CN112539911A - 一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种翼身热分离过程中载荷施加‑脱钩试验装置，其试验对象为舱体和固连在所述舱体侧面的翼面，翼面前后两侧分别设置有背风面加热器和迎风面加热器以对翼面施加热载荷，翼面上穿设有脱离拉钩，脱离拉钩背离翼面的一侧顺次连接有加载拉钩、橡皮绳组件，橡皮绳组件背离加载拉钩的一侧顺次连接有螺纹杆、载荷调节套筒、固定安装板。该试验装置采用分离运动载荷施加模块，使分离机构与加载系统之间分离过程不脱离、不卡滞，且分离动作完成后分离机构与加载系统之间能顺利脱离。

Description

一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置
技术领域
本发明涉及一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，属于地面热分离试验领域。
背景技术
一些翼身组合体形式的航空航天飞行器在高马赫数飞行某阶段，会产生舱翼分离动作，翼面被抛出过程中仍然受到气动力作用。为考核翼身分离机构的可靠性、静/热强度等性能，须对其进行地面热分离加载试验。载荷施加-脱钩试验装置是进行地面热分离加载试验的必要设备。
对于一些试验，分离结构在分离过程中同时承受特定力载荷。比如，翼身热分离试验中，加热到一定时间后，舱体将完成拋翼动作，抛翼过程也是翼轴抽出舱体的过程，此过程中加载设备须持续对翼面施加特定力载荷，以此验证翼身分离机构的可靠性、静/热强度等性能。
目前，国内外航空航天领域的结构承载试验多聚焦于静态试验，在整个试验过程中承载结构固定不动，试验中油缸等静态加载设备的安装、固定十分灵活，但翼面在分离过程中会产生沿载荷方向的瞬间小幅位移，容易导致加载油缸掉载或载荷失控，基于油缸的静态加载系统不能满足分离加载试验的需求，而载荷施加-脱钩试验装置，是一种新尝试。针对航空航天飞行器翼面在受热过程中快速、大幅度与舱体分离的同时载荷施加及分离脱钩问题的研究、应用稀少，基本没有可参考的实例。
现有技术中，翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验中面临不足和需求包括：
1)在常规静力加载试验中，被加载对象固定不动，加载设备的固定方式十分简单、灵活，被加载对象与加载设备之间的连接也较通用。但翼面在分离过程中会产生沿载荷方向的瞬间小幅位移，容易导致加载油缸掉载或载荷失控。针对热分离试验的这种特点，须重新对加载设备及方式进行总体设计，以保证加载设备对被加载对象沿载荷方向的小幅运动不敏感。
2)翼身热分离试验中，翼面分离是一个瞬间过程，翼面与加载系统之间须保证分离过程不脱离、不卡滞，且分离动作完成后翼面与加载系统之间能顺利脱钩。因此需要根据翼面的分离行程、分离速度设计加载脱离模块，并应用于加载系统。
3)承载结构与加载设备之间通常有加载过渡工装。在翼面热分离加载试验中，当承载结构与加载设备完成分离动作后，加载过渡工装在加载设备惯性的带动下，易产生无序甩动，这对试验产品和试验设备均具有破坏性。必须设定安全保证方案，避免加载过渡工装的无序甩动，因此需要设计限位等安全保证方案。
发明内容
(一)要解决的技术问题
针对现有技术中的上述不足和需求，本发明提出一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，采用分离运动载荷施加模块，实现了加载设备对翼面沿载荷方向的小幅运动不敏感的功能，满足型号试验需求。该试验装置使分离机构与加载系统之间分离过程不脱离、不卡滞，且分离动作完成后分离机构与加载系统之间能顺利脱离。采用限位杆和限位板的组合结构避免了承载结构与加载设备完成分离动作后的无序甩动。
(二)技术方案
一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，其试验对象为舱体和固连在所述舱体侧面的翼面，舱体与地面固定，翼面的延伸方向与舱体的中心线平行，翼面前后两侧分别设置有背风面加热器和迎风面加热器以对翼面施加热载荷，翼面上穿设有脱离拉钩，脱离拉钩背离翼面的一侧顺次连接有加载拉钩、橡皮绳组件，橡皮绳组件背离加载拉钩的一侧顺次连接有螺纹杆、载荷调节套筒、固定安装板，固定安装板固定安装，载荷沿着脱离拉钩、橡皮绳组件、螺纹杆、载荷调节套筒的方向施加，翼面是载荷承载体，分离过程中翼面沿垂直于载荷方向运动。
