CN114633900B - 飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法，属于飞机测试技术领域。包括支撑主体、气缸、与气缸远离支撑主体一侧连接的固定支撑气囊、为气缸和固定支撑气囊提供气源的气源连接元件、气动控制元件；通过自身质量轻、刚度小的固定支撑气囊对飞机翼面尖端位置进行静力加载，该固定支撑气囊对飞机翼面自身特性的影响和损伤小，不会过多的改变飞机结构的动态特性，通过气缸完成大行程加载的作用，增加了整体的容积，即减小了装置整体对飞机翼面的附加刚度和阻尼，尽可能真实的还原飞机实际飞行时结构的载荷谱，更加贴合飞机翼面尖端部位变形后的静力加载。

Description

飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法

技术领域

本发明属于飞机测试技术领域，具体是飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法。

背景技术

飞机强度测试中，需要对飞机进行振动环境与静力载荷联合加载试验，在该试验中，静力加载装置不能限制结构由于振动产生的位移，并尽量减小加载装置对部件的附加刚度和阻尼，所以静力必须通过弹性加载元件进行模拟。按照飞机结构真实受载情况，静力载荷可以分为集中载荷、均布载荷和分布载荷，一般通过橡皮绳或者其它柔性加载装置进行模拟。

飞机结构中，有一些特定的悬臂梁结构，如鸭翼、全动垂尾、全动平尾等，在振动叠加气动静载环境中，有非常大的动响应。所以针对这些特定的飞机结构，振动叠加静载试验是必须进行的。然而，试验中由于载荷的加载，此类结构的翼尖或者靠近翼尖的部分非常容易产生变形，这就导致此部分结构静力载荷难以加载。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了一种飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法。

本发明的技术方案是：飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，包括支撑主体、用于完成大行程加载且一侧与所述支撑主体连接的气缸、与所述气缸远离支撑主体一侧连接且连接处设有连接件的固定支撑气囊、为气缸和所述固定支撑气囊提供气源的气源连接元件、控制整个系统正常运行的气动控制元件；

所述气缸侧壁且靠近固定支撑气囊一侧设有用于测量气缸的伸出距离的位移传感器，气缸与所述连接件之间设有用于测量静力载荷的载荷传感器；

所述连接件包括与气缸连接的连接主体、设于所述连接主体上且靠近固定支撑气囊一侧的通气筒、与连接主体螺纹连接且可将所述通气筒容纳其中的安装盘，所述安装盘是由多个半径依次减小的安装环同轴设置而成，且通气筒远离连接主体一侧贯穿安装盘的圆心；

固定支撑气囊一端与安装环螺纹连接，另一端侧壁上设有保护垫，所述保护垫包括硅橡胶保护圈、沿周向设于所述硅橡胶保护圈外壁的卡接槽、设于所述卡接槽内的固定圈，固定支撑气囊与外部气路连接管连接处设有用于检测其气密性的漏气检测元件；

所述气源连接元件包括通过气路连接管与连接主体连通且为气缸和固定支撑气囊提供气源的蓄压池、用于监测固定支撑气囊的加载与卸载的气压传感器。

进一步地，所述气缸与支撑主体连接处设有气缸支撑元件，所述气缸支撑元件包括设于支撑主体上且对称分布于气缸上下两侧的两个加固调节柱、与所述加固调节柱内壁螺纹连接的螺纹调节杆、相对设置且通过滑动套与对应螺纹调节杆外壁螺纹连接的两个夹持杆、设于所述夹持杆上且用于夹持气缸外壁的夹持固定爪，两个加固调节柱侧壁分别设有条形移动口，且两个条形移动口相对分布，所述夹持杆可在对应的条形移动口内左右移动，当需要对气缸进行支撑时，通过旋拧螺纹调节杆转动，使滑动套在螺纹调节杆上移动，然后，通过夹持固定爪对气缸外壁进行夹持固定，从而调节夹持杆对气缸的夹持位置，适用于不同型号的气缸，适用性广。

