CN109342001B - 飞机面板连接件振动试验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞机面板连接件振动试验装置，包括转向组件和加载组件，转向组件固定在振动台台面上，转向组件包括转向立板、转向底板和两个支撑侧板，转向立板与转向底板垂直固定，转向立板和转向底板的垂直侧边分别与支撑侧板连接，加载组件包括上夹层、下夹层、加载砝码、安装底板、上夹层连接件和下夹层连接件，安装底板固定在转向底板上，安装底板的边部与转向立板的端面连接，加载砝码上依次设有上夹层和下夹层，下夹层的第一端面与加载砝码的端面连接，上夹层的第一端穿过加载砝码的方槽后固定在安装底板的端面上，上夹层的第二端和下夹层均开设有连接孔，上夹层连接件依次穿过连接孔后与下夹层连接件相连，模拟夹层连接件的实际负载。

Description

飞机面板连接件振动试验装置
技术领域
本发明属于标准件试验技术领域，涉及一种飞机面板连接件振动试验装置。
背景技术
飞机面板是飞机上一种用于实现内部结构开敞、结构部件连接以及内饰等功能的常见零部件。典型的飞机面板通过螺栓螺母组合、快卸锁等连接件实现层板的连接，典型的飞机面板连接件包括连接在上夹层面板上的上夹层连接件和安装在下夹层面板上的下夹层连接件。
振动试验是仿真产品在运输、安装及使用环境中所遭遇到的各种振动环境影响，用来确定产品是否能承受各种环境振动的能力。振动试验是评定元器件、零部件及整机在预期的运输及使用环境中的抵抗能力。振动试验是在试验室对振动系统的实物或模型进行的试验，通过对飞机面板连接件进行振动试验、加速度试验和冲击试验，能够在试验室考核试验件在实际工况的极限环境下的性能，对试验件进行充分的性能考核，以满足实际使用需求。现有的试验装置对飞机面板连接件振动、加速度和冲击试验考核通常不施加质量负载，未考核承受一定质量负载飞机面板连接件环境性能，无法更真实模拟试验件实际工况条件。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提供一种飞机面板连接件振动试验装置，其克服了现有飞机面板连接件振动试验装置无法模拟实际工况环境、振动方向转换繁琐、试验装置要求高等缺点，且结构紧凑、可模拟实际工况载荷、振动方向转换便捷。
本发明是这样实现的：
一种飞机面板连接件振动试验装置，其包括转向组件和加载组件，所述转向组件固定在振动台台面上，所述加载组件固定在所述转向组件上，所述转向组件包括转向立板、转向底板和两个支撑侧板，所述转向底板或转向立板固定在所述振动台台面上，所述转向立板与所述转向底板垂直固定，所述转向立板的边部与所述转向底板连接在一起，所述转向立板和转向底板的垂直侧边分别与所述支撑侧板连接，所述加载组件包括上夹层、下夹层、加载砝码、安装底板、上夹层连接件和下夹层连接件，所述安装底板固定在所述转向底板上，所述安装底板的边部与所述转向立板的端面连接，所述加载砝码上依次设有上夹层和下夹层，所述下夹层的第一端面与所述加载砝码的端面连接，所述下夹层的第二端面与所述上夹层接触，所述上夹层的第一端穿过所述加载砝码的方槽后固定在所述安装底板的端面上，所述上夹层的第二端和下夹层均开设有连接孔，所述上夹层连接件依次穿过所述连接孔后与所述下夹层连接件相连。
优选地，所述上夹层为中部开设有所述连接孔的倒凹字形结构。
优选地，所述加载砝码为开设有两个方槽的圆柱形结构，所述上夹层的两个侧壁穿过所述方槽后，侧壁的端面与所述安装底板连接。
优选地，所述下夹层为圆盘形。
优选地，所述连接孔包括沉孔和通孔。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
(1)本发明采用加载组件模拟实际载荷对飞机面板连接件即夹层连接件进行加载，通过转向组件对夹层连接件进行振动方向的转换，采用开设有方槽的加载砝码实现对夹层连接件的加载进行振动、冲击和加速度试验，能够模拟夹层连接件的实际负载，能够更真实考核夹层连接件的环境性能。
