CN108088670A - 一种飞机装机系统低载疲劳试验系统 - Google Patents

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郭小鹏
栾胜坤
张婷婷
牛会杰
于江侠
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    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M13/00—Testing of machine parts

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Abstract

本发明涉及飞机装机系统低载荷疲劳试验领域，特别涉及一种飞机装机系统低载疲劳试验系统，包括：装机系统试验件；载荷配重，其重量配重成疲劳试验载荷谱中的最大值；限位装置，用于对载荷配重在水平方向的位移进行限制；弹簧，其底端固定连接至载荷配重的顶端；滑轮，弹簧的顶端通过一根拉线连接至装机系统试验件的一端，且通过拉线与滑轮的配合实现垂直换向；凸轮，设置在载荷配重的底部，旋转周期内具有一个最大直径和一个最小直径。本发明的飞机装机系统低载疲劳试验系统，试验载荷的施加不会受到超载和冲击的影响，有效的保障了疲劳试验的安全性和有效性，提高了试验效率，节省了试验成本。

Description

一种飞机装机系统低载疲劳试验系统
技术领域
本发明涉及飞机装机系统低载荷疲劳试验领域，特别涉及一种飞机装机系统低载疲劳试验系统。
背景技术
飞机结构疲劳寿命是飞机全寿命周期的一项重要指标，飞机结构疲劳寿命的确定通常采用全机或部件疲劳试验的方式来进行，常规飞机全机及主承力部件疲劳试验常采用液压或电动加载方法，实际应用中，这两种加载方式容易出现超载或者冲击等不确定因素，由于全机或主承力部件强度冗余相对较大，试验过程中出现超载或冲击时受到的影响较弱；但飞机装机系统由于主要满足系统功能性需求，所受的载荷基本位于百公斤级或以下，强度冗余较小，试验过程中如果出现超载或冲击的情况，很容易造成破坏，严重影响装机系统的疲劳性能评定。
发明内容
本发明的目的是提供了一种飞机装机系统低载疲劳试验系统，以解决现有飞机装机系统低载疲劳试验系统存在的至少一个问题。
本发明的技术方案是：
一种飞机装机系统低载疲劳试验系统，包括：
装机系统试验件，水平放置在试验平台上，并受控地沿水平方向移动；
载荷配重，其重量配重成疲劳试验载荷谱中的最大值；
限位装置，设置在所述载荷配重的侧面，用于对所述载荷配重在水平方向的位移进行限制，使得所述载荷配重仅在竖直方向往复运动；
弹簧，位于所述载荷配重的顶部，所述弹簧的伸缩方向为竖直方向，其底端固定连接至所述载荷配重的顶端；
滑轮，位于所述弹簧的顶部，所述弹簧的顶端通过一根拉线连接至所述装机系统试验件的一端，且通过所述拉线与所述滑轮的配合实现垂直换向；
凸轮机构，包括凸轮，所述凸轮通过转轴设置在所述载荷配重的底部，所述载荷配重的底面与所述凸轮的外环面接触，所述凸轮的形状配置成在一个旋转周期内具有一个最大直径和一个最小直径，且在转动过程中不同角度的位移输出量是随着时间进行周期性变化；其中
在最大直径时，所述弹簧处于自然状态，在最小直径时，所述弹簧处于最大形变状态。
可选的，所述凸轮机构还包括：
驱动电机，用于通过所述转轴驱动所述凸轮转动；
凸轮转动控制器，配重成通过所述驱动电机驱动所述凸轮按照预定频率转动。
可选的，所述限位装置为两块相对设置在限位板，所述载荷配重位于所述两块限位板之间，所述限位板上设置有沿竖直方向的导轨，所述载荷配重上设置有相匹配的滑块。
发明效果：
本发明的飞机装机系统低载疲劳试验系统，试验载荷的施加不会受到超载和冲击的影响，有效的保障了疲劳试验的安全性和有效性，提高了试验效率，节省了试验成本，因此也可将该方法拓展使用，满足更多复杂结构的疲劳试验要求。
附图说明
图1是本发明飞机装机系统低载疲劳试验系统的结构示意图；
图2是本发明飞机装机系统低载疲劳试验系统中凸轮的结构示意图。
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。
下面结合附图1和图2对本发明飞机装机系统低载疲劳试验系统做进一步详细说明。
本发明提供了一种飞机装机系统低载疲劳试验系统，包括装机系统试验件1、载荷配重2、限位装置4、弹簧3、滑轮5以及凸轮机构。
装机系统试验件1水平放置在试验平台上，并受控地(例如受到拉力)沿水平方向移动，本实施例中，即受到后续将要描述的拉线的拉力。
载荷配重2的重量配重成疲劳试验载荷谱中的最大值。