更进一步地，每个所述加固调节柱上均设有辅助加固杆，所述夹持杆的长度可调节，通过辅助加固杆进一步增加气缸支撑元件的支撑力和运行可靠性，通过长度可调节的夹持杆的设置，可调节夹持固定爪与气缸之间的距离，方便拆卸和安装。

进一步地，所述漏气检测元件包括设于气路连接管与连接件连接处的气压调节阀、设于气路连接管外部的漏气检测盒、设于漏气检测盒外壁的第一报警器，所述漏气检测盒内壁设有限位抵接板，所述限位抵接板中心处设有限位抵接口，限位抵接板将漏气检测盒内部由上至下分为触发腔和加压腔，所述触发腔内放置有气浮球，所述气浮球的直径大于限位抵接口的直径，触发腔内且位于限位抵接板上端处设有安装板，且所述安装板底端通过弹簧连接有触发板，所述触发板上端设有与第一报警器电性连接第一触发开关，所述气路连接管通过加压腔与连接件连通。

更进一步地，所述漏气检测盒外壁还设有第二报警器，所述触发腔内壁左右两侧设有滑槽，所述安装板左右两侧设有与所述滑槽滑动连接的滑块，安装板上端设有与所述第二报警器电性连接的第二触发开关。

更进一步地，所述漏气检测盒上设有透明安装口，方便直观观察气浮球的状态，避免报警器不响或误报，增加装置的运行可靠性。

进一步地，所述气缸的缸径为100mm，气缸的行程为800mm。

进一步地，所述气动控制元件包括与各个电气元件电性连接的气动控制器、设于所述蓄压池处的气压计、与所述气动控制器连接的触摸显示屏。

本发明还公开了上述飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统的试验方法为：

S1、通过气缸支撑元件将气缸垂直安装于支撑主体上，具体安装过程为：通过旋拧螺纹调节杆转动，使滑动套在螺纹调节杆上移动，并通过夹持固定爪对气缸外壁进行夹持固定；

S2、通过连接件将固定支撑气囊与气缸连接，构成一个静力加载系统，然后，重复上述操作，安装另一个静力加载系统，使两个静力加载系统相对分布，通过气路连接管将蓄压池与各气缸和通气筒连通，并为气缸和固定支撑气囊提供气源，同时，通过气压传感器监测固定支撑气囊的加载和卸载；

S3、通过相对分布的两个气缸相向延伸，以此调节两个固定支撑气囊与飞机翼面尖端位置的距离，同时，随着固定支撑气囊内气压的增大，对飞机翼面尖端位置进行静力加载，完成大行程静力加载试验，在上述过程中，可根据对飞机翼面尖端加载面加载载荷的大小，根据加载需要使用相应尺寸的固定支撑气囊，并与对应半径尺寸的安装环连接，固定支撑气囊的尺寸越大，对飞机翼面尖端加载面加载载荷就越大；

S4、在固定支撑气囊对飞机翼面尖端位置进行静力加载时，通过漏气检测元件检测固定支撑气囊是否漏气，具体检测过程为：当固定支撑气囊完好时，恒压压缩空气通过气路连接管进入加压腔后，气浮球在限位抵接口位置处是相对静止的，无气流流动，当固定支撑气囊漏气时，系统检测到气压减小，此时，气压调节阀会压缩空气并持续补充，产生气流，气浮球向上移动并压缩弹簧，通过安装板底端与第一触发开关接触，来触发第一触发开关启动第一报警器报警，当固定支撑气囊泄露严重时，气流流速增大，在气浮球向上移动的过程中，安装板两侧的滑块在滑槽内向上移动，使第二触发开关被触发，此时，第二报警器报警，根据相应的报警声音，判断固定支撑气囊的漏气程度。