脱离拉钩穿过翼面的一端通过随形垫块和紧固螺母固定在翼面上，随形垫块的形状与翼面匹配，脱离拉钩包括延长杆和位于延长杆后端的分离导槽，延长杆背离分离导槽的一端穿过随形垫块的中心，脱离拉钩与加载拉钩之间通过分离导槽实现二者挂钩连接或脱钩；分离导槽用以约束脱离拉钩沿分离导槽方向移动，保证翼面的运动过程中，脱离拉钩与加载拉钩之间不脱离、不卡滞，且分离动作完成后，脱离拉钩和加载拉钩之间能顺利脱离。
分离导槽的几何尺寸以翼面的分离行程和分离速度为基础而设置；迎风面加热器上设置可供所述延长杆穿过的槽。
加载拉钩与橡皮绳组件之间依次设有测力计、限位杆、限位板，所述测力计用于测量载荷施加力，所述限位杆横向设置于限位板前方，以在脱离拉钩和机载拉钩脱离后，限制加载拉钩沿载荷方向的运动距离。
所述限位板呈大致方形，且其四个边均固定，所述限位板具有中心孔，所述中心孔的直径小于所述限位杆的长度，所述限位杆和所述限位板的组合限制了加载拉钩在上述脱离后的无序甩动。
所述橡皮绳组件包括两端的橡皮绳拉板及两橡皮绳拉板之间的若干橡皮绳，所述橡皮绳的长度和数量根据分离行程和载荷大小设置。
所述螺纹杆和所述载荷调节套筒螺纹连接以调节载荷大小。
一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置的试验方法，包括以下步骤：
S1.所述试验装置的组装；
S2.组装完成后，施加载荷，旋转载荷调节套筒，调节测力计测得的载荷大小至要求值；
S3.实施翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验；
S4.试验结束。
步骤S1包括以下步骤：
S11.将侧面安装有翼面的舱体固定在地面上；
S12.将紧固螺母、随形垫块、翼面、脱离拉钩、加载拉钩、测力计、限位杆组装到位；
S13.安装背风面加热器和迎风面加热器，保证脱离拉钩从迎风面加热器的槽中穿出；
S14.将限位板固定，并确保限位杆在限位板的中心孔前侧并靠近测力计；
S15.将橡皮绳拉板和橡皮绳组装成一体，将橡皮绳拉板一端与限位杆相连；
S16.将螺纹杆与载荷调节套筒组装成一体，将螺纹杆一端与橡皮绳拉板另一端相连；
S17.调节整个试验装置，保证脱离拉钩、加载拉钩、测力计、限位杆、橡皮绳拉板、橡皮绳、螺纹杆、载荷调节套筒、固定安装板与载荷方向一致。
步骤S3具体包括如下步骤：
S31.试验开始，启动背风面加热器和迎风面加热器对翼面施加热载荷；
S32.发出抛翼口令后，舱体将翼面抛出；
S33.紧固螺母、随形垫块、翼面、脱离拉钩组成的整体沿分离导槽运动一段时间后顺利脱钩。
(三)有益效果
本发明的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置采用分离运动载荷施加模块，实现了加载设备对翼面沿载荷方向的小幅运动不敏感的功能，满足型号试验需求。该试验装置使分离机构与加载系统之间分离过程不脱离、不卡滞，且分离动作完成后分离机构与加载系统之间能顺利脱离。采用限位杆和限位板的组合结构避免了承载结构与加载设备完成分离动作后的无序甩动。
附图说明
图1本发明的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置立体示意图。
图2图1中脱离拉钩的具体结构图。
图中，1-舱体；2-背风面加热器；3-紧固螺母；4-随形垫块；5-翼面；6-迎风面加热器；7-脱离拉钩；8-加载拉钩；9-测力计；10-限位杆；11-限位板；12-橡皮绳拉板；13-橡皮绳；14-螺纹杆；15-载荷调节套筒；16-固定安装板；17-延长杆；18-分离导槽。
具体实施方式
本发明的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，其试验对象为舱体1和固连在所述舱体1侧面的翼面5，舱体1与地面固定，翼面5的延伸方向与舱体1的中心线平行，翼面5前后两侧分别设置有背风面加热器2和迎风面加热器6以对翼面5施加热载荷，翼面5上穿设有脱离拉钩7，脱离拉钩7背离翼面5的一侧顺次连接有加载拉钩8、橡皮绳组件，橡皮绳组件背离加载拉钩8的一侧顺次连接有螺纹杆14、载荷调节套筒15、固定安装板16，固定安装板16固定安装，载荷沿着脱离拉钩7、橡皮绳组件、螺纹杆14、载荷调节套筒15的方向施加，翼面5是载荷承载体，分离过程中翼面5沿垂直于载荷方向运动。
