CN107902105A - 用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，属于天线测量技术领域，装置包括：假弹，用于模拟导弹和发射装置；挂架，用于固定所述假弹；多个加载点，设置在所述挂架和所述假弹上，通过改变所述加载点的位置调整所述挂架和所述假弹在三个正交方向上的弯矩的大小；作动器，用于对所述加载点施加载荷；载荷传感器，测量所述作动器施加的载荷的大小。本发明提供的装置可以利用六个作动筒施加六个单向载荷，通过调整加载点的位置可以实现试验件上各个方向上的弯矩，采用滑轮导向和前置传感器可以方便作动器的安装并保证加载精度。

Description

用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置和方法

技术领域

本发明属于静力学测试设备技术领域，尤其涉及一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置和方法。

背景技术

在飞机的带弹飞行过程中，导弹和发射装置通过挂架与飞机连接。其连接的强度和刚度可靠性对飞机的飞行安全和作战效能具有十分重要的意义。由于受到自身惯性载荷和风载的作用，导弹发射装置与挂架、挂架与飞机之间不可避免的会产生应力和变形。因此需要通过地面试验测试的方法对其连接强度可靠性进行验证。以考核在飞机整个飞行包线内的各个工况下其连接强度是否满足设计要求。

理论分析表明，挂架下部由于和导弹相连，挂架承受了X、Y、Z三个方向的载荷和X、Y、Z三个方向的弯矩；导弹发射装置也有X、Y、Z三个方向的载荷和三个方向的弯矩；同样，导弹也承受X、Y、Z三个方向的载荷和X、Y、Z三个方向的弯矩，如图1。因此整个系统共有18个载荷分量，如果按照原有的载荷分量进行载荷施加，那么需要载荷施加的作动器数量会非常庞大，给试验现场作动器的工装增加难度。而且相比于作动器的量程而言，导弹和风载载荷都相对较小，用大量程的作动器进行小载荷的施加，其加载精度往往也无法到达令人满意的程度。因此为了试验实施的方便和精度的要求，本专利发明提出一种有效的载荷简化方法和试验加载装置。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置和方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。

为实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案：

根据本发明的一个方面，提供一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置和方法，包括：

假弹，用于模拟导弹和发射装置；

挂架，用于固定所述假弹；

多个加载点，设置在所述挂架和所述假弹上，通过改变所述加载点的位置调整所述挂架和所述假弹在三个正交方向上的弯矩的大小；

作动器，用于对所述加载点施加载荷；

载荷传感器，测量所述作动器施加的载荷的大小。

在本公开的一种示例性实施例中，所述挂架包括：

本体，所述本体上部和下部均设置有固定件，所述本体下部的固定件用于固定所述假弹；

夹持件，用于夹持所述本体，所述加载点设置在所述夹持件上。

在本公开的一种示例性实施例中，装置还包括：

固定横梁，通过所述本体上部的固定件固定在所述挂架的上部。

在本公开的一种示例性实施例中，所述固定件包括螺栓和与之匹配的螺母。

在本公开的一种示例性实施例中，装置还包括：

加载耳片，拆卸地设置在所述加载点上，通过连接件与所述作动器连接，所述载荷传感器位于所述连接件的前端。

在本公开的一种示例性实施例中，所述连接件为钢丝绳。

在本公开的一种示例性实施例中，装置还包括：

多路协调加载系统，控制所述作动器对所述加载点进行协调加载。

在本公开的一种示例性实施例中，装置还包括：

滑轮组，位于所述载荷传感器与所述作动器之间，用于改变所述载荷的方向。

在本公开的一种示例性实施例中，装置还包括：

应变片，粘接在所述挂架和所述假弹上；

应变仪，通过导线与所述应变片连通，用于对所述应变片的应变值进行采集并进行受力分析。

根据本公开的一个方面，提供一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的方法，应用于根据上述任意一项所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，包括：