(2)本发明采用转向组件能够实现夹层连接件的振动、冲击和加速度方向的转换，通过单一方向的试验设备就能够实现对夹层连接件结构三个方向的振动、冲击和加速度的试验考核，操作更便捷，装夹方便，节约试验时间，降低设备要求。
(3)本发明试验效率高和试验更准确，不仅适用于飞机面板连接件，还适用于航空航天、机械工业等多领域夹层连接结构的振动、冲击和加速度的相关试验，易于推广应用。
附图说明
图1为本发明的飞机面板连接件振动试验装置的结构示意图；
图2为本发明的振动试验装置沿夹层连接件轴向振动时的结构示意图；
图3为本发明的振动试验装置沿夹层连接件径向振动时的结构示意图；
图4为转向组件的结构示意图；
图5为加载组件的结构示意图；
图6为加载组件的剖面示意图；
图7为转向底板的结构示意图；
图8为转向立板的结构示意图；
图9为安装底板的结构示意图；
图10为支撑侧板的结构示意图；
图11为加载砝码的结构示意图；
图12a为上夹层的结构示意图；
图12b为上夹层的侧视图；
图13a为下夹层的结构示意图；以及
图13b为下夹层的仰视图。
图中：1、转向组件 2、加载组件 3、振动台台面
11、转向立板 12、转向底板 13、第一支撑侧板 14、第二支撑侧板
21、上夹层 22、下夹层 23、加载砝码 24、安装底板 25、上夹层连接件
26、下夹层连接件 27、加载砝码连接螺栓 28、安装底板连接螺栓
121、转向底板固定孔 122、转向立板连接安装孔 123、转向底板支撑螺纹孔
111、振动台安装孔 112、转向立板安装螺纹孔 113、转向立板支撑螺纹孔
241、安装底板固定孔 242、上夹层安装孔
131、转向立板安装孔 132、转向底板安装孔
231、方槽 232、下夹层安装螺纹孔
212、上夹层沉孔 213、上夹层通孔 214、上夹层固定螺纹孔
221、下夹层通孔 222、下夹层砝码安装孔 223、下夹层沉孔
具体实施方式
以下将参考附图详细说明本发明的示例性实施例、特征和性能方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
如图1～3所示，一种飞机面板连接件振动试验装置，其包括转向组件1和加载组件2，转向组件1或加载组件2固定在振动台台面3上，加载组件2固定在转向组件1上，转向组件1包括转向立板11、转向底板12和两个支撑侧板，转向立板11与转向底板12垂直固定，转向立板11的边部与转向底板12连接在一起，转向立板11和转向底板12的垂直侧边分别与支撑侧板连接，加载组件2包括上夹层21、下夹层22、加载砝码23、安装底板24、上夹层连接件25和下夹层连接件26，安装底板24固定在转向底板12上，安装底板24的边部与转向立板11的端面连接，加载砝码23上依次设有上夹层21和下夹层22，下夹层22的第一端面与加载砝码23的端面连接，下夹层22的第二端面与21上夹层接触，上夹层21的第一端穿过加载砝码23的方槽后固定在安装底板24的端面上，上夹层21的第二端和下夹层22均开设有连接孔，上夹层连接件25依次穿过上夹层的连接孔和下夹层的连接孔后与下夹层连接件26相连。
优选地，上夹层21为中部开设有连接孔的倒凹字形结构，用于模拟飞机面板的上夹层。下夹层为圆盘形，用于模拟飞机面板的下夹层。上夹层21的凹部端面与下夹层的第二端面接触，下夹层22的第一端面与加载砝码23连接。
优选地，加载砝码23为开设有两个方槽的圆柱形结构，上夹层21的两个侧壁穿过方槽后，侧壁的端面与安装底板24连接，用于模拟质量加载。
优选地，连接孔包括沉孔和通孔，如图12a和12b所示，上夹层连接孔包括上夹层沉孔212和上夹层通孔213，上夹层沉孔212位于上夹层通孔213的上方，如图13a和13b所示，下夹层连接孔包括下夹层沉孔223和下夹层通孔221，下夹层沉孔223位于下夹层通孔221的下方。上夹层连接件25依次穿过上夹层沉孔212、上夹层通孔213、下夹层通孔221和下夹层沉孔223后与下夹层连接件26相连。
优选地，本发明均采用螺栓连接。