相对于现有技术，本发明的有益效果是：

（1）本发明通过自身质量轻、刚度小的固定支撑气囊对飞机翼面尖端位置进行静力加载，且在固定支撑气囊上设置硅橡胶保护圈，使该固定支撑气囊对飞机翼面自身特性的影响和损伤小，同时，由于固定圈的作用，使硅橡胶保护圈与飞机翼面贴合度更高，不会过多的改变飞机结构的动态特性，通过气缸完成大行程加载的作用，增加了整体的容积，即减小了整体装置对飞机翼面的附加刚度和阻尼，尽可能真实的还原飞机实际飞行时结构的载荷谱；

（2）针对飞机翼面尖端部位静载的加载，由于其加载载荷小且对附加刚度、质量要求更高，此类大行程的飞机翼面静力加载装置不仅采用了“气囊+气缸”的形式，进一步减小了附加刚度和附加阻尼，还采用了大行程载荷加载形式，更加贴合飞机翼面尖端部位变形后的静力加载；

（3）本发明通过漏气检测元件对固定支撑气囊是否漏气进行实时监测，并根据固定支撑气囊的漏气程度不同，发出不同报警信号进行提示，使工作人员具有充足的时间去对固定支撑气囊实施修补措施，使用效果好，可靠性高；

（4）本发明通过气缸支撑元件对气缸进行支撑，增加气缸的安装稳定性，通过旋拧螺纹调节杆转动，调节夹持杆对气缸的夹持位置，适用于不同型号的气缸，适用性广。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图；

图2是本发明的连接件的外部结构示意图；

图3是本发明的安装环与第一种尺寸的固定支撑气囊的连接结构示意图；

图4是本发明的图3中A处放大图；

图5是本发明的图3中B处放大图；

图6是本发明的安装环与第二种尺寸的固定支撑气囊的连接结构示意图；

图7是本发明的安装环与第三种尺寸的固定支撑气囊的连接结构示意图；

其中，1-支撑主体、2-气缸、20-连接件、200-连接主体、201-通气筒、202-安装盘、203-安装环、21-位移传感器、22-载荷传感器、23-气缸支撑元件、230-加固调节柱、2300-条形移动口、2301-辅助加固杆、231-螺纹调节杆、232-夹持杆、2320-滑动套、233-夹持固定爪、3-固定支撑气囊、30-保护垫、31-硅橡胶保护圈、32-卡接槽、33-固定圈、34-漏气检测元件、340-气压调节阀、341-漏气检测盒、3410-限位抵接板、3411-限位抵接口、3412-触发腔、3413-加压腔、3414-气浮球、3415-安装板、3416-弹簧、3417-触发板、3418-第一触发开关、3419-第二报警器、342-第一报警器、3420-滑槽、3421-滑块、3422-第二触发开关、3423-透明安装口、4-气源连接元件、40-蓄压池、41-气压传感器、5-气动控制元件、50-气动控制器、51-气压计、52-触摸显示屏。

具体实施方式

为了进一步了解本发明的内容，以下通过实施例对本发明作详细说明。

实施例1

如图1所示，飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，包括支撑主体1、用于完成大行程加载且一侧与支撑主体1连接的气缸2、与气缸2远离支撑主体1一侧连接且连接处设有连接件20的固定支撑气囊3、为气缸2和固定支撑气囊3提供气源的气源连接元件4、控制整个系统正常运行的气动控制元件5；

气缸2侧壁且靠近固定支撑气囊3一侧设有用于测量气缸2的伸出距离的位移传感器21，气缸2与连接件20之间设有用于测量静力载荷的载荷传感器22，气缸2的缸径为100mm，气缸2的行程为800mm；

如图2所示，连接件20包括与气缸2连接的连接主体200、设于连接主体200上且靠近固定支撑气囊3一侧的通气筒201、与连接主体200螺纹连接且可将通气筒201容纳其中的安装盘202，安装盘202是由三个半径依次减小的安装环203同轴设置而成，且通气筒201远离连接主体200一侧贯穿安装盘202的圆心；

