CN108502207A - 弹射冲击地面验证试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞机相关领域，尤其涉及用于飞机弹射起飞时，模拟弹射起飞冲击响应的地面验证试验方法，包括如下步骤：根据舰载飞机弹射载荷主传力路径从机体结构上选取一段作为地面验证试验件，以及机体试验段；在起落架及机体结构的主要传力路径以及关键部位上安置过载传感器以及粘贴应变传感器，并设置激光位移传感器；将试验件后端固定约束在承力墙上，并在起落架轮心处放置橡胶垫以约束载荷施加过程中试验件垂直向下的位移；本发明采用前起落架及主传力路径上的主要机体结构作为试验件，大大的减小了试验件规模，降低了设计制造成本。采用多通道油缸协同加载，保证了载荷在整个弹射过程中的正确性。
Description
技术领域
本发明涉及飞机相关领域，尤其涉及用于飞机弹射起飞时，模拟弹射起飞冲击响应的地面验证试验方法。
技术背景
如今弹射起飞是舰载飞机最理想的起飞方式，在弹射起飞过程中，飞机弹射杆与往复车连接、张紧，牵制杆断开，飞机随往复车滑跑，然后起飞，弹射飞机的起飞过程是一个典型的动态冲击过程。由于冲击对飞机结构，尤其是前起落架及其连接结构的影响巨大，为确保起飞安全，需要对舰载机的前起落架及机体结构进行地面试验验证。
目前，对舰载机弹射过程的模拟都采用在整个机体结构上施加静力载荷的方法进行模拟。因此，其具有如下几点不足之处：
1）采用整个机体结果作为试验件，试验件规模大，试验成本很高；
2）弹射起飞过程中飞机实际受载时间历程十分复杂，静力试验无法体现张力销额定剪断载荷、弹射杆载荷以及冲击时间等各种因素对弹射冲击过程的影响；
3）冲击受载与静力加载对结构的产生影响完全不同，静力试验过程无法准确模拟弹射冲击下起落架及机体结构的动态响应。
目前国内尚没有关于模拟弹射冲击过程的地面试验验证方法可以借鉴。
发明内容
本发明的目的是针对上述现有技术存在的问题，提供一种更为准确的模拟弹射冲击过程以及冲击过程中结构响应的地面验证试验方法。
本发明通过以下技术方案实现：
一种弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：包括如下步骤：
1）根据舰载飞机弹射载荷主传力路径从机体结构上选取一段作为地面验证试验件，以及机体试验段；
2）在起落架及机体结构的主要传力路径以及关键部位上安置过载传感器以及粘贴应变传感器，并设置激光位移传感器；
3）将试验件后端固定约束在承力墙上，并在起落架轮心处放置橡胶垫以约束载荷施加过程中试验件垂直向下的位移；
4）对舰载飞机弹射起飞工况进行筛选，确定弹射冲击地面验证试验载荷，根据试验载荷以及试验件结构对弹射工况进行静力计算，并根据计算结果对试验件进行改装设计；
5）根据弹射状态设置牵制杆和弹射杆角度，并在牵制杆和弹射杆端头连接加载油缸，保证加载过程中油缸行程与弹射杆或牵制杆同轴向；
6）在牵制杆和弹射杆上按牵制杆限制载荷和弹射杆限制载荷的5%一级逐级同步加载；
7）当牵制杆载荷加载至张力销断裂载荷时，张力销被剪断，牵制杆加载油缸掉载至零，弹射杆载荷出现大幅掉载，此时设置弹射杆加载油缸使其迅速恢复至加载状态；
8）在上述试验步骤5）~8）过程中，保持对试验过程数据的采集和测量；
9）对测量数据进行处理和分析。
所述步骤1）中的弹射冲击地面试验件包括舰载机前起落架系统。如弹射装置、牵制装置以及起落架。
所述步骤4）中的静力计算在GJB里面有舰载飞机静力试验载荷和工况的描述，改装设计的内容主要就是根据静强度分析结果对试验边界（即非关心部位）进行增强等手段。）
所述步骤9）具体为先对试验数据进行筛选，然后对试验数据的合理性进行分析，然后根据试验数据进行频谱或者冲击响应谱分析等。
根据弹射载荷的主要传力路径和主要受力部件以及起落架系统作为弹射冲击面验证试验件。
在牵制杆和弹射杆端头分别连接牵制杆载荷作用油缸和弹射杆载荷作用油缸，并通过牵制杆主动加载方法模拟张力销被动剪断过程，实现张力销剪断引起的冲击对结构的影响模拟。
张力销被剪断瞬间，牵制杆加载油缸掉载至零，弹射杆载荷出现大幅掉载，此时设置弹射杆加载油缸使其迅速恢复至加载状态。
在弹射过程中，利用采样率足够的动态过载传感器以及动态应变传感器对试验数据进行测量。通过对试验数据的处理可得到冲击下结构动态响应。
本发明的有益效果主要体现在：
1、本发明采用前起落架及主传力路径上的主要机体结构作为试验件，大大的减小了试验件规模，降低了设计制造成本。采用多通道油缸协同加载，保证了载荷在整个弹射过程中的正确性。舰载机在弹射起飞过程中，由于机体结构在航向上自由，弹射杆载荷将直接传递到牵制杆上，而在地面验证试验时，试验室没有足够的空间以模拟飞机结构航向的自由状态，本发明将试验件约束在承力墙上，用油缸在牵制杆上主动加载致使张力销剪断的方法模拟实际弹射过程中牵制杆被动受载张力销剪断，解决了由于试验件固定约束在承力墙上造成的弹射杆载荷传递问题，节约了试验空间，降低了试验难度。本发明中的弹射冲击地面验证试验采用真实张力销，并在张力销剪断瞬间，弹射杆载荷掉载后可迅速达到设定的准确的弹射杆载荷，达到准确模拟张力销剪断对结构造成了动态冲击。弹射冲击地面验证试验采用高采样率的应变测量仪和动态过载测量仪，可真实测量出冲击过程中起落架及机体结构动态响应，通过对试验数据的测量分析，能准确掌握结构在冲击过程中的强度特性，保证飞机结构安全，达到试验目的。
