用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法技术方案

本发明专利技术提供用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法，属于飞机测试技术领域。包括试验安装主体、供气组件、外来物加速组件、综合控制组件，所述试验安装主体内放置有飞机测试主体，外来物加速组件包括与试验安装主体相对分布且向飞机测试主体发射接触式外来物的固体加速气炮机、发射非接触式外来物的激光照射器；本发明专利技术通过供气组件为飞机测试主体提供气流场，通过固体加速气炮机对飞机测试主体进行接触式外来物毁伤模拟，通过激光照射器进行非接触式外来物毁伤模拟，通过上述部件的相互配合，提高了试验与真实运行环境之间的一致性，弥补了国内在飞机结构外来物毁伤模拟中不考虑气流场的影响的空白，具有广阔的应用前景。景。景。

Aircraft damage test simulation system and method for aircraft strength test

【技术实现步骤摘要】
用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法


[0001]本专利技术属于飞机测试
，具体是用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法。

技术介绍

[0002]对于飞机、高铁等平台，在高速运行过程中，可能面临冰雹、飞鸟、跑道碎石等外来离散源的接触撞击毁伤和高能激光等的非接触毁伤。同时，其外部蒙皮/结构也处于空气气流高速运动的环境，需要承受相应的气动力。
[0003]因此，在评价飞机结构抗接触/非接触毁伤能力的测试中，必须模拟真实的载荷环境，有必要考虑气流场的影响，这样得到的结论才更能体现出结构的真实承载能力。
[0004]目前，国内在飞机强度测试
，尤其是飞机结构外来物毁伤模拟中，几乎没有考虑气流场的影响。例如冰雹对结构的毁伤，当无风状态下，冰雹基本以一定速度垂直下降，飞机/高铁则垂直于冰雹的运动方向，并因其高速运动导致外部蒙皮/结构附近空气存在一定的速度场，该速度场的存在对冰雹与外部蒙皮/结构的最终接触（包括角度和速度等）有较大影响，而目前的实验研究中，仅考虑外部蒙皮/结构与冰雹之间的相对速度，未考虑气流速度场的影响，因此，亟需一种考虑气流影响的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法。