对带弹飞机飞行时的各载荷进行简化处理，将各载荷简化为具有明确加载位置的载荷分量；

根据带弹飞机在飞行中产生的弯矩大小调整所述加载位置，并根据所述加载位置设置加载点；

对所述加载点施加载荷，并确定所述加载点受到的载荷的大小，以确定导弹和挂架连接结构的强度可靠性。

本发明提供的一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置和方法，装置包括假弹，用于模拟导弹和发射装置；挂架，用于固定所述假弹；多个加载点，设置在所述挂架和所述假弹上，通过改变所述加载点的位置调整所述挂架和所述假弹在三个正交方向上的弯矩的大小；作动器，用于对所述加载点施加载荷；载荷传感器，测量所述作动器施加的载荷的大小。该装置可以利用六个作动筒施加六个单向载荷，通过调整加载点的位置可以实现试验件上各个方向上的弯矩，采用滑轮导向和前置传感器可以方便作动器的安装并保证加载精度。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的带弹飞机在飞行中挂架、发射装置和导弹的受力示意图。

图2为本发明提供的一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置的总体方案图。

图3为本发明提供的一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置的加载方案图。

图4为本发明提供的一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置的加载示意图。

图5为本发明提供的一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的方法的流程图。

附图中标记：1-导弹挂架；2-挂架X向加载耳片；3-挂架Y向加载耳片；4-挂架Z向加载；5-假弹；6-假弹X向加载耳片；7-假弹Y向加载耳片；8-假弹Z向加载；9-挂架上部固定横梁；10-挂架与飞机连接的螺杆；11-挂架夹持方钢；12-挂架X向载荷传感器；13-挂架Y向载荷传感器；14-挂架Z向载荷传感器；15-假弹X向载荷传感器；16-假弹Y向载荷传感器；17-假弹Z向载荷传感器；18-钢丝绳；19-导向滑轮；20-电液伺服作动器。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。

此外，附图仅为本公开的示意性图解，并非一定是按比例绘制。图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。附图中所示的一些方框图是功能实体，不一定必须与物理或逻辑上独立的实体相对应。可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。

图2是本发明提供的一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置的结构示意图。装置可以包括假弹，用于模拟导弹和发射装置；挂架，用于固定所述假弹；多个加载点，设置在所述挂架和所述假弹上，通过改变所述加载点的位置调整所述挂架和所述假弹在三个正交方向上的弯矩的大小；作动器，用于对所述加载点施加载荷；载荷传感器，测量所述作动器施加的载荷的大小。

本示例实施例提供的装置可以利用六个作动筒施加六个单向载荷，通过调整加载点的位置可以实现试验件上各个方向上的弯矩，采用滑轮导向和前置传感器可以方便作动器的安装并保证加载精度。

下面结合附图，对本发明作进一步说明。导弹挂架的作用是支撑和投放导弹，其上部通过连接接头和机翼相连，下部通过连接接头和导弹相连。导弹挂架的下部接头承受导弹和发射装置传来的各种载荷，上部接头承受导弹和发射装置以及挂架传来的载荷。

在进行载荷的简化过程中首先需要建立空间坐标系，明确导弹、发射装置和挂架之间的位置关系。为了便于分析，定义上部接头的中心位置坐标为(0，0，0)，导弹航向为正X向，垂直向下为Z向，展向为Y向。

在载荷的合并简化过程中，假设挂架上原有的X、Y、Z方向上的载荷为F_xg′、F_yg′、F_zg′，原有的X、Y、Z方向上的弯矩为M_xg′、M_yg′、M_zg′；经过合并简化后的载荷为F_x、F_y、F_z，则原有载荷和简化后的载荷应满足如下关系式：

x_z表示挂架Z向载荷到重心处沿X方向的距离，y_z表示挂架Z向载荷到重心位置处沿Y方向的距离，其他距离符号依此类推。

显然(1)式中，关于弯矩M的3个联立方程求解6个距离未知量会有无穷多个解。为了便于在试验过程中进行加载，需要先设定z_y和z_x为0mm(根据需要设置为定值即可)，并在考虑夹具强度和试验工装因素情况下，初选y_x，此时剩余三个未知量可根据(1)式求得唯一解。

采用上述方法，可以将原本挂架上F_xg′、F_yg′、F_zg′、M_xg′、M_yg′、M_zg′共6个分量的载荷简化为具有明确加载位置的F_x、F_y、F_z三个载荷分量。