在本实施例中，如图4所示，转向组件1包括转向立板11、转向底板12、左侧的第一支撑侧板13和右侧的第二支撑侧板14，如图7所示，转向底板12为板型结构件，用于试验方向变换时振动台面安装，当振动方向沿夹层连接件轴向时，转向组件1的转向底板12固定在振动台台面3上，转向底板12的端面上设有多个转向底板固定孔121和转向立板连接安装孔122，两相对的侧边上设有多个转向底板支撑螺纹孔123；如图8所示，转向立板11为板型结构件，用于试验方向变换时振动台面安装，当振动方向沿夹层连接件径向时，转向组件1的转向立板11固定在振动台台面3上，转向立板11的端面上设有多个振动台安装孔111，其中一个侧边上设有多个转向立板安装螺纹孔112，两个相对的侧边上设有多个转向立板支撑螺纹孔113；如图10所示，支撑侧板为三角板型结构件，支撑侧板的两个直角边分别设有多个转向立板安装孔131和转向底板安装孔132；转向底板的转向立板连接安装孔122通过螺栓与转向立板的转向立板安装螺纹孔112连接在一起，使转向立板11与转向底板12垂直固定，安装底板24通过转向底板固定孔121固定在转向底板12上，转向立板11的端面与安装底板24的边部接触，转向立板11的两相对侧边上的转向立板支撑螺纹孔113分别与第一支撑侧板和第二支撑侧板上的转向立板安装孔131通过螺栓连接，转向底板12的两相对侧边上的转向底板支撑螺纹孔123分别与第一支撑侧板和第二支撑侧板上的转向底板安装孔132通过螺栓连接。
如图5所示，加载组件2包括上夹层21、下夹层22、加载砝码23、安装底板24、上夹层连接件25和下夹层连接件26，如图9所示，安装底板24为板型结构件，用于上夹层的固定，安装底板24的四角上设有安装底板固定孔241、中部设有上夹层安装孔242，安装底板24通过穿过安装底板固定孔241和转向底板固定孔121的螺栓与转向底板12连接；如图11所示，加载砝码23为设有两个方槽231的圆柱形结构，加载砝码23的圆心设有多个下夹层安装螺纹孔232；如图12a和图12b所示，上夹层21的为倒凹字形结构，且中部依次设有上夹层沉孔212和上夹层通孔213，上夹层21的两侧壁的端面设有上夹层固定螺纹孔214；如图13a和图13b所示，下夹层22为圆盘形结构，设有多个下夹层砝码安装孔222和中心依次的下夹层通孔和下夹层沉孔223；上夹层21的两个侧壁穿过加载砝码23的方槽231后，其端面通过穿过上夹层固定螺纹孔214和上夹层安装孔242的安装底板连接螺栓28与安装底板24连接，下夹层22安装在上夹层21和加载砝码23之间，上夹层连接件25依次穿过上夹层沉孔212、上夹层通孔213、下夹层沉孔223和下夹层通孔221后与下夹层连接件26相连，下夹层通过穿过下夹层砝码安装孔222的加载砝码连接螺栓27与加载砝码23相连。
采用本发明的飞机面板连接件振动试验装置进行振动试验的过程具体为：
如图2所示，当振动方向沿夹层连接件即飞机面板连接件轴向时，转向组件1的转向底板12固定在振动台台面3上，加载组件2通过螺栓固定在转向组件1上，设置振动台的参数，开始试验振动台沿垂直台面方向振动，对飞机面板连接件进行轴向的试验考核。
如图3所示，当振动方向沿夹层连接件即飞机面板连接件径向时，转向组件1的转向立板11固定在振动台台面3上，加载组件2通过螺栓固定在转向组件1上，设置振动台的参数，开始试验振动台沿垂直台面方向振动，对飞机面板连接件进行径向的试验考核。
如图3所示，当振动方向沿夹层连接件即飞机面板连接件另一径向即同时垂直于夹层连接件轴向和径向的方向时，将转向组件1的转向立板11以振动台台面3法向方向为轴向转动90°安装在振动台台面3上，加载组件2通过螺栓固定在转向组件1上，设置振动台的参数，开始试验振动台沿垂直台面方向振动，对飞机面板连接件进行另一径向的试验考核。
本发明的振动试验装置不仅适用于飞机面板连接件，还可以用于其他夹层连接件的振动试验。
综上，本发明具有以下优点：
(1)本发明采用加载组件模拟实际载荷对飞机面面连接件即夹层连接件进行加载，通过转向组件对夹层连接件进行振动方向的转换，采用开设有方槽的加载砝码实现对夹层连接件的加载进行振动、冲击和加速度试验，能够模拟夹层连接件的实际负载，能够更真实考核夹层连接件的环境性能。