技术实现思路

[0005]针对上述存在的问题，本专利技术提供了考虑气流影响的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法。
[0006]本专利技术的技术方案是：用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，包括试验安装主体、供气组件、外来物加速组件、综合控制组件，所述试验安装主体内放置有飞机测试主体；试验安装主体左右两侧侧壁分别设有进气口、第一出气口，试验安装主体后侧设有用于放置飞机测试主体的开关壁板，所述第一出气口处设有防护收集箱，所述防护收集箱内上下两侧交错分布有多个阻流网盘，防护收集箱底端设有多个集料口，防护收集箱上远离第一出气口端设有第二出气口；所述试验安装主体底端设有转动凹口，所述转动凹口内设有转动组件，所述飞机测试主体放置于所述转动组件上，试验安装主体内壁设有多个可与飞机测试主体外壁接触的抵接固定头，通过转动组件的转动来调节飞机测试主体的角度，以便对其不同部位进行毁伤试验模拟，通过各个方向的抵接固定头对飞机测试主体的侧壁进行抵接固定，避免其产生误动，影响飞机毁伤试验的精准度；所述供气组件包括高压气罐、大通量气动阀、气流速度测量装置、设于进气口处的气流入口箱，所述气流入口箱内设有贯穿气流入口箱左右两侧且沿气流方向开口依次减小的聚流罩，所述高压气罐通过连接管与气流入口箱连通，所述大通量气动阀和气流速度测
量装置设于高压气罐与气流入口箱之间的连接管上；所述外来物加速组件包括与试验安装主体相对分布且向飞机测试主体发射接触式外来物的固体加速气炮机、向飞机测试主体发射非接触式外来物的激光照射器；所述综合控制组件包括控制各个电气元件正常运行的控制器、与所述控制器电性连接的显示屏、用于测量接触式外来物的速度、姿态以及观察飞机测试主体受冲击部位的损伤变形过程的高速摄像组件、用于获得飞机测试主体受冲击时变形量的位移传感器、用于获得飞机测试主体受冲击时的温度变化的温度测量仪。
[0007]进一步地，所述阻流网盘包括侧壁设有扣接口的第一扣板、与所述扣接口扣接的第二扣板、设于所述第二扣板侧壁的阻流网，沿气流方向分布的阻流网的目数依次增大，当气流从第一出气口流出后，经目数依次增大的各个阻流网对流速快的气流进行阻隔减速，同时，对气流中的外来物毁伤源或试验安装主体破坏过程中产生的碎片等杂质进行阻挡过滤，最后通过集料口排出，避免高速气流夹带碎片杂质直接冲出试验安装主体，对外部人员或者设备造成二次损坏。
[0008]进一步地，所述抵接固定头包括一侧通过液压缸与试验安装主体内壁连接且另一侧设有安装口的调节安装盒、与所述安装口螺纹连接的稳固头，所述稳固头上远离安装口一侧通过扭簧连接有多个呈发散状分布的抵接条，且每个所述抵接条内壁贴设有防滑垫，通过呈发散状分布的抵接条与飞机测试主体外壁接触，增加接触面积，提高稳定性。
[0009]进一步地，所述试验安装主体后侧设有试验件输送组件，所述试验件输送组件包括设于试验安装主体后侧且位于开关壁板位置处的倾斜运输架、与所述倾斜运输架连接的水平运输架、设于倾斜运输架和水平运输架上的多个轴辊，所述轴辊包括固定轴辊和滑动轴辊，所述固定轴辊和滑动轴辊间隔排列，且固定轴辊外壁设有防滑层，打开开关壁板，通过外部驱动设备将飞机测试主体移动至水平运输架上，并沿水平运输架和倾斜运输架移动至试验安装主体内，在移动的过程中，通过滑动轴辊的设置，减小飞机测试主体的移动阻力，通过外壁设有防滑层的固定轴辊的设置，可避免飞机测试主体发生后滑惯性太大，从而造成事故，具有安全、稳定性高的优点。
[0010]进一步地，所述倾斜运输架底端设有多个加固支杆，相邻两个所述加固支杆之间设有交叉分布的多个加固子支杆，通过在设置加固支杆，使底端处于悬空状态的倾斜运输架的机械强度大大增加，提高装置可靠性。
[0011]进一步地，所述倾斜运输架和水平运输架上端沿长度方向上设有滑轨，且所述滑轨上通过滑块连接有多个夹持头，通过多个夹持头对其进行连接固定，在飞机测试主体移动时，滑块会在滑轨上移动，从而带动夹持头同步移动，使飞机测试主体在移动过程中始终保持与试验件输送组件处于连接状态，避免飞机测试主体发生后滑，可靠性高。
[0012]进一步地，所述转动组件包括沿水平方向设于所述转动凹口内且外壁设有外齿圈以及上端设有安装凸块的锥形底座、底端设有配合凹口的转动盘、与外齿圈啮合的锥形齿、通过转动轴与所述锥形齿连接的驱动电机，所述转动盘与锥形底座之间设有多个加固销钉，所述配合凹口与所述安装凸块通过内圈配合连接，通过将飞机测试主体放置于转动盘上，启动驱动电机使锥形齿转动，此时，锥形底座和转动盘同步转动，来调节飞机测试主体的方位，使飞机测试主体不同部位均能进行毁伤试验模拟，提高试验的精准度。
[0013]进一步地，所述试验安装主体和开关壁板内壁均设有防撞层，所述防撞层的材质
