新型战机的战斗力和可靠性。
[0004]在飞机强度测试的翼面静载叠加振动载荷试验中，激振设备一般与试验件通过夹具连接，这种连接方式会将夹具和振动台动圈的质量完全附加在试验件上，造成试验件动特性的改变。传统的静力加载一般都通过弹性元件橡皮绳加载，这种加载方式不会限制振动引起的结构位移，也尽量减少了加载系统对结构的附加刚度和阻尼，但是，对于一些要求较高的试验部件，如飞机翼面尖端部分的静载加载，这种加载方式还是会附加过多的刚度和质量，导致其固有频率和振型不能接受的改变；另外，对于飞机的典型翼面结构，由于其在静载加载过程中，会发生较大的变形，导致一般的振动台或者激振设备无法正常垂直激振，翼面尖端结构的静载加载也由于相同的问题无法采用传统的静载加载方式。

技术实现思路

[0005]针对上述存在的问题，本专利技术提供了飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统及方法。
[0006]本专利技术的技术方案是：飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，包括联合加载框架、静力加载组件、振动加载组件、气源连接元件以及控制整个系统正常运行的控制元件；所述联合加载框架上设有用于安装所述静力加载组件和振动加载组件的安装件；静力加载组件包括两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近根部位置处进行静力加载的第一加载气囊、两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近翼尖位置处进行静力加载的第二加载气囊，所述第二加载气囊一侧设有通过所述安装件与联合加载框架连接的加载气缸，所述第一加载气囊和第二加载气囊上靠近飞机翼面一侧侧壁设有硅橡胶保护圈；
所述振动加载组件包括通过弹性固定装置与安装件连接的激振台、与所述激振台连接的激振联接部件以及设于所述激振联接部件上远离激振台一侧的负压吸盘，所述激振联接部件包括与激振台连接的安装座、与所述安装座连接的激振杆，所述负压吸盘与激振杆另一侧连接；所述气源连接元件包括通过气路连接管与第一加载气囊、第二加载气囊以及加载气缸连通的蓄压池、用于监测第一加载气囊和第二加载气囊的加载与卸载的气压传感器；所述控制元件包括与静力加载组件电性连接的静力加载控制器、与振动加载组件电性连接的MIMO控制器、设于激振杆处且用于控制激振力大小的压力传感器、设于联合加载框架上且用于测量联合加载框架与飞机翼面的相对位置的第一位移传感器、设于加载气缸处且用于控制加载气缸的伸缩量的第二位移传感器。
[0007]进一步地，所述安装件包括呈网格状分布于所述联合加载框架前后两侧侧壁且与外部连通的调节滑动口、可在所述调节滑动口内移动的工形调节安装件，所述工形调节安装件包括垂直贯穿调节滑动口的移动调节主杆、对称分布于联合加载框架前后两侧且分别与所述移动调节主杆两端连接的调节安装板，调节滑动口内壁均匀设有多个插接口，移动调节主杆侧壁上设有一一对应插接至所述插接口内的电动伸缩插杆，所述静力加载组件和振动加载组件与位于联合加载框架前侧的调节安装板连接，位于联合加载框架后侧的调节安装板通过外部驱动设备移动，当需要调节静力加载组件和振动加载组件的安装位置时，通过外部驱动设备使位于联合加载框架后侧的调节安装板在调节滑动口内滑动，同时，整个工形调节安装件也会在调节滑动口内滑动，当调节至需要安装的位置时，启动移动调节主杆侧壁的电动伸缩插杆延伸，并插入安装位置处的对应插接口内，完成整个工形调节安装件的固定，然后，再将静力加载组件和振动加载组件安装在位于联合加载框架前侧的调节安装板上，通过上述过程，可调节静力加载和振动加载的位置，使飞机翼面不同加载点都可加载载荷，满足试验要求。
[0008]更进一步地，所述联合加载框架后侧壁设有金属片，位于联合加载框架后侧的调节安装板侧壁设有与所述金属片相对分布的电磁吸盘，当完成整个工形调节安装件的固定后，可向电磁吸盘通电，使电磁吸盘与安装位置处的金属片吸附，进一步增加工形调节安装件的安装稳定性，也就是增加了静力加载组件和振动加载组件的安装稳定性，使装置运行更加可靠。
[0009]进一步地，所述激振杆与安装座之间以及激振杆与负压吸盘之间均通过关节轴承连接，目的是为了最大程度的减小振动加载组件对飞机翼面动特性的影响，实现飞机翼面的垂直激振。
[0010]进一步地，所述弹性固定装置包括与安装件连接的固定连接框、位于所述固定连接框上端且四角处分别与固定连接框通过阻尼支杆连接的移动连接框、设于所述移动连接框与固定连接框之间的多个空气弹簧，所述激振台固定安装于移动连接框侧壁上，通过设于固定连接框和移动连接框之间的空气弹簧，对激振台进行弹性支撑，以此减少激振台对飞机翼面结构附加过多质量，通过阻尼支杆对激振台产生的激振力进行微量缓冲，有效规避因为激振力过大造成振动失常的安全隐患，且不会影响激振台的工作效率和制造成本。
[0011]更进一步地，所述移动连接框侧面设有安装槽，所述安装槽内设有卡接件，所述卡接件包括底端贯穿所述安装槽侧壁并延伸至安装槽内部的调节螺栓、设于所述调节螺栓位
于安装槽内部一端的端面上的抵接块，各个所述抵接块表面设有防滑软垫，通过旋拧各个调节螺栓使对应的抵接块靠近激振台，并将激振台卡接在各个抵接块之间，通过防滑软垫可增加抵接块与激振台之间的摩擦力，使激振台固定更加牢靠。