脱离拉钩7穿过翼面5的一端通过随形垫块4和紧固螺母3固定在翼面5上，随形垫块4的形状与翼面5匹配，脱离拉钩7包括延长杆17和位于延长杆17后端的分离导槽18，延长杆17背离分离导槽18的一端穿过随形垫块4的中心，脱离拉钩7与加载拉钩8之间通过分离导槽18实现二者挂钩连接或脱钩；分离导槽18用以约束脱离拉钩7沿分离导槽18方向移动，保证翼面5的运动过程中，脱离拉钩7与加载拉钩8之间不脱离、不卡滞，且分离动作完成后，脱离拉钩7和加载拉钩8之间能顺利脱离。
分离导槽18的几何尺寸以翼面5的分离行程和分离速度为基础而设置；迎风面加热器6上设置可供所述延长杆17穿过的槽。
加载拉钩8与橡皮绳组件之间依次设有测力计9、限位杆10、限位板11，所述测力计9用于测量载荷施加力，所述限位杆10横向设置于限位板11前方，以在脱离拉钩7和机载拉钩8脱离后，限制加载拉钩8沿载荷方向的运动距离。
所述限位板11呈大致方形，且其四个边均固定，所述限位板11具有中心孔，所述中心孔的直径小于所述限位杆10的长度，所述限位杆10和所述限位板11的组合限制了加载拉钩8在上述脱离后的无序甩动。
所述橡皮绳组件包括两端的橡皮绳拉板12及两橡皮绳拉板12之间的若干橡皮绳13，所述橡皮绳13的长度和数量根据分离行程和载荷大小设置。
所述螺纹杆14和所述载荷调节套筒15螺纹连接以调节载荷大小。
一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置的试验方法，包括以下步骤：
S1.所述试验装置的组装；
S2.组装完成后，施加载荷，旋转载荷调节套筒15，调节测力计9测得的载荷大小至要求值；
S3.实施翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验；
S4.试验结束。
其中，步骤S1包括以下步骤：
S11.将侧面安装有翼面5的舱体1固定在地面上；
S12.将紧固螺母3、随形垫块4、翼面5、脱离拉钩7、加载拉钩8、测力计9、限位杆10组装到位；
S13.安装背风面加热器2和迎风面加热器6，保证脱离拉钩7从迎风面加热器6的槽中穿出；
S14.将限位板11固定，并确保限位杆10在限位板11的中心孔前侧并靠近测力计9；
S15.将橡皮绳拉板12和橡皮绳13组装成一体，将橡皮绳拉板12一端与限位杆10相连；
S16.将螺纹杆14与载荷调节套筒15组装成一体，将螺纹杆14一端与橡皮绳拉板12另一端相连；
S17.调节整个试验装置，保证脱离拉钩7、加载拉钩8、测力计9、限位杆10、橡皮绳拉板12、橡皮绳13、螺纹杆14、载荷调节套筒15、固定安装板16与载荷方向一致。
步骤S3具体包括如下步骤：
S31.试验开始，启动背风面加热器2和迎风面加热器6对翼面施加热载荷；
S32.发出抛翼口令后，舱体1将翼面5抛出；
S33.紧固螺母3、随形垫块4、翼面5、脱离拉钩7组成的整体沿分离导槽18运动一段时间后顺利脱钩。

Claims (10)

1.一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，其试验对象为舱体和固连在所述舱体侧面的翼面，其特征在于，舱体与地面固定，翼面的延伸方向与舱体的中心线平行，翼面前后两侧分别设置有背风面加热器和迎风面加热器以对翼面施加热载荷，翼面上穿设有脱离拉钩，脱离拉钩背离翼面的一侧顺次连接有加载拉钩、橡皮绳组件，橡皮绳组件背离加载拉钩的一侧顺次连接有螺纹杆、载荷调节套筒、固定安装板，固定安装板固定安装，载荷沿着脱离拉钩、橡皮绳组件、螺纹杆、载荷调节套筒的方向施加，翼面是载荷承载体，分离过程中翼面沿垂直于载荷方向运动。
2.如权利要求1所述的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，其特征在于，脱离拉钩穿过翼面的一端通过随形垫块和紧固螺母固定在翼面上，随形垫块的形状与翼面匹配，脱离拉钩包括延长杆和位于延长杆后端的分离导槽，延长杆背离分离导槽的一端穿过随形垫块的中心，脱离拉钩与加载拉钩之间通过分离导槽实现二者挂钩连接或脱钩；分离导槽用以约束脱离拉钩沿分离导槽方向移动，保证翼面的运动过程中，脱离拉钩与加载拉钩之间不脱离、不卡滞，且分离动作完成后，脱离拉钩和加载拉钩之间能顺利脱离。
3.如权利要求2所述的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，其特征在于，分离导槽的几何尺寸以翼面的分离行程和分离速度为基础而设置；迎风面加热器上设置可供所述延长杆穿过的槽。