为玄武岩纤维复合材料，且防撞层为可拆卸结构，避免接触式外来物长期撞击验安装主体内壁。
[0014]本专利技术还公开了上述飞机毁伤试验模拟系统的模拟方法，包括以下步骤：S1、打开开关壁板，通过外部驱动设备将飞机测试主体移动至水平运输架上，通过各个夹持头对飞机测试主体进行连接固定，使飞机测试主体沿水平运输架和倾斜运输架移动，直至移动至试验安装主体内；S2、对飞机测试主体的放置位置进行细调，使飞机测试主体放置于转动盘上，启动驱动电机使锥形齿转动，此时，锥形底座和转动盘同步转动，来调节飞机测试主体的方位，然后，启动液压缸延伸，使稳固头向靠近飞机测试主体方向移动，并通过呈发散状分布的抵接条与飞机测试主体外壁接触，对飞机测试主体进行固定；S3、当对飞机测试主体进行接触式外来物毁伤模拟时，将接触式外来物毁伤源放置于固体加速气炮机中，并通过控制器设置好发射参数，使接触式外来物毁伤源处于待发射状态，然后，通过控制器触发大通量气动阀打开，使高压气罐内的气流沿聚流本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，包括试验安装主体（1）、供气组件（2）、外来物加速组件（3）、综合控制组件（4），所述试验安装主体（1）内放置有飞机测试主体（5）；试验安装主体（1）左右两侧侧壁分别设有进气口（10）、第一出气口（11），试验安装主体（1）后侧设有用于放置飞机测试主体（5）的开关壁板（12），所述第一出气口（11）处设有防护收集箱（13），所述防护收集箱（13）内上下两侧交错分布有多个阻流网盘（130），防护收集箱（13）底端设有多个集料口（131），防护收集箱（13）上远离第一出气口（11）端设有第二出气口（132）；所述试验安装主体（1）底端设有转动凹口（14），所述转动凹口（14）内设有转动组件（15），所述飞机测试主体（5）放置于所述转动组件（15）上，试验安装主体（1）内壁设有多个可与飞机测试主体（5）外壁接触的抵接固定头（16）；所述供气组件（2）包括高压气罐（20）、大通量气动阀（21）、气流速度测量装置（22）、设于进气口（10）处的气流入口箱（23），所述气流入口箱（23）内设有贯穿气流入口箱（23）左右两侧且沿气流方向开口依次减小的聚流罩（230），所述高压气罐（20）通过连接管与气流入口箱（23）连通，所述大通量气动阀（21）和气流速度测量装置（22）设于高压气罐（20）与气流入口箱（23）之间的连接管上；所述外来物加速组件（3）包括与试验安装主体（1）相对分布且向飞机测试主体（5）发射接触式外来物的固体加速气炮机（30）、向飞机测试主体（5）发射非接触式外来物的激光照射器（31）；所述综合控制组件（4）包括控制各个电气元件正常运行的控制器（40）、与所述控制器（40）电性连接的显示屏（41）、用于测量接触式外来物的速度、姿态以及观察飞机测试主体（5）受冲击部位的损伤变形过程的高速摄像组件（42）、用于获得飞机测试主体（5）受冲击时变形量的位移传感器（43）、用于获得飞机测试主体（5）受冲击时的温度变化的温度测量仪（44）。2.根据权利要求1所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述阻流网盘（130）包括侧壁设有扣接口（1330）的第一扣板（133）、与所述扣接口（1330）扣接的第二扣板（134）、设于所述第二扣板（134）侧壁的阻流网（135），沿气流方向分布的阻流网（135）的目数依次增大。3.根据权利要求1所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述抵接固定头（16）包括一侧通过液压缸（1600）与试验安装主体（1）内壁连接且另一侧设有安装口（1601）的调节安装盒（160）、与所述安装口（1601）螺纹连接的稳固头（161），所述稳固头（161）上远离安装口（1601）一侧通过扭簧（1602）连接有多个呈发散状分布的抵接条（1603），且每个所述抵接条（1603）内壁贴设有防滑垫（1604）。4.根据权利要求1所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述试验安装主体（1）后侧设有试验件输送组件（6），所述试验件输送组件（6）包括设于试验安装主体（1）后侧且位于开关壁板（12）位置处的倾斜运输架（60）、与所述倾斜运输架（60）连接的水平运输架（61）、设于倾斜运输架（60）和水平运输架（61）上的多个轴辊（62），所述轴辊（62）包括固定轴辊（620）...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘小川，张宇，王计真，郭军，舒挽，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：