本发明专利技术提供一种抖振疲劳试验装置，用于对垂尾结构进行抖振疲劳试验。该抖振疲劳试验装置中，支持装置由基架支撑，并且支撑垂尾结构，劳加载作动器、随机振动载荷加载作动器和静载加载作动器均由基架支撑。支持装置设置成可相对于基架在第一工位和第二工位之间切换，在第一工位，疲劳加载作动器向支持装置支撑的垂尾结构施加疲劳载荷，在第二工位，静载加载作动器和随机振动载荷加载作动器分别向支持装置支撑的垂尾结构施加静态载荷和随机振动载荷。本发明专利技术还提供一种抖振疲劳试验方法。上述抖振疲劳试验装置可以满足垂尾结构疲劳寿命考核。疲劳试验装置可以满足垂尾结构疲劳寿命考核。疲劳试验装置可以满足垂尾结构疲劳寿命考核。
【技术实现步骤摘要】
抖振疲劳试验装置及方法
[0001]本专利技术涉及一种抖振疲劳试验装置，还涉及一种抖振疲劳试验方法。
技术介绍
[0002]大攻角机动飞行能力是先进战斗机的一项重要技术指标，大攻角飞行时，气流通过前机身形成的涡流破裂，会对垂尾结构形成强烈的激振作用，从而引起垂尾结构发生严重的抖振。大攻角飞行时垂尾结构除了受到常规机动载荷外，还会承受较强的抖振随机振动载荷，抖振不仅会影响飞机的飞行控制性能和飞行品质，常规机动载荷与抖振随机振动载荷共同作用下，垂尾结构自身疲劳寿命更是会显著降低。因此，针对具有大攻角机动能力的先进战斗机，常规的疲劳试验并不能反映垂尾结构的真实疲劳寿命，需要开展抖振疲劳试验。
[0003]因此，需要提供一种可以满足垂尾结构疲劳寿命考核的抖振疲劳试验装置。
技术实现思路
[0004]本专利技术的目的是提供一种抖振疲劳试验装置，可以满足垂尾结构疲劳寿命考核。
[0005]本专利技术提供一种抖振疲劳试验装置，用于对垂尾结构进行抖振疲劳试验。该抖振疲劳试验装置中，支持装置由所述基架支撑，并且支撑所述垂尾结构，疲劳加载作动器、随机振动载荷加载作动器和静载加载作动器均由所述基架支撑。所述支持装置设置成可相对于所述基架在第一工位和第二工位之间切换，在所述第一工位，所述疲劳加载作动器向所述支持装置支撑的所述垂尾结构施加疲劳载荷，在所述第二工位，所述静载加载作动器和所述随机振动载荷加载作动器分别向所述支持装置支撑的所述垂尾结构施加静态载荷和随机振动载荷。
[0006]在一个实施方式中，所述基架包括滑轨，所述支持装置包括滑座，所述滑座可滑动地设置于所述滑轨，借此，所述支持装置设置成可从所述第一工位滑动至所述第二工位。
[0007]在一个实施方式中，所述抖振疲劳试验装置包括单个随机振动载荷加载作动器、多个疲劳加载作动器和多个静载加载作动器，其中，所述单个随机振动载荷加载作动器对所述垂尾结构的翼面施加集中载荷，所述多个疲劳加载作动器和所述多个静载加载作动器均对所述垂尾结构的翼面均施加分布载荷。
[0008]在一个实施方式中，所述滑轨沿滑动方向具有第一端部和第二端部。所述多个疲劳加载作动器设置成对准所述滑轨的第一端部，所述单个随机振动载荷加载作动器和所述多个静载加载作动器设置成对准所述滑轨的第二端部。
[0009]在一个实施方式中，所述基架还包括承力立柱和承力框架。所述多个疲劳加载作动器分别从所述承力立柱沿水平方向突出地设置，借此向所述垂尾结构施加水平方向的疲劳载荷。所述承力框架具有两个支架，所述两个支架在所述垂尾结构的厚度方向上分别位于所述垂尾结构的两侧，所述单个随机振动载荷加载作动器由所述两个支架中的一个支架支撑，所述多个静载加载作动器分为分别由所述两个支架支撑的两部分静载加载作动器。
[0010]在一个实施方式中，所述疲劳加载作动器和所述随机振动载荷加载作动器均为线性作动器。所述静载加载作动器为气囊或弹力绳。
[0011]在一个实施方式中，所述基架还包括承力立柱，所述疲劳加载作动器支撑于所述承力立柱的第一侧，所述承力立柱在第二侧设置有配重，以平衡所述疲劳加载作动器，其中，所述第一侧和所述第二侧是水平方向上相反的两侧。
[0012]在一个实施方式中，所述抖振疲劳试验装置还包括载荷传感器，用于感测所述疲劳加载作动器、所述随机振动载荷加载作动器和/或所述静载加载作动器的施加载荷。
[0013]在一个实施方式中，所述抖振疲劳试验装置还包括夹持机构，所述夹持机构包括两个夹持部，所述夹持机构通过所述两个夹持部夹持所述垂尾结构。所述疲劳加载作动器和/或所述随机振动载荷加载作动器通过所述夹持机构向所述垂尾结构施加载荷。
[0014]本专利技术还提供一种抖振疲劳试验方法，采用前述的抖振疲劳试验装置，所述抖振疲劳试验方法包括：步骤S1、根据飞机飞行包线及任务剖面，梳理出会发生抖振的载荷工况及载荷谱，将飞机垂尾抖振疲劳载荷谱分解为机动疲劳谱和叠加机动均值静载的抖振随机振动载荷谱，并根据飞机垂尾预期疲劳寿命，确定两种载荷循环时间；步骤S2、将模拟所述飞机垂尾的垂尾结构安装于所述抖振疲劳试验装置的支持装置，使得所述支持装置位于第一工位；步骤S3、开启所述疲劳加载作动器，进行疲劳加载；步骤S4、完成一次循环时间的疲劳加载后，将所述支持装置连带所述垂尾结构整体切换至第二工位；步骤S5、开启所述静载加载作动器和所述随机振动载荷加载作动器，进行振动叠加静载加载；步骤S6、完成一次循环时间的振动叠加静载试验后，使得所述支持装置回到第一工位；步骤S7、重复步骤S3至S6，直到完成全部寿命抖振疲劳试验或者所述垂尾结构出现破坏，停止试验。