2、本发明提供的弹射冲击地面验证试验方法，解决了现有静力试验方法无法准确模拟弹射冲击结构动响应的问题。
附图说明
图1是根据本发明设计的某型弹射无人机弹射冲击地面验证试验件。
图2是本发明中弹射冲击地面验证试验的加载及约束示意图。
图3是本发明中的张力销安装示意图。
附图中：1.机体结构试验件，2.前起落架试验件，3.牵制杆载荷作用油缸，4.弹射杆载荷作用油缸，5.张力销，6.橡胶垫，7.加载支架，8.承力墙。
具体实施方式
实施例1
一种弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：包括如下步骤：
1）根据舰载飞机弹射载荷主传力路径从机体结构上选取一段作为地面验证试验件，以及机体试验段；
2）在起落架及机体结构的主要传力路径以及关键部位上安置过载传感器以及粘贴应变传感器，并设置激光位移传感器；
3）将试验件后端固定约束在承力墙上，并在起落架轮心处放置橡胶垫以约束载荷施加过程中试验件垂直向下的位移；
4）对舰载飞机弹射起飞工况进行筛选，确定弹射冲击地面验证试验载荷，根据试验载荷以及试验件结构对弹射工况进行静力计算，并根据计算结果对试验件进行改装设计；
5）根据弹射状态设置牵制杆和弹射杆角度，并在牵制杆和弹射杆端头连接加载油缸，保证加载过程中油缸行程与弹射杆或牵制杆同轴向；
6）在牵制杆和弹射杆上按牵制杆限制载荷和弹射杆限制载荷的5%一级逐级同步加载；
7）当牵制杆载荷加载至张力销断裂载荷时，张力销被剪断，牵制杆加载油缸掉载至零，弹射杆载荷出现大幅掉载，此时设置弹射杆加载油缸使其迅速恢复至加载状态；
8）在上述试验步骤5）~8）过程中，保持对试验过程数据的采集和测量；
9）对测量数据进行处理和分析。
所述步骤1）中的弹射冲击地面试验件包括舰载机前起落架系统。如弹射装置、牵制装置以及起落架。
所述步骤4）中的静力计算在GJB里面有舰载飞机静力试验载荷和工况的描述，改装设计的内容主要就是根据静强度分析结果对试验边界（即非关心部位）进行增强等手段。）
所述步骤9）具体为先对试验数据进行筛选，然后对试验数据的合理性进行分析，然后根据试验数据进行频谱或者冲击响应谱分析等。
实施例2
一种弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：包括如下步骤：
1）根据舰载飞机弹射载荷主传力路径从机体结构上选取一段作为地面验证试验件，以及机体试验段；
2）在起落架及机体结构的主要传力路径以及关键部位上安置过载传感器以及粘贴应变传感器，并设置激光位移传感器；
3）将试验件后端固定约束在承力墙上，并在起落架轮心处放置橡胶垫以约束载荷施加过程中试验件垂直向下的位移；
4）对舰载飞机弹射起飞工况进行筛选，确定弹射冲击地面验证试验载荷，根据试验载荷以及试验件结构对弹射工况进行静力计算，并根据计算结果对试验件进行改装设计；
5）根据弹射状态设置牵制杆和弹射杆角度，并在牵制杆和弹射杆端头连接加载油缸，保证加载过程中油缸行程与弹射杆或牵制杆同轴向；
6）在牵制杆和弹射杆上按牵制杆限制载荷和弹射杆限制载荷的5%一级逐级同步加载；
7）当牵制杆载荷加载至张力销断裂载荷时，张力销被剪断，牵制杆加载油缸掉载至零，弹射杆载荷出现大幅掉载，此时设置弹射杆加载油缸使其迅速恢复至加载状态；
8）在上述试验步骤5）~8）过程中，保持对试验过程数据的采集和测量；
9）对测量数据进行处理和分析。
所述步骤1）中的弹射冲击地面试验件包括舰载机前起落架系统。如弹射装置、牵制装置以及起落架。
所述步骤4）中的静力计算在GJB里面有舰载飞机静力试验载荷和工况的描述，改装设计的内容主要就是根据静强度分析结果对试验边界（即非关心部位）进行增强等手段。）
所述步骤9）具体为先对试验数据进行筛选，然后对试验数据的合理性进行分析，然后根据试验数据进行频谱或者冲击响应谱分析等。
根据弹射载荷的主要传力路径和主要受力部件以及起落架系统作为弹射冲击面验证试验件。
在牵制杆和弹射杆端头分别连接牵制杆载荷作用油缸和弹射杆载荷作用油缸，并通过牵制杆主动加载方法模拟张力销被动剪断过程，实现张力销剪断引起的冲击对结构的影响模拟。
张力销被剪断瞬间，牵制杆加载油缸掉载至零，弹射杆载荷出现大幅掉载，此时设置弹射杆加载油缸使其迅速恢复至加载状态。
在弹射过程中，利用采样率足够的动态过载传感器以及动态应变传感器对试验数据进行测量。通过对试验数据的处理可得到冲击下结构动态响应。