[0012]进一步地，所述负压吸盘包括与激振杆连接的安装部、一侧插接于所述安装部内并与外部负压源连接且外部套设有褶皱软套的负压弹性管、卡接在所述负压弹性管另一侧的负压吸盘主体，所述负压吸盘主体侧壁安装有负压吸板，所述负压吸板上沿圆心由内至外设有半径依次增大的多个软胶密封圈，每个所述软胶密封圈上均匀设有多个负压孔，当对飞机翼面进行静力加载和振动加载时，飞机翼面由于受到外力而变形，使负压吸盘主体与飞机翼面容易脱离，通过褶皱软套和负压弹性管的设置，使负压吸盘主体会随飞机翼面的变形而移动，增加两者接触的牢靠性。
[0013]更进一步地，位于同一所述软胶密封圈上的负压孔的孔径相等，且半径依次增大的各个软胶密封圈上对应的负压孔的孔径也依次增大，通过在负压吸板的边沿处设置尺寸大的负本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，包括联合加载框架（1）、静力加载组件（2）、振动加载组件（3）、气源连接元件（4）以及控制整个系统正常运行的控制元件（5）；所述联合加载框架（1）上设有用于安装所述静力加载组件（2）和振动加载组件（3）的安装件（10）；静力加载组件（2）包括两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近根部位置处进行静力加载的第一加载气囊（20）、两组分别位于飞机翼面两侧并对飞机翼面靠近翼尖位置处进行静力加载的第二加载气囊（21），所述第二加载气囊（21）一侧设有通过所述安装件（10）与联合加载框架（1）连接的加载气缸（22），所述第一加载气囊（20）和第二加载气囊（21）上靠近飞机翼面一侧侧壁设有硅橡胶保护圈（210）；所述振动加载组件（3）包括通过弹性固定装置（300）与安装件（10）连接的激振台（30）、与所述激振台（30）连接的激振联接部件（31）以及设于所述激振联接部件（31）上远离激振台（30）一侧的负压吸盘（32），所述激振联接部件（31）包括与激振台（30）连接的安装座（310）、与所述安装座（310）连接的激振杆（311），所述负压吸盘（32）与激振杆（311）另一侧连接；所述气源连接元件（4）包括通过气路连接管与第一加载气囊（20）、第二加载气囊（21）以及加载气缸（22）连通的蓄压池（40）、用于监测第一加载气囊（20）和第二加载气囊（21）的加载与卸载的气压传感器（41）；所述控制元件（5）包括与静力加载组件（2）电性连接的静力加载控制器（50）、与振动加载组件（3）电性连接的MIMO控制器（51）、设于激振杆（311）处且用于控制激振力大小的压力传感器（52）、设于联合加载框架（1）上且用于测量联合加载框架（1）与飞机翼面的相对位置的第一位移传感器（53）、设于加载气缸（22）处且用于控制加载气缸（22）的伸缩量的第二位移传感器（54）。2.根据权利要求1所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，所述安装件（10）包括呈网格状分布于所述联合加载框架（1）前后两侧侧壁且与外部连通的调节滑动口（12）、可在所述调节滑动口（12）内移动的工形调节安装件（13），所述工形调节安装件（13）包括垂直贯穿调节滑动口（12）的移动调节主杆（130）、对称分布于联合加载框架（1）前后两侧且分别与所述移动调节主杆（130）两端连接的调节安装板（131），调节滑动口（12）内壁均匀设有多个插接口（120），移动调节主杆（130）侧壁上设有一一对应插接至所述插接口（120）内的电动伸缩插杆（132），所述静力加载组件（2）和振动加载组件（3）与位于联合加载框架（1）前侧的调节安装板（131）连接，位于联合加载框架（1）后侧的调节安装板（131）通过外部驱动设备移动。3.根据权利要求2所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，所述联合加载框架（1）后侧壁设有金属片（14），位于联合加载框架（1）后侧的调节安装板（131）侧壁设有与所述金属片（14）相对分布的电磁吸盘（15）。4.根据权利要求1所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征在于，所述激振杆（311）与安装座（310）之间以及激振杆（311）与负压吸盘（32）之间均通过关节轴承（312）连接。5.根据权利要求1所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合加载系统，其特征
在于，所述弹性固定装置（300）包括与安装件（10）连接的固定连接框（301）、位于所述固定连接框（301）上端且四角处分别与固定连接框（301）通过阻尼支杆（302）连接的移动连接框（303）、设于所述移动连接框（303）与固定连接框（301）之间的多个空气弹簧（304），所述激振台（30）固定安装于移动连接框（303）侧壁上。6.根据权利要求5所述的飞机强度测试用飞机翼面静力与振动联合...

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