CN104819816B - 一种动载荷加载系统及飞机垂尾试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种动载荷加载系统及飞机垂尾试验系统及方法。所述动载荷加载系统包括：第一激振源以及第二激振源，两者用于提供动载荷；第一激振杆，其用于将所述第一激振源所提供的动载荷传递给所述第一侧翼面；第二激振杆，其用于将所述第二激振源所提供的动载荷传递给所述第二侧翼面；其中，所述第一激振杆与所述第二激振杆的中心轴线重合。在本发明的动载荷加载系统能够模拟飞机在动态载荷作用下的情况，从而进行动态疲劳试验。且本发明的动载荷加载系统，不需要破坏飞机垂尾，即可进行试验。

Description

一种动载荷加载系统及飞机垂尾试验系统及方法

技术领域

本发明涉及飞机结构试验领域，特别是涉及一种动载荷加载系统，用于为飞机垂尾施加动态载荷，及具有其的飞机垂尾试验系统，以及使用飞机垂尾试验系统进行飞机垂尾动态疲劳试验的方法。

背景技术

在飞机结构试验中，全尺寸飞机的常规疲劳试验技术已经成熟。但V形全动垂尾的飞机大功角飞行时，流过机翼的气流会产生强大的涡流剧烈打击飞机垂尾，从而引起飞机垂尾的振动和抖振导致动态疲劳破坏。

这种情况下，全尺寸飞机的常规疲劳试验已经不能有效验证和解决其后机身和垂尾的疲劳破坏。因此，为有效验证振动和抖振导致的飞机垂尾的疲劳破坏，需进行飞机垂尾在动态载荷作用下的动态疲劳试验。

现有技术中尚没有装置来进行如上的试验。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种动载荷加载系统来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种动载荷加载系统，用于为飞机垂尾施加动态载荷，所述飞机垂尾包括第一侧翼面以及第二侧翼面，所述动载荷加载系统包括：第一激振源以及第二激振源，所述第一激振源以及所述第二激振源用于提供动载荷；第一激振杆，所述第一激振杆的一端与所述第一激振源的输出端连接，另一端用于与所述第一侧翼面以可拆卸方式连接，所述第一激振杆用于将所述第一激振源所提供的动载荷传递给所述第一侧翼面；第二激振杆，所述第二激振杆的一端与所述第二激振源的输出端连接，另一端用于与所述第二侧翼面以可拆卸方式连接，所述第二激振杆用于将所述第二激振源所提供的动载荷传递给所述第二侧翼面；其中，所述第一激振杆与所述第二激振杆的中心轴线重合，所述第一激振源与所述第二激振源所提供的动载荷的方向相反，大小相等。

优选地，所述第一激振源的输出端设置有第一转接板，所述第一激振杆与所述第一激振源的输出端通过所述第一转接板铰接；所述第一激振杆与所述第一侧翼面通过第一真空吸盘装置连接；所述第二激振源的输出端设置有第二转接板，所述第二激振杆与所述第二激振源的输出端通过所述第二转接板铰接；所述第二激振杆与所述第二侧翼面通过第二真空吸盘装置连接。

优选地，所述第一真空吸盘装置与所述第一激振杆连接处设置有第一真空吸盘转接件，所述第一激振杆与所述第一真空吸盘装置通过所述第一真空吸盘转接件铰接；

所述第二真空吸盘装置与所述第二激振杆连接处设置有第二真空吸盘转接件，所述第二激振杆与所述第二真空吸盘装置通过第二真空吸盘转接件铰接。

优选地，所述铰接方式为球铰连接。

优选地，所述球铰为液压球铰，所述液压球铰内充有静压润滑油。

优选地，所述第一真空吸盘装置与所述第一侧翼面之间设置有铝箔，用于防止所述第一真空吸盘装置与所述第一侧翼面之间漏气；所述第二真空吸盘装置与所述第二侧翼面之间设置有铝箔，用于防止所述第二真空吸盘装置与所述第二侧翼面之间的漏气。

优选地，所述第一激振源以及所述第二激振源受同一个控制器控制。

本发明还提供了一种飞机垂尾试验系统，所述飞机垂尾试验系统包括自平衡框架以及如上所述的动载荷加载系统，其中，所述动载荷加载系统中的第一激振源以及第二激振源设置在所述自平衡框架上，用于将所述自平衡框架作为实验平台。