如图3、4、6、7所示，固定支撑气囊3一端与安装环203螺纹连接，另一端侧壁上设有保护垫30，保护垫30包括硅橡胶保护圈31、沿周向设于硅橡胶保护圈31外壁的卡接槽32、设于卡接槽32内的固定圈33，固定支撑气囊3与外部气路连接管连接处设有用于检测其气密性的漏气检测元件34，漏气检测元件34为市售的漏气检测仪；

气源连接元件4包括通过气路连接管与连接主体200连通且为气缸2和固定支撑气囊3提供气源的蓄压池40、用于监测固定支撑气囊3的加载与卸载的气压传感器41；

气动控制元件5包括与各个电气元件电性连接的气动控制器50、设于蓄压池40处的气压计51、与气动控制器50连接的触摸显示屏52。

实施例2

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图1所示，气缸2与支撑主体1连接处设有气缸支撑元件23，气缸支撑元件23包括设于支撑主体1上且对称分布于气缸2上下两侧的两个加固调节柱230、与加固调节柱230内壁螺纹连接的螺纹调节杆231、相对设置且通过滑动套2320与对应螺纹调节杆231外壁螺纹连接的两个夹持杆232、设于夹持杆232上且用于夹持气缸2外壁的夹持固定爪233，两个加固调节柱230侧壁分别设有条形移动口2300，且两个条形移动口2300相对分布，夹持杆232可在对应的条形移动口2300内左右移动；

每个加固调节柱230上均设有辅助加固杆2301，夹持杆232的长度可调节。

实施例3

本实施例与实施例2不同之处在于：

漏气检测元件34的结构为：

如图5、6、7所示，包括设于气路连接管与连接件20连接处的气压调节阀340、设于气路连接管外部的漏气检测盒341、设于漏气检测盒341外壁的第一报警器342，漏气检测盒341内壁设有限位抵接板3410，限位抵接板3410中心处设有限位抵接口3411，限位抵接板3410将漏气检测盒341内部由上至下分为触发腔3412和加压腔3413，触发腔3412内放置有气浮球3414，气浮球3414的直径大于限位抵接口3411的直径，触发腔3412内且位于限位抵接板3410上端处设有安装板3415，且安装板3415底端通过弹簧3416连接有触发板3417，触发板3417上端设有与第一报警器342电性连接第一触发开关3418，气路连接管通过加压腔3413与连接件20连通；

漏气检测盒341外壁还设有第二报警器3419，触发腔3412内壁左右两侧设有滑槽3420，安装板3415左右两侧设有与滑槽3420滑动连接的滑块3421，安装板3415上端设有与第二报警器3419电性连接的第二触发开关3422，其中，各个电气元件均为市售；

漏气检测盒341上设有透明安装口3423。

实施例4

本实施例记载的是上述实施例3的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统的试验方法，包括以下步骤：

S1、通过气缸支撑元件23将气缸2垂直安装于支撑主体1上，具体安装过程为：通过旋拧螺纹调节杆231转动，使滑动套2320在螺纹调节杆231上移动，并通过夹持固定爪233对气缸2外壁进行夹持固定；

S2、通过连接件20将固定支撑气囊3与气缸2连接，构成一个静力加载系统，然后，重复上述操作，安装另一个静力加载系统，使两个静力加载系统相对分布，通过气路连接管将蓄压池40与各气缸2和通气筒201连通，并为气缸2和固定支撑气囊3提供气源，同时，通过气压传感器41监测固定支撑气囊3的加载和卸载；

S3、通过相对分布的两个气缸2相向延伸，以此调节两个固定支撑气囊3与飞机翼面尖端位置的距离，同时，随着固定支撑气囊3内气压的增大，对飞机翼面尖端位置进行静力加载，完成大行程静力加载试验，在上述过程中，可根据对飞机翼面尖端加载面加载载荷的大小，根据加载需要使用相应尺寸的固定支撑气囊3，并与对应半径尺寸的安装环203连接，固定支撑气囊3的尺寸越大，对飞机翼面尖端加载面加载载荷就越大；