导弹上承受的载荷和弯矩分别用F_xd′、F_yd′、F_xd′、M_xd′、M_yd′和M_zd′表示，发射装置承受的载荷和弯矩分别用F_xs′、F_ys′、F_xs′、M_xs′、M_ys′和M_zs′表示。试验过程中，将导弹载荷和发射装置上的载荷向挂架下部的两个螺套中心处简化合并，得到新的载荷和弯矩。其计算过程如下：

式中，F_x′表示合并后X方向上的载荷，F_y′表示合并后Y方向上的载荷，F_z′表示合并后Z方向上的载荷。M_x′表示合并后X方向上的弯矩，M_y′表示合并后Y方向上的弯矩，M_z′表示合并后Z方向上的弯矩。x_zd表示导弹Z向载荷到螺套中心处沿X方向的距离，x_zs表示发射装置Z向载荷到螺套中心处沿X方向的距离，其他距离符号依此类推。

在导弹与发射装置的载荷和弯矩合并完成后，利用公式(1)的方法将合并后的载荷和弯矩简化为三个方向上的载荷。在地面模拟试验时，可将发射装置和导弹采用一个模拟弹来代替。并对导弹和发射装置上最终合并后的三个方向的载荷以及挂架上合并简化后的三个方向的载荷按照图3所示进行地面模拟试验。

从图3中可以看到挂架上的载荷向挂架重心处简化为三个方向上的载荷，可通过调节加载点位置产生足够的弯矩；导弹和发射装置则可采用一个由方钢组成的假弹来代替，然后可把导弹和发射装置上的载荷向挂架两个螺杆中心处合并简化，并分析得到假弹上施加的三个方向的载荷。这样就得到了六个加载点，每个加载点的位置可根据弯矩大小调整，且都分散在挂架和模拟导弹的周围，因此可以设计专用的装置连接加载耳片，并可采用钢丝绳通过滑轮导向和作动器连接来完成各加载点上准确的载荷施加。

在示例实施例中，通过理论分析得到简化合并后的结构六个加载点位置，为了便于装置的固定和载荷施加，可以给装置做一个外框架，然后可用螺栓将挂架和模拟导弹连接。可用方钢紧贴挂架用卡板将方钢固定，然后可在方钢上伸出耳片，可利用钢丝绳导向的作用把加载点位置和液压伺服加载作动器连接，并可将载荷传感器前置以保证作用于试验件上的载荷精度。其加载方案如图3所示。

在示例实施例中，可采用多路协调加载系统控制电液伺服作动器完成6个加载点载荷的闭环控制。可通过前置的载荷传感器实时反馈装置耳片连接处的载荷值以确保加载精度。图3中的装置可以包括：导弹挂架(1)，挂架X向加载耳片(2)，挂架Y向加载耳片(3)，挂架Z向加载(4)，假弹(5)，假弹X向加载耳片(6)，假弹Y向加载耳片(7)，假弹Z向加载耳片(8)，挂架上部固定横梁(9)，挂架与飞机连接的螺杆(10)，挂架夹持方钢(11)，挂架X向载荷传感器(12)，挂架Y向载荷传感器(13)，挂架Z向载荷传感器(14)，假弹X向载荷传感器(15)，假弹Y向载荷传感器(16)，假弹Z向载荷传感器(17)，钢丝绳(18)。

本示例实施例的加载方式可以包括：

①试验过程中可以通过调节导向滑轮和液压作动筒的距离来保证每个加载点的位置水平。

②可以把每个加载点的载荷传感器都用钢丝绳连接在和加载耳片的位置，用来消除钢丝绳和滑轮之间产生的摩擦力。试验时，六个作动筒可协调加载保证每个作动筒加载时的一致性。

挂架的螺杆位置在挂架下方可以是内螺纹孔，可通过螺栓与模拟假弹连接。挂架上方两个连接接头处可设有四个光孔；固定横梁上也可加工有光孔，并可通过螺栓来进行连接。模拟假弹可根据试验提供方质量要求自己设计重量相同的在相应位置能和挂架相连的假弹以供试验需求。加载耳片可为六个，与钢丝绳连接用于六个载荷的施加；加载作动筒也可为六个，固定滑轮和导向滑轮均可为六个。挂架可根据试验需要粘贴电阻应变片，试验过程中可采用电阻应变仪对试验中各个测点的应变值进行采集，以分析导弹吊挂和连接部位的受力情况。