本发明还提供了一种使用如上所述的飞机垂尾试验系统进行飞机垂尾动态疲劳试验的方法，所述方法包括如下步骤：步骤1：将动载荷加载系统安装至自平衡框架上；步骤2：使动载荷加载系统上的第一激振源以及第二激振源设置在自平衡框架上，且使第一激振杆与试验飞机上的飞机垂尾的第一侧翼面以可拆卸方式连接；使第二激振杆与试验飞机上的飞机垂尾的第二侧翼面以可拆卸方式连接，并使第一激振杆与第二激振杆的中心轴线重合；步骤3：开启第一激振源以及第二激振源，并使第一激振源以及第二激振源所提供的动载荷的方向相反，大小相同，从而检测在第一激振源以及第二激振源所提供的动载荷下，试验飞机上的飞机垂尾的动态疲劳寿命。

在本发明的动载荷加载系统中，第一激振源以及第二激振源用于提供动载荷；第一激振杆用于将动载荷传递给第一侧翼面；第二激振杆用于将第二激振源所提供的动载荷传递给第二侧翼面，且第一激振杆与第二激振杆的中心轴线重合，第一激振源与第二激振源所提供的动载荷的方向相反，大小相等。采用上述系统，能够模拟飞机在动态载荷作用下的情况，从而进行动态疲劳试验。且本发明的动载荷加载系统，不需要破坏飞机垂尾，即可进行试验。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的动载荷加载系统的结构示意图。

图2是根据本发明一实施例的飞机垂尾试验系统的结构示意图。

附图标记：

1	飞机垂尾	26	第二真空吸盘装置
				11	第一侧翼面	3	自平衡框架
12	第二侧翼面	251	第一真空吸盘转接件
				2	动载荷加载系统	261	第二真空吸盘转接件
21	第一激振源	211	第一转接板
				22	第二激振源	221	第二转接板
23	第一激振杆
				24	第二激振杆
25	第一真空吸盘装置

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

飞机垂尾包括第一侧翼面以及第二侧翼面。

根据本发明的动载荷加载系统包括第一激振源、第二激振源、第一激振杆以及第二激振杆，其中，第一激振源以及第二激振源用于提供动载荷；第一激振杆的一端与第一激振源的输出端连接，另一端用于与第一侧翼面以可拆卸方式连接，第一激振杆用于将第一激振源所提供的动载荷传递给第一侧翼面；第二激振杆的一端与第二激振源的输出端连接，另一端用于与第二侧翼面以可拆卸方式连接，第二激振杆用于将第二激振源所提供的动载荷传递给第二侧翼面；其中，第一激振杆与第二激振杆的中心轴线重合，第一激振源与第二激振源所提供的动载荷的方向相反，大小相等。

在本发明的动载荷加载系统中，第一激振源以及第二激振源用于提供动载荷；第一激振杆用于将动载荷传递给第一侧翼面；第二激振杆用于将第二激振源所提供的动载荷传递给第二侧翼面，且第一激振杆与第二激振杆的中心轴线重合。采用上述系统，能够模拟飞机在动态载荷作用下的情况，从而进行动态疲劳试验。且本发明的动载荷加载系统，不需要破坏飞机垂尾，即可进行试验。

图1是根据本发明一实施例的动载荷加载系统的结构示意图。

如图1所示的动载荷加载系统包括：第一激振源21、第二激振源22、第一激振杆23以及第二激振杆24。

第一激振源21以及第二激振源22用于提供动载荷。第一激振杆23的一端与第一激振源21的输出端连接，另一端用于与第一侧翼面11以可拆卸方式连接，第一激振杆23用于将第一激振源21所提供的动载荷传递给第一侧翼面11；第二激振杆24的一端与第二激振源22的输出端连接，另一端用于与第二侧翼面12以可拆卸方式连接，第二激振杆24用于将第二激振源22所提供的动载荷传递给第二侧翼面12，其中，第一激振杆23与第二激振杆24的中心轴线重合。可以理解的是，第一激振杆23与第二激振杆24的中心轴线重合，即第一激振杆23与第二激振杆24两者所给予飞机垂尾的力的作用位置在第一侧翼面11至第二侧翼面12方向的投影重合。

有利的是，在本实施例中，第一激振源11与第二激振源12所提供的动载荷的方向相反，大小相同，采用这种方式提供动载荷，能够保证飞机垂尾的瞬时受力的方向只有一个，更方便试验。

可以理解的是，在本实施例中，第一激振源以及第二激振源受同一个控制器控制，这样，能够保证上述的第一激振源11与第二激振源12所提供的动载荷的方向相反，大小相同。

参见图1，第一激振源21的输出端设置有第一转接板211，第一激振杆23与第一激振源21的输出端通过第一转接板211铰接；第一激振杆23与第一侧翼面11通过第一真空吸盘装置25连接。

参见图1，第二激振源22的输出端设置有第二转接板221，第二激振杆24与第二激振源22的输出端通过第二转接板221铰接；第二激振杆24与第二侧翼面12通过第二真空吸盘装置26连接。