[0015]上述抖振疲劳试验装置及方法中，将垂尾结构的真实载荷谱分为常规机动疲劳载荷谱和叠加机动静载的抖振随机振动载荷谱，通过使得垂尾结构在两套加载系统之间切换，可以准确地模拟垂尾结构的实际载荷情况，因而可以准确地反映垂尾结构的真实疲劳寿命，满足垂尾结构疲劳寿命考核。
附图说明
[0016]本专利技术的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：图1是示出垂尾结构位于第一工位的示意图。
[0017]图2是示出垂尾结构位于第二工位的示意图。
[0018]图3是示出疲劳加载作动器对垂尾结构加载的示意图。
[0019]图4是示出疲劳加载作动器的示意图。
[0020]图5是示出静载加载作动器和随机振动载荷加载作动器对垂尾结构加载的示意图。
[0021]图6是示出静载加载作动器和随机振动载荷加载作动器的示意图。
具体实施方式
[0022]下面结合具体实施方式和附图对本专利技术作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本专利技术，但是本专利技术显然能够以多种不同于此描述的其它方式来
实施，本领域技术人员可以在不违背本专利技术内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施方式的内容限制本专利技术的保护范围。
[0023]例如，在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一特征和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一特征和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一特征和第二特征之间可以不直接联系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一元件和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一元件和第二元件间接地相连或彼此结合。
[0024]目前的垂尾结构抖振疲劳试验方法中，常见的一种方法是把抖振随机振动载荷等效到常规机动疲劳载荷谱中，在全机疲劳试验中进行考核验证。这种方法中，载荷的等效只能保证垂尾结构根部主结构的损伤等效，并不能验证垂尾自身结构尤其是桁条、翼面等局部结构的疲劳寿命满足设计要求，而且抖振随机振动载荷等效后的循环数将非常大，远大于常规的机动载荷谱循环数，这会大大延长疲劳试验的周期，增大试验成本。
[0025]因此，本本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种抖振疲劳试验装置，用于对垂尾结构进行抖振疲劳试验，其特征在于，包括：基架；支持装置，由所述基架支撑，并且支撑所述垂尾结构；以及疲劳加载作动器、随机振动载荷加载作动器和静载加载作动器，均由所述基架支撑；所述支持装置设置成可相对于所述基架在第一工位和第二工位之间切换，在所述第一工位，所述疲劳加载作动器向所述支持装置支撑的所述垂尾结构施加疲劳载荷，在所述第二工位，所述静载加载作动器和所述随机振动载荷加载作动器分别向所述支持装置支撑的所述垂尾结构施加静态载荷和随机振动载荷。2.如权利要求1所述的抖振疲劳试验装置，其特征在于，所述基架包括滑轨，所述支持装置包括滑座，所述滑座可滑动地设置于所述滑轨，借此，所述支持装置设置成可从所述第一工位滑动至所述第二工位。3.如权利要求2所述的抖振疲劳试验装置，其特征在于，所述垂尾结构的弦向与所述滑座的滑动方向一致；所述抖振疲劳试验装置包括单个随机振动载荷加载作动器、多个疲劳加载作动器和多个静载加载作动器，其中，所述单个随机振动载荷加载作动器对所述垂尾结构的翼面施加集中载荷，所述多个疲劳加载作动器和所述多个静载加载作动器均对所述垂尾结构的翼面均施加分布载荷。4.如权利要求3所述的抖振疲劳试验装置，其特征在于，所述滑轨沿滑动方向具有第一端部和第二端部；所述多个疲劳加载作动器设置成对准所述滑轨的第一端部，所述单个随机振动载荷加载作动器和所述多个静载加载作动器设置成对准所述滑轨的第二端部。5.如权利要求3所述的抖振疲劳试验装置，其特征在于，所述基架还包括：承力立柱，所述多个疲劳加载作动器分别从所述承力立柱沿水平方向突出地设置，借此向所述垂尾结构施加水平方向的疲劳载荷；和承力框架，具有两个支架，所述两个支架在所述垂尾结构的厚度方向上分别位于所述垂尾结构的两侧，所述单个随机振动载荷加载作动器由所述两个支架中的一个支架支撑，所述多个静载加载作动器分为分别由所述两个支架支撑的两部分静载加载作动器。6.如权利...
【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，何石，黄文超，傅波，张治君，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：
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