本发明采用前起落架及主传力路径上的主要机体结构作为试验件，大大的减小了试验件规模，降低了设计制造成本。采用多通道油缸协同加载，保证了载荷在整个弹射过程中的正确性。舰载机在弹射起飞过程中，由于机体结构在航向上自由，弹射杆载荷将直接传递到牵制杆上，而在地面验证试验时，试验室没有足够的空间以模拟飞机结构航向的自由状态，本发明将试验件约束在承力墙上，用油缸在牵制杆上主动加载致使张力销剪断的方法模拟实际弹射过程中牵制杆被动受载张力销剪断，解决了由于试验件固定约束在承力墙上造成的弹射杆载荷传递问题，节约了试验空间，降低了试验难度。本发明中的弹射冲击地面验证试验采用真实张力销，并在张力销剪断瞬间，弹射杆载荷掉载后可迅速达到设定的准确的弹射杆载荷，达到准确模拟张力销剪断对结构造成了动态冲击。弹射冲击地面验证试验采用高采样率的应变测量仪和动态过载测量仪，可真实测量出冲击过程中起落架及机体结构动态响应，通过对试验数据的测量分析，能准确掌握结构在冲击过程中的强度特性，保证飞机结构安全，达到试验目的。本发明提供的弹射冲击地面验证试验方法，解决了现有静力试验方法无法准确模拟弹射冲击结构动响应的问题。
下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
参阅图1，图1为前机身试验段示意图，其中包括前起落架试验件和4090试验框，根据舰载飞机弹射载荷主传力路径从机体结构上选取一段作为地面验证试验件，弹射冲击地面试验件主要包括舰载机前起落架试验件2（弹射装置、牵制装置以及起落架），以及机体结构试验件包括的纵向传力结构以及横向传力结构。在起落架及机体结构的主要传力路径以及关键部位上安置过载传感器以及粘贴应变传感器，并设置激光位移传感器。
参阅图2，将机体结构试验件后端固定约束在承力墙8上，并在起落架轮心处放置橡胶垫6以约束载荷施加过程中试验件垂直向下的位移。对舰载飞机弹射起飞工况进行筛选，确定弹射冲击地面验证试验载荷，根据试验载荷以及试验件结构对弹射工况进行静力计算，并根据计算结果对试验件进行改装设计。根据弹射状态设置牵制杆和弹射杆角度，并在牵制杆和弹射杆端头连接牵制杆载荷作用油缸3和弹射杆载荷作用油缸4，保证加载过程中油缸行程与弹射杆或牵制杆同轴向，将加载油缸以及橡胶垫分别作用在加载支架7和支持立柱上9。图2中α为弹射杆与地面的夹角，β为牵制杆与地面的夹角。
在牵制杆和弹射杆上按牵制杆限制载荷和弹射杆限制载荷的5%一级逐级同步加载。当牵制杆载荷加载至张力销5断裂载荷时，张力销被剪断，牵制杆加载油缸掉载至零，弹射杆载荷出现大幅掉载，此时设置弹射杆加载油缸使其迅速恢复至加载状态。在上诉试验步骤5）~8）过程中，保持对试验过程数据的采集和测量。对测量数据进行处理和分析。图3是中张力销通过加载接头与相关部件实现连接关系。
Claims (7)
1.一种弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：包括如下步骤：
1）根据舰载飞机弹射载荷主传力路径从机体结构上选取一段作为地面验证试验件，以及机体试验段；
2）在起落架及机体结构的主要传力路径以及关键部位上安置过载传感器以及粘贴应变传感器，并设置激光位移传感器；
3）将试验件后端固定约束在承力墙上，并在起落架轮心处放置橡胶垫以约束载荷施加过程中试验件垂直向下的位移；
4）对舰载飞机弹射起飞工况进行筛选，确定弹射冲击地面验证试验载荷，根据试验载荷以及试验件结构对弹射工况进行静力计算，并根据计算结果对试验件进行改装设计；
5）根据弹射状态设置牵制杆和弹射杆角度，并在牵制杆和弹射杆端头连接加载油缸，保证加载过程中油缸行程与弹射杆或牵制杆同轴向；
6）在牵制杆和弹射杆上按牵制杆限制载荷和弹射杆限制载荷的5%一级逐级同步加载；
7）当牵制杆载荷加载至张力销断裂载荷时，张力销被剪断，牵制杆加载油缸掉载至零，弹射杆载荷出现大幅掉载，此时设置弹射杆加载油缸使其迅速恢复至加载状态；
8）在上述试验步骤5）~8）过程中，保持对试验过程数据的采集和测量；
9）对测量数据进行处理和分析。
2.根据权利要求1所述的弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：所述步骤1）中的弹射冲击地面试验件包括舰载机前起落架系统。
3.根据权利要求1所述的弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：所述步骤9）具体为先对试验数据进行筛选，然后对试验数据的合理性进行分析，然后根据试验数据进行频谱或者冲击响应谱分析等。
4.根据权利要求1所述的弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：根据弹射载荷的主要传力路径和主要受力部件以及起落架系统作为弹射冲击面验证试验件。
5.根据权利要求1所述的弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：在牵制杆和弹射杆端头分别连接牵制杆载荷作用油缸和弹射杆载荷作用油缸，并通过牵制杆主动加载方法模拟张力销被动剪断过程，实现张力销剪断引起的冲击对结构的影响模拟。
6.根据权利要求1所述的弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：张力销被剪断瞬间，牵制杆加载油缸掉载至零，弹射杆载荷出现大幅掉载，此时设置弹射杆加载油缸使其迅速恢复至加载状态。