参见图1，第一真空吸盘装置25与第一激振杆23连接处设置有第一真空吸盘转接件251，第一激振杆23与第一真空吸盘装置25通过第一真空吸盘转接件251铰接。

参见图1，第二真空吸盘装置26与第二激振杆24连接处设置有第二真空吸盘转接件261，第二激振杆24与第二真空吸盘装置26通过第二真空吸盘转接件261铰接。

参见图1，在本实施例中，上述的铰接均为球铰连接。且有利的是，在本实施例中，上述的球铰均为液压球铰，且液压球铰内充有静压润滑油。具体地，上述中的各个液压球铰通过液压软管连接到高压油泵，由高压油泵提供静压润滑油，使各个液压球铰内均形成稳定的静压润滑油膜，润滑油膜的高压保证了液压球铰两端部件的稳定性和连接刚度，润滑油膜极低的摩擦系数保证了加载过程中液压球铰中心两端部件轴线可形成一定角度的偏角以适应垂尾翼面的变形。

可以理解的是，上述的第一真空吸盘装置与第二真空吸盘装置包括相同的部件，在下面的叙述中，仅以第一真空吸盘装置为例进行阐述。

在本实施例中，第一真空吸盘装置包括真空吸盘以及用于为第一真空吸盘装置抽真空的真空罐，两者之间通过真空管道连接，并通过真空阀控制，打开真空阀则真空吸盘与真空罐接通，可保证真空吸盘与真空罐保持相等的真空度。

在本实施例中，真空吸盘中间具有铝质的支撑板，四周用橡胶质密封圈密封，支撑板和密封圈中间留圆孔以用于快速、均匀地抽真空。真空吸盘留有侧孔，用以安装真空度传感器以检测吸盘内真空度。为使真空吸盘能够用于加载，设计真空吸盘转接件，通过其底部圆台底面的螺纹孔与支撑板及密封圈用螺钉紧固为一体，圆台部分留有一个从底部中间到侧面的圆孔，该圆孔底部与支撑板及密封圈的中间圆孔贯通到真空吸盘与垂尾翼面接触部分，圆孔侧面出口处装有真空软管插头，插入真空软管连接到真空泵后可对真空吸盘抽真空，其上部圆盘厚度为10mm，留有四个圆孔用以与液压球铰连接。

在本实施例中，为保证真空吸盘吸附在垂尾翼面后密封良好，将第一真空吸盘装置25与第一侧翼面11之间设置铝箔，用于防止第一真空吸盘装置25与第一侧翼面11之间漏气。具体地，裁取面积稍大于真空吸盘的0.3mm厚铝箔，并将其粘接在垂尾翼面加载区域，在铝箔上标出加载点位置，将真空吸盘贴合在铝箔上，并使真空吸盘中心点对中加载点位置。

有利的是，上述第一真空吸盘装置的最小真空度为80，最大真空度为95。

可以理解的是，第二真空吸盘装置与上述的第一真空吸盘装置所包含的部件相同，结构相同，只是连接在第二激振杆24与第二侧翼面12之间。因此，即不再赘述。且上述的第二真空吸盘装置与第二侧翼面12之间也具有上述的铝箔。

在本实施例中，第一真空吸盘装置以及第二真空吸盘装置，当垂尾由于受到外力而变形，而产生与原位置有一定偏角时，真空吸盘受与飞机垂尾之间的空气压力作用，而跟随飞机垂尾的变形而具有一定的随动变形，从而产生补偿角度，保证试验的准确性。

有利的是，在本实施例中，液压球铰、第一激振源21以及第二激振源22的材料均选用铝合金，即能保证一定的强度与刚度，又尽量降低动载荷加载系统的整体质量，减小加载时垂尾的附加质量。

根据上述的动载荷加载系统，本发明还提供了一种飞机垂尾试验系统，所述飞机垂尾试验系统包括自平衡框架3以及上述的飞机垂尾试验系统，其中，动载荷加载系统2中的第一激振源21以及第二激振源22设置在自平衡框架3上，用于将自平衡框架3作为实验平台。

本发明还提供了一种使用如上所述的飞机垂尾试验系统进行飞机垂尾动态疲劳试验的方法，包括如下步骤：步骤1：将动载荷加载系统2安装至自平衡框架(3)上；步骤2：使动载荷加载系统2上的第一激振源21以及第二激振源22设置在自平衡框架3上，且使第一激振杆23与试验飞机上的飞机垂尾的第一侧翼面11以可拆卸方式连接；使第二激振杆24与试验飞机上的飞机垂尾的第二侧翼面12以可拆卸方式连接，并使第一激振杆23与第二激振杆24的中心轴线重合。步骤3：开启第一激振源21以及第二激振源22，并使第一激振源21以及第二激振源22所提供的动载荷的方向相反，大小相同，从而检测在第一激振源21以及第二激振源22所提供的动载荷下，试验飞机上的飞机垂尾的动态疲劳寿命。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种动载荷加载系统，用于为飞机垂尾施加动态载荷，所述飞机垂尾(1)包括第一侧翼面(11)以及第二侧翼面(12)，其特征在于，所述动载荷加载系统(2)包括：