S4、在固定支撑气囊3对飞机翼面尖端位置进行静力加载时，通过漏气检测元件34检测固定支撑气囊3是否漏气，具体检测过程为：当固定支撑气囊3完好时，恒压压缩空气通过气路连接管进入加压腔3413后，气浮球3414在限位抵接口3411位置处是相对静止的，无气流流动，当固定支撑气囊3漏气时，系统检测到气压减小，此时，气压调节阀340会压缩空气并持续补充，产生气流，气浮球3414向上移动并压缩弹簧3416，通过安装板3415底端与第一触发开关3418接触，来触发第一触发开关3418启动第一报警器342报警，当固定支撑气囊3泄露严重时，气流流速增大，在气浮球3414向上移动的过程中，安装板3415两侧的滑块3421在滑槽3420内向上移动，使第二触发开关3422被触发，此时，第二报警器3419报警，根据相应的报警声音，判断固定支撑气囊3的漏气程度。

Claims (9)

1.飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，包括支撑主体（1）、用于完成大行程加载且一侧与所述支撑主体（1）连接的气缸（2）、与所述气缸（2）远离支撑主体（1）一侧连接且连接处设有连接件（20）的固定支撑气囊（3）、为气缸（2）和所述固定支撑气囊（3）提供气源的气源连接元件（4）、控制整个系统正常运行的气动控制元件（5）；

所述气缸（2）侧壁且靠近固定支撑气囊（3）一侧设有用于测量气缸（2）的伸出距离的位移传感器（21），气缸（2）与所述连接件（20）之间设有用于测量静力载荷的载荷传感器（22）；

所述连接件（20）包括与气缸（2）连接的连接主体（200）、设于所述连接主体（200）上且靠近固定支撑气囊（3）一侧的通气筒（201）、与连接主体（200）螺纹连接且将所述通气筒（201）容纳其中的安装盘（202），所述安装盘（202）是由多个半径依次减小的安装环（203）同轴设置而成，且通气筒（201）远离连接主体（200）一侧贯穿安装盘（202）的圆心；

固定支撑气囊（3）一端与安装环（203）螺纹连接，另一端侧壁上设有保护垫（30），所述保护垫（30）包括硅橡胶保护圈（31）、沿周向设于所述硅橡胶保护圈（31）外壁的卡接槽（32）、设于所述卡接槽（32）内的固定圈（33），固定支撑气囊（3）与外部气路连接管连接处设有用于检测其气密性的漏气检测元件（34）；

所述气源连接元件（4）包括通过气路连接管与连接主体（200）连通且为气缸（2）和固定支撑气囊（3）提供气源的蓄压池（40）、用于监测固定支撑气囊（3）的加载与卸载的气压传感器（41）。

2.根据权利要求1所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，所述气缸（2）与支撑主体（1）连接处设有气缸支撑元件（23），所述气缸支撑元件（23）包括设于支撑主体（1）上且对称分布于气缸（2）上下两侧的两个加固调节柱（230）、与所述加固调节柱（230）内壁螺纹连接的螺纹调节杆（231）、相对设置且通过滑动套（2320）与对应螺纹调节杆（231）外壁螺纹连接的两个夹持杆（232）、设于所述夹持杆（232）上且用于夹持气缸（2）外壁的夹持固定爪（233），两个加固调节柱（230）侧壁分别设有条形移动口（2300），且两个条形移动口（2300）相对分布，所述夹持杆（232）在对应的条形移动口（2300）内左右移动。

3.根据权利要求2所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，每个所述加固调节柱（230）上均设有辅助加固杆（2301），所述夹持杆（232）的长度可调节。