7.根据权利要求1所述的弹射冲击地面验证试验方法，其特征在于：在弹射过程中，利用采样率足够的动态过载传感器以及动态应变传感器对试验数据进行测量；通过对试验数据的处理可得到冲击下结构动态响应。
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Country Status (1)
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|---|---|
| CN (1) | CN108502207A (zh) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110155367A (zh) * | 2019-05-29 | 2019-08-23 | 南京工业职业技术学院 | 一种飞机主起落架抗冲击力测试装置 |
| CN110697078A (zh) * | 2019-10-29 | 2020-01-17 | 燕山大学 | 起落架弹射杆收放性能试验机 |
| CN111409851A (zh) * | 2020-04-09 | 2020-07-14 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机垂向约束与保护装置 |
| CN112793805A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-05-14 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 全机落震缩比模型试验方法 |
| CN113779900A (zh) * | 2021-08-31 | 2021-12-10 | 航宇救生装备有限公司 | 一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法 |
| CN114136676A (zh) * | 2021-11-26 | 2022-03-04 | 航宇救生装备有限公司 | 一种人椅系统弹射集成仿真方法 |
| CN117246527A (zh) * | 2023-09-15 | 2023-12-19 | 中国飞机强度研究所 | 一种舰载飞机前起落架动态冲击响应试验装置及方法 |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3002581A1 (de) * | 1980-01-25 | 1981-08-06 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Anlage zur erprobung des landevorganges von fluggeraeten |
| CN103604593A (zh) * | 2013-11-21 | 2014-02-26 | 南京航空航天大学 | 平面式弹射起飞舰载机前起落架静力试验加载装置 |
| KR101681598B1 (ko) * | 2016-06-27 | 2016-12-01 | 한국항공우주연구원 | 항공기용 착륙장치의 휠 회전 장치 |
| CN206223429U (zh) * | 2016-12-13 | 2017-06-06 | 宜宾三江机械有限责任公司 | 一种飞机起落架旋转摇臂测试台 |
| CN206248322U (zh) * | 2016-12-05 | 2017-06-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种加载装置 |
| CN106932187A (zh) * | 2017-03-27 | 2017-07-07 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起落架突伸试验装置及试验方法 |
| CN106932186A (zh) * | 2017-03-27 | 2017-07-07 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法 |
| CN106976569A (zh) * | 2017-03-27 | 2017-07-25 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法 |
| CN206725203U (zh) * | 2017-03-27 | 2017-12-08 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起落架突伸试验装置 |
| CN206725202U (zh) * | 2017-03-27 | 2017-12-08 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置 |
-
2018
- 2018-03-19 CN CN201810222952.6A patent/CN108502207A/zh active Pending