4.如权利要求3所述的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，其特征在于，加载拉钩与橡皮绳组件之间依次设有测力计、限位杆、限位板，所述测力计用于测量载荷施加力，所述限位杆横向设置于限位板前方，以在脱离拉钩和机载拉钩脱离后，限制加载拉钩沿载荷方向的运动距离。
5.如权利要求4所述的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，其特征在于，所述限位板呈大致方形，且其四个边均固定，所述限位板具有中心孔，所述中心孔的直径小于所述限位杆的长度，所述限位杆和所述限位板的组合限制了加载拉钩在上述脱离后的无序甩动。
6.如权利要求5所述的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，其特征在于，所述橡皮绳组件包括两端的橡皮绳拉板及两橡皮绳拉板之间的若干橡皮绳，所述橡皮绳的长度和数量根据分离行程和载荷大小设置。
7.如权利要求6所述的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置，其特征在于，所述螺纹杆和所述载荷调节套筒螺纹连接以调节载荷大小。
8.如权利要求7所述的一种翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验装置的试验方法，包括以下步骤：
S1.所述试验装置的组装；
S2.组装完成后，施加载荷，旋转载荷调节套筒，调节测力计测得的载荷大小至要求值；
S3.实施翼身热分离过程中载荷施加-脱钩试验；
S4.试验结束。
9.如权利要求8所述的试验方法，其特征在于，步骤S1包括以下步骤：
S11.将侧面安装有翼面的舱体固定在地面上；
S12.将紧固螺母、随形垫块、翼面、脱离拉钩、加载拉钩、测力计、限位杆组装到位；
S13.安装背风面加热器和迎风面加热器，保证脱离拉钩从迎风面加热器的槽中穿出；
S14.将限位板固定，并确保限位杆在限位板的中心孔前侧并靠近测力计；
S15.将橡皮绳拉板和橡皮绳组装成一体，将橡皮绳拉板一端与限位杆相连；
S16.将螺纹杆与载荷调节套筒组装成一体，将螺纹杆一端与橡皮绳拉板另一端相连；
S17.调节整个试验装置，保证脱离拉钩、加载拉钩、测力计、限位杆、橡皮绳拉板、橡皮绳、螺纹杆、载荷调节套筒、固定安装板与载荷方向一致。
10.如权利要求9所述的试验方法，其特征在于，步骤S3具体包括如下步骤：
S31.试验开始，启动背风面加热器和迎风面加热器对翼面施加热载荷；
S32.发出抛翼口令后，舱体将翼面抛出；
S33.紧固螺母、随形垫块、翼面、脱离拉钩组成的整体沿分离导槽运动一段时间后顺利脱钩。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114295317A (zh) * 2021-11-29 2022-04-08 上海机电工程研究所 展开折叠舵扭矩加载试验系统、方法及介质

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9405001D0 (en) * 1994-03-15 1994-04-27 British Aerospace Rigging of aircraft wing flaps
RU114366U1 (ru) * 2011-10-12 2012-03-20 Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" Стенд для отработки механизма раскладывания аэродинамической поверхности под воздействием механических нагрузок
CN102607940A (zh) * 2012-03-26 2012-07-25 南京航空航天大学 一种航空结构的拉剪试验加载装置
CN103123292A (zh) * 2013-01-07 2013-05-29 西北工业大学 折叠翼气动加载展开实验装置
CN105092395A (zh) * 2015-07-14 2015-11-25 庆安集团有限公司 一种增加水平冲击试验台负载的装置
CN105857638A (zh) * 2016-06-21 2016-08-17 中国飞机强度研究所 一种机翼载荷加载装置
CN206258268U (zh) * 2016-12-21 2017-06-16 北京强度环境研究所 一种折叠弹翼模拟加载试验装置