4.根据权利要求3所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，所述漏气检测元件（34）包括设于气路连接管与连接件（20）连接处的气压调节阀（340）、设于气路连接管外部的漏气检测盒（341）、设于漏气检测盒（341）外壁的第一报警器（342），所述漏气检测盒（341）内壁设有限位抵接板（3410），所述限位抵接板（3410）中心处设有限位抵接口（3411），限位抵接板（3410）将漏气检测盒（341）内部由上至下分为触发腔（3412）和加压腔（3413），所述触发腔（3412）内放置有气浮球（3414），所述气浮球（3414）的直径大于限位抵接口（3411）的直径，触发腔（3412）内且位于限位抵接板（3410）上端处设有安装板（3415），且所述安装板（3415）底端通过弹簧（3416）连接有触发板（3417），所述触发板（3417）上端设有与第一报警器（342）电性连接的第一触发开关（3418），所述气路连接管通过加压腔（3413）与连接件（20）连通。

5.根据权利要求4所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，所述漏气检测盒（341）外壁还设有第二报警器（3419），所述触发腔（3412）内壁左右两侧设有滑槽（3420），所述安装板（3415）左右两侧设有与所述滑槽（3420）滑动连接的滑块（3421），安装板（3415）上端设有与所述第二报警器（3419）电性连接的第二触发开关（3422）。

6.根据权利要求4所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，所述漏气检测盒（341）上设有透明安装口（3423）。

7.根据权利要求1所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，所述气缸（2）的缸径为100mm，气缸（2）的行程为800mm。

8.根据权利要求1所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统，其特征在于，所述气动控制元件（5）包括与各个电气元件电性连接的气动控制器（50）、设于所述蓄压池（40）处的气压计（51）、与所述气动控制器（50）连接的触摸显示屏（52）。

9.根据权利要求5所述的飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统的试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、通过气缸支撑元件（23）将气缸（2）垂直安装于支撑主体（1）上，具体安装过程为：通过旋拧螺纹调节杆（231）转动，使滑动套（2320）在螺纹调节杆（231）上移动，并通过夹持固定爪（233）对气缸（2）外壁进行夹持固定；

S2、通过连接件（20）将固定支撑气囊（3）与气缸（2）连接，构成一个静力加载系统，然后，重复上述操作，安装另一个静力加载系统，使两个静力加载系统相对分布，通过气路连接管将蓄压池（40）与各气缸（2）和通气筒（201）连通，并为气缸（2）和固定支撑气囊（3）提供气源，同时，通过气压传感器（41）监测固定支撑气囊（3）的加载和卸载；

S3、通过相对分布的两个气缸（2）相向延伸，以此调节两个固定支撑气囊（3）与飞机翼面尖端位置的距离，同时，随着固定支撑气囊（3）内气压的增大，对飞机翼面尖端位置进行静力加载，完成大行程静力加载试验，在上述过程中，根据对飞机翼面尖端加载面加载载荷的大小，根据加载需要使用相应尺寸的固定支撑气囊（3），并与对应半径尺寸的安装环（203）连接，固定支撑气囊（3）的尺寸越大，对飞机翼面尖端加载面加载载荷就越大；

S4、在固定支撑气囊（3）对飞机翼面尖端位置进行静力加载时，通过漏气检测元件（34）检测固定支撑气囊（3）是否漏气，具体检测过程为：当固定支撑气囊（3）完好时，恒压压缩空气通过气路连接管进入加压腔（3413）后，气浮球（3414）在限位抵接口（3411）位置处是相对静止的，无气流流动，当固定支撑气囊（3）漏气时，系统检测到气压减小，此时，气压调节阀（340）会压缩空气持续补充，产生气流，气浮球（3414）向上移动并压缩弹簧（3416），通过安装板（3415）底端与第一触发开关（3418）接触，来触发第一触发开关（3418）启动第一报警器（342）报警，当固定支撑气囊（3）泄露严重时，气流流速增大，在气浮球（3414）向上移动的过程中，安装板（3415）两侧的滑块（3421）在滑槽（3420）内向上移动，使第二触发开关（3422）被触发，此时，第二报警器（3419）报警，根据相应的报警声音，判断固定支撑气囊（3）的漏气程度。

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