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3002581A1 (de) * | 1980-01-25 | 1981-08-06 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Anlage zur erprobung des landevorganges von fluggeraeten |
| CN103604593A (zh) * | 2013-11-21 | 2014-02-26 | 南京航空航天大学 | 平面式弹射起飞舰载机前起落架静力试验加载装置 |
| KR101681598B1 (ko) * | 2016-06-27 | 2016-12-01 | 한국항공우주연구원 | 항공기용 착륙장치의 휠 회전 장치 |
| CN206248322U (zh) * | 2016-12-05 | 2017-06-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种加载装置 |
| CN206223429U (zh) * | 2016-12-13 | 2017-06-06 | 宜宾三江机械有限责任公司 | 一种飞机起落架旋转摇臂测试台 |
| CN106932187A (zh) * | 2017-03-27 | 2017-07-07 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起落架突伸试验装置及试验方法 |
| CN106932186A (zh) * | 2017-03-27 | 2017-07-07 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置及其试验方法 |
| CN106976569A (zh) * | 2017-03-27 | 2017-07-25 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起弹射释放动载荷试验装置及其试验方法 |
| CN206725203U (zh) * | 2017-03-27 | 2017-12-08 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起落架突伸试验装置 |
| CN206725202U (zh) * | 2017-03-27 | 2017-12-08 | 南京航空航天大学 | 一种舰载机前起落架弹射释放试验装置 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 何敏等: "舰载机前机身结构地面弹射冲击响应", 《航空学报》 * |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110155367A (zh) * | 2019-05-29 | 2019-08-23 | 南京工业职业技术学院 | 一种飞机主起落架抗冲击力测试装置 |
| CN110697078A (zh) * | 2019-10-29 | 2020-01-17 | 燕山大学 | 起落架弹射杆收放性能试验机 |
| CN110697078B (zh) * | 2019-10-29 | 2020-12-01 | 燕山大学 | 起落架弹射杆收放性能试验机 |
| CN111409851A (zh) * | 2020-04-09 | 2020-07-14 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机垂向约束与保护装置 |
| CN112793805A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-05-14 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 全机落震缩比模型试验方法 |
| CN113779900A (zh) * | 2021-08-31 | 2021-12-10 | 航宇救生装备有限公司 | 一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法 |
| CN113779900B (zh) * | 2021-08-31 | 2024-02-13 | 航宇救生装备有限公司 | 一种地面模拟计算飞行员弹射过程中颈部载荷的方法 |
| CN114136676A (zh) * | 2021-11-26 | 2022-03-04 | 航宇救生装备有限公司 | 一种人椅系统弹射集成仿真方法 |
| CN114136676B (zh) * | 2021-11-26 | 2023-05-12 | 航宇救生装备有限公司 | 一种人椅系统弹射集成仿真方法 |
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