CN107290125A (zh) * 2017-07-07 2017-10-24 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼风洞试验加载装置
CN107662713A (zh) * 2017-09-01 2018-02-06 西北工业大学 大变形机翼静力试验的随动加载装置
CN108167310A (zh) * 2017-12-23 2018-06-15 中航电测仪器股份有限公司 一种自动解锁挂钩及其使用方法
CN207748006U (zh) * 2018-01-19 2018-08-21 扬州飞虎航空科技有限公司 一种固定翼载荷舱盖快拆装置
CN110667885A (zh) * 2019-09-25 2020-01-10 西北工业大学 飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法
CN211527791U (zh) * 2019-11-13 2020-09-18 彩虹无人机科技有限公司 一种中小型固定翼静力试验装置

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9405001D0 (en) * 1994-03-15 1994-04-27 British Aerospace Rigging of aircraft wing flaps
RU114366U1 (ru) * 2011-10-12 2012-03-20 Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" Стенд для отработки механизма раскладывания аэродинамической поверхности под воздействием механических нагрузок
CN102607940A (zh) * 2012-03-26 2012-07-25 南京航空航天大学 一种航空结构的拉剪试验加载装置
CN103123292A (zh) * 2013-01-07 2013-05-29 西北工业大学 折叠翼气动加载展开实验装置
CN105092395A (zh) * 2015-07-14 2015-11-25 庆安集团有限公司 一种增加水平冲击试验台负载的装置
CN105857638A (zh) * 2016-06-21 2016-08-17 中国飞机强度研究所 一种机翼载荷加载装置
CN206258268U (zh) * 2016-12-21 2017-06-16 北京强度环境研究所 一种折叠弹翼模拟加载试验装置
CN107290125A (zh) * 2017-07-07 2017-10-24 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼风洞试验加载装置
CN107662713A (zh) * 2017-09-01 2018-02-06 西北工业大学 大变形机翼静力试验的随动加载装置
CN108167310A (zh) * 2017-12-23 2018-06-15 中航电测仪器股份有限公司 一种自动解锁挂钩及其使用方法
CN207748006U (zh) * 2018-01-19 2018-08-21 扬州飞虎航空科技有限公司 一种固定翼载荷舱盖快拆装置
CN110667885A (zh) * 2019-09-25 2020-01-10 西北工业大学 飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法
CN211527791U (zh) * 2019-11-13 2020-09-18 彩虹无人机科技有限公司 一种中小型固定翼静力试验装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李泽之等: "航天静力学试验计价模型设计研究", 《强度与环境》 *
赵桥: "小型固定翼无人机绳钩回收系统设计及仿真分析", 《中国优秀博硕士学位论文全文数据库(硕士)工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114295317A (zh) * 2021-11-29 2022-04-08 上海机电工程研究所 展开折叠舵扭矩加载试验系统、方法及介质

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