(2)本发明采用转向组件能够实现夹层连接件的振动、冲击和加速度方向的转换，通过单一方向的试验设备就能够实现对夹层连接件结构三个方向的振动、冲击和加速度的试验考核，操作更便捷，装夹方便，节约试验时间，降低设备要求。
(3)本发明试验效率高和试验更准确，不仅适用于飞机面板连接件，还适用于航空航天、机械工业等多领域夹层连接结构的振动、冲击和加速度的相关试验，易于推广应用。
最后应说明的是：以上所述的各实施例仅用于说明本发明技术方案，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：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或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各实施例技术方案的范围。

Claims (5)

1.一种飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：其包括转向组件和加载组件，所述转向组件固定在振动台台面上，所述加载组件固定在所述转向组件上，
所述转向组件包括转向立板、转向底板和两个支撑侧板，所述转向底板或转向立板固定在所述振动台台面上，所述转向立板与所述转向底板垂直固定，所述转向立板的边部与所述转向底板连接在一起，所述转向立板和转向底板的垂直侧边分别与所述支撑侧板连接，
所述加载组件包括上夹层、下夹层、加载砝码、安装底板、上夹层连接件和下夹层连接件，所述安装底板固定在所述转向底板上，所述安装底板的边部与所述转向立板的端面连接，所述加载砝码上依次设有上夹层和下夹层，所述下夹层的第一端面与所述加载砝码的端面连接，所述下夹层的第二端面与所述上夹层接触，所述上夹层的第一端穿过所述加载砝码的方槽后固定在所述安装底板的端面上，所述上夹层的第二端和下夹层均开设有连接孔，所述上夹层连接件依次穿过所述连接孔后与所述下夹层连接件相连；
采用所述飞机面板连接件振动试验装置进行振动试验的过程具体为：
当振动方向沿夹层连接件即飞机面板连接件轴向时，转向组件的转向底板固定在振动台台面上，加载组件通过螺栓固定在转向组件上，设置振动台的参数，开始试验振动台沿垂直台面方向振动，对飞机面板连接件进行轴向的试验考核；
当振动方向沿夹层连接件即飞机面板连接件径向时，转向组件的转向立板固定在振动台台面上，加载组件通过螺栓固定在转向组件上，设置振动台的参数，开始试验振动台沿垂直台面方向振动，对飞机面板连接件进行径向的试验考核；
当振动方向沿夹层连接件即飞机面板连接件另一径向即同时垂直于夹层连接件轴向和径向的方向时，将转向组件的转向立板以振动台台面法向方向为轴向转动90°安装在振动台台面上，加载组件通过螺栓固定在转向组件上，设置振动台的参数，开始试验振动台沿垂直台面方向振动，对飞机面板连接件进行另一径向的试验考核。
2.根据权利要求1所述的飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：所述上夹层为中部开设有所述连接孔的倒凹字形结构。
3.根据权利要求2所述的飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：所述加载砝码为开设有两个方槽的圆柱形结构，所述上夹层的两个侧壁穿过所述方槽后，侧壁的端面与所述安装底板连接。
4.根据权利要求3所述的飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：所述下夹层为圆盘形。
5.根据权利要求1或2所述的飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：所述连接孔包括沉孔和通孔。
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