进一步地，图4是本发明提供的一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置的加载示意图。装置可以包括：导弹挂架(1)，挂架X向加载耳片(2)，挂架Y向加载耳片(3)，挂架Z向加载(4)，假弹(5)，假弹X向加载耳片(6)，假弹Y向加载耳片(7)，假弹Z向加载(8)，挂架上部固定横梁(9)，挂架与飞机连接的螺杆(10)，挂架夹持方钢(11)，挂架X向载荷传感器(12)，挂架Y向载荷传感器(13)，挂架Z向载荷传感器(14)，假弹X向载荷传感器(15)，假弹Y向载荷传感器(16)，假弹Z向载荷传感器(17)，钢丝绳(18)，导向滑轮(19)，电液伺服作动器(20)组成。在挂架(1)上相应位置贴上应变片，从夹紧方钢(11)上伸出来加载耳片(2)、(3)、(4)，而假弹(5)在相应位置连接的加载耳片(6)、(7)、(8)，用钢丝绳将加载耳片通过导向滑轮(19)在每个相应位置与电液伺服作动器(20)连接起来。钢丝绳连接的液压作动筒(20)往回收时对试验件施加相应的弯矩和载荷。

本发明还提供一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的方法，应用于用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，包括：

S101，对带弹飞机飞行时的各载荷进行简化处理，将各载荷简化为具有明确加载位置的载荷分量；

S102，根据带弹飞机在飞行中产生的弯矩大小调整所述加载位置，并根据所述加载位置设置加载点；

S103，对所述加载点施加载荷，并确定所述加载点受到的载荷的大小，以确定导弹和挂架连接结构的强度可靠性。

如图5所示为一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的方法的流程图，该方法的实施方式在装置里已有叙述，在此不再赘述。

本领域普通技术人员可以理解：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各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，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明权利要求所限定的范围。

Claims (10)

1.一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，包括：

假弹，用于模拟导弹和发射装置；

挂架，用于固定所述假弹；

多个加载点，设置在所述挂架和所述假弹上，通过改变所述加载点的位置调整所述挂架和所述假弹在三个正交方向上的弯矩的大小；

作动器，用于对所述加载点施加载荷；

载荷传感器，测量所述作动器施加的载荷的大小。

2.根据权利要求1所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，所述挂架包括：

本体，所述本体上部和下部均设置有固定件，所述本体下部的固定件用于固定所述假弹；

夹持件，用于夹持所述本体，所述加载点设置在所述夹持件上。

3.根据权利要求2所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，装置还包括：

固定横梁，通过所述本体上部的固定件固定在所述挂架的上部。

4.根据权利要求2或3所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，所述固定件包括螺栓和与之匹配的螺母。

5.根据权利要求1所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，装置还包括：

加载耳片，拆卸地设置在所述加载点上，通过连接件与所述作动器连接，所述载荷传感器位于所述连接件的前端。

6.根据权利要求5所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，所述连接件为钢丝绳。

7.根据权利要求1所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，装置还包括：

多路协调加载系统，控制所述作动器对所述加载点进行协调加载。

8.根据权利要求1所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，装置还包括：

滑轮组，位于所述载荷传感器与所述作动器之间，用于改变所述载荷的方向。

9.根据权利要求1所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，装置还包括：

应变片，粘接在所述挂架和所述假弹上；

应变仪，通过导线与所述应变片连通，用于对所述应变片的应变值进行采集并进行受力分析。

10.一种用于模拟机载导弹连接强度可靠性的方法，应用于根据权利要求1～9任一项所述的用于模拟机载导弹连接强度可靠性的装置，其特征在于，包括：

对带弹飞机飞行时的各载荷进行简化处理，将各载荷简化为具有明确加载位置的载荷分量；

根据带弹飞机在飞行中产生的弯矩大小调整所述加载位置，并根据所述加载位置设置加载点；

对所述加载点施加载荷，并确定所述加载点受到的载荷的大小，以确定导弹和挂架连接结构的强度可靠性。