第一激振源(21)以及第二激振源(22)，所述第一激振源(21)以及所述第二激振源(22)用于提供动载荷；

第一激振杆(23)，所述第一激振杆(23)的一端与所述第一激振源(21)的输出端连接，另一端用于与所述第一侧翼面(11)以可拆卸方式连接，所述第一激振杆(23)用于将所述第一激振源(21)所提供的动载荷传递给所述第一侧翼面(11)；

第二激振杆(24)，所述第二激振杆(24)的一端与所述第二激振源(22)的输出端连接，另一端用于与所述第二侧翼面(12)以可拆卸方式连接，所述第二激振杆(24)用于将所述第二激振源(22)所提供的动载荷传递给所述第二侧翼面(12)；其中，

所述第一激振杆(23)与所述第二激振杆(24)的中心轴线重合，所述第一激振源(21)与所述第二激振源(22)所提供的动载荷的方向相反，大小相等。

2.如权利要求1所述的动载荷加载系统，其特征在于，

所述第一激振源(21)的输出端设置有第一转接板(211)，所述第一激振杆(23)与所述第一激振源(21)的输出端通过所述第一转接板(211)铰接；所述第一激振杆(23)与所述第一侧翼面(11)通过第一真空吸盘装置(25)连接；

所述第二激振源(22)的输出端设置有第二转接板(221)，所述第二激振杆(24)与所述第二激振源(22)的输出端通过所述第二转接板(221)铰接；所述第二激振杆(24)与所述第二侧翼面(12)通过第二真空吸盘装置(26)连接。

3.如权利要求2所述的动载荷加载系统，其特征在于，

所述第一真空吸盘装置(25)与所述第一激振杆(23)连接处设置有第一真空吸盘转接件(251)，所述第一激振杆(23)与所述第一真空吸盘装置(25)通过所述第一真空吸盘转接件(251)铰接；

所述第二真空吸盘装置(26)与所述第二激振杆(24)连接处设置有第二真空吸盘转接件(261)，所述第二激振杆(24)与所述第二真空吸盘装置(26)通过第二真空吸盘转接件(261)铰接。

4.如权利要求2或3所述的动载荷加载系统，其特征在于，所述铰接方式为球铰连接。

5.如权利要求4所述的动载荷加载系统，其特征在于，所述球铰为液压球铰，所述液压球铰内充有静压润滑油。

6.如权利要求3所述的动载荷加载系统，其特征在于，所述第一真空吸盘装置(25)与所述第一侧翼面(11)之间设置有铝箔，用于防止所述第一真空吸盘装置(25)与所述第一侧翼面(11)之间漏气；

所述第二真空吸盘装置(26)与所述第二侧翼面(12)之间设置有铝箔，用于防止所述第二真空吸盘装置(26)与所述第二侧翼面(12)之间漏气。

7.如权利要求1所述的动载荷加载系统，其特征在于，所述第一激振源(21)以及所述第二激振源(22)受同一个控制器控制。

8.一种飞机垂尾试验系统，其特征在于，所述飞机垂尾试验系统包括自平衡框架(3)以及如权利要求1至7中任意一项所述的动载荷加载系统，其中，

所述动载荷加载系统(2)中的第一激振源(21)以及第二激振源(22)设置在所述自平衡框架(3)上，用于将所述自平衡框架(3)作为实验平台。

9.一种使用如权利要求8所述的飞机垂尾试验系统进行飞机垂尾动态疲劳试验的方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

步骤1：将动载荷加载系统(2)安装至自平衡框架(3)上；

步骤2：使动载荷加载系统(2)上的第一激振源(21)以及第二激振源(22)设置在自平衡框架(3)上，且使第一激振杆(23)与试验飞机上的飞机垂尾的第一侧翼面(11)以可拆卸方式连接；使第二激振杆(24)与试验飞机上的飞机垂尾的第二侧翼面(12)以可拆卸方式连接，并使第一激振杆(23)与第二激振杆(24)的中心轴线重合；

步骤3：开启第一激振源(21)以及第二激振源(22)，并使第一激振源(21)以及第二激振源(22)所提供的动载荷的方向相反，大小相同，从而检测在第一激振源(21)以及第二激振源(22)所提供的动载荷下，试验飞机上的飞机垂尾的动态疲劳寿命。