限位装置4设置在载荷配重2的侧面，用于对载荷配重2在水平方向的位移进行限制，使得载荷配重2仅在竖直方向往复运动。其中，限位装置4可以根据需要设置成多种适合的形状，本实施例中，优选限位装置4为两块相对设置在限位板，载荷配重2位于两块限位板之间，限位板上设置有沿竖直方向的导轨，载荷配重2上设置有相匹配的滑块，使得载荷配重2通过导轨与滑块的配合仅在竖直方向往复运动。
弹簧3位于载荷配重2的顶部，弹簧3的伸缩方向为竖直方向，其底端固定连接至载荷配重2的顶端。
滑轮5固定设置在弹簧3的顶部位置处，弹簧3的顶端通过一根拉线连接至装机系统试验件1的一端，且通过拉线与滑轮5的配合实现垂直换向。
凸轮机构包括凸轮6，凸轮6通过转轴设置在载荷配重2的底部，载荷配重2的底面与凸轮6的外环面接触；如图2所示，凸轮6的形状配置成在一个旋转周期内具有一个最大直径(位移输出最大值)和一个最小直径(位移输出最小值)，且在转动过程中不同角度的位移输出量是随着时间进行周期性变化。其中，在最大直径时，弹簧3处于自然状态，在最小直径时，弹簧3处于最大形变状态。
进一步，本发明的飞机装机系统低载疲劳试验系统中，凸轮机构还可以包括驱动电机、凸轮转动控制器。驱动电机用于通过转轴驱动凸轮6转动；凸轮转动控制器配重成通过驱动电机驱动凸轮6按照预定频率转动。
本发明的飞机装机系统低载疲劳试验系统中，将凸轮机构与弹簧3结合使用，以单纯重力的方式对飞机装机系统进行疲劳载荷施加，通过凸轮机构位移曲线的优化设计，满足飞机装机系统等幅谱、随机谱等疲劳载荷谱的载荷施加，并且不会出现超载、冲击等不确定因素的发生，有效的提高了低载疲劳试验的安全性和有效性。
本发明的飞机装机系统低载疲劳试验系统测试原理如下：
采用凸轮位移输出的方式对试验载荷的大小及施加速度进行控制，图2给出了凸轮示意图，其在转动过程中不同角度的位移输出量是随着时间进行周期性变化；图1为该系统的原理示意图，载荷配重质量为疲劳试验载荷谱中的最大值，它通过弹簧与装机系统试验件连接并且在导轨的作用下只能实现沿重力方向的上下运动，其上下运动的动力来源为凸轮的转动，弹簧会在载荷配重上下运动的过程中规律性形变，满足试验载荷施加的连续性。
当凸轮位移输出量达到最大值时，弹簧的形变为0，此时系统试验件所受的载荷为0；当凸轮继续转动时，位移输出量减小，载荷配重在重力的作用下位置下降，系统试验件开始承载疲劳试验载荷；当凸轮的位移输出量达到最小值时，弹簧形变达到最大，载荷配重质量完全施加于系统试验件上，达到疲劳载荷谱中的最大值；随着凸轮位移输出量的周期性变化，系统试验件所受试验载荷也按照疲劳试验载荷谱出现周期性变化，完成疲劳试验的载荷施加。
综上所述，本发明的飞机装机系统低载疲劳试验系统，试验载荷的施加不会受到超载和冲击的影响，有效的保障了疲劳试验的安全性和有效性，提高了试验效率，节省了试验成本，因此也可将该方法拓展使用，满足更多复杂结构的疲劳试验要求。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种飞机装机系统低载疲劳试验系统，其特征在于，包括：
装机系统试验件(1)，水平放置在试验平台上，并受控地沿水平方向移动；
载荷配重(2)，其重量配重成疲劳试验载荷谱中的最大值；
限位装置(4)，设置在所述载荷配重(2)的侧面，用于对所述载荷配重(2)在水平方向的位移进行限制，使得所述载荷配重(2)仅在竖直方向往复运动；
弹簧(3)，位于所述载荷配重(2)的顶部，所述弹簧(3)的伸缩方向为竖直方向，其底端固定连接至所述载荷配重(2)的顶端；
滑轮(5)，位于所述弹簧(3)的顶部，所述弹簧(3)的顶端通过一根拉线连接至所述装机系统试验件(1)的一端，且通过所述拉线与所述滑轮(5)的配合实现垂直换向；
凸轮机构(凸轮、凸轮驱动装置)，包括凸轮(6)，所述凸轮(6)通过转轴设置在所述载荷配重(2)的底部，所述载荷配重(2)的底面与所述凸轮(6)的外环面接触，所述凸轮(6)的形状配置成在一个旋转周期内具有一个最大直径和一个最小直径，且在转动过程中不同角度的位移输出量是随着时间进行周期性变化；其中
在最大直径时，所述弹簧(3)处于自然状态，在最小直径时，所述弹簧(3)处于最大形变状态。
2.根据权利要求1所述的飞机装机系统低载疲劳试验系统，其特征在于，所述凸轮机构还包括：
驱动电机，用于通过所述转轴驱动所述凸轮(6)转动；
凸轮转动控制器，配重成通过所述驱动电机驱动所述凸轮(6)按照预定频率转动。
3.根据权利要求1所述的飞机装机系统低载疲劳试验系统，其特征在于，所述限位装置(4)为两块相对设置在限位板，所述载荷配重(2)位于所述两块限位板之间，所述限位板上设置有沿竖直方向的导轨，所述载荷配重(2)上设置有相匹配的滑块。
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