CN114674548A

CN114674548A - 飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统及其设计方法

Info

Publication number: CN114674548A
Application number: CN202210597194.2A
Authority: CN
Inventors: 陈冰茜; 黄文超; 何石; 李凯翔; 王纯
Original assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Current assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date: 2022-05-30
Filing date: 2022-05-30
Publication date: 2022-06-28
Anticipated expiration: 2042-05-30
Also published as: CN114674548B

Abstract

本发明公开了飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统及其设计方法，属于飞机测试技术领域，局部振动载荷施加系统包括液压油缸、激振杆和U型固定夹；激振杆的一端通过连接件与液压油缸的活塞杆连接，另一端与U型固定夹的外壁固定连接；U型固定夹内部两个侧壁上通过连接板对称设置有两个固定吸盘，U型固定夹远离激振杆的一侧螺纹有调节螺杆，调节螺杆与对应侧的连接板活动连接；本发明的局部振动载荷施加系统结构设计合理，在保证试验件表面不被破坏的前提下实现了试验件的稳定夹持效果，从而使得振动载荷能够均匀加载于试验件表面，对于飞机疲劳强度测试试验具有指导意义。

Description

飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统及其设计方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体涉及飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统及其设计方法。

背景技术

飞机在飞行时由于阵风或紊流的作用会产生气动载荷和气动力矩，给飞机造成附加载荷。在垂直阵风的作用下，机体要承受较大的动态结构载荷，经过长时间的飞行，机体不可避免地会发生疲劳损坏，严重威胁到飞机的安全飞行；飞机每次飞行时从地面的最小载荷到飞行时空中的最大载荷，又回到地面的最小载荷，组成了“地-空-地”循环，对飞机结构会造成较大损伤；对飞机进行疲劳强度测试是保证飞机安全飞行的必要环节。

传统的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷的施加由液压振动控制系统通过激振器对试验件某一部分进行直接加载，这极易对试验件表面造成局部损伤和破坏；如果在激振杆头部安装具有一定厚度的吸盘吸附于试验件表面进行加载，则吸盘的安装能很大程度减小激振杆对试验件的损伤；然而，飞机疲劳强度测试用局部振动载荷的施加过程中，试验件与吸盘之间容易因振动量级过大而造成错位、脱落等现象，导致加载点在试验过程中无法固定，不能达到试验加载要求；另外，吸盘与激振杆之间的连接也容易在试验过程中出现挤压或断裂等问题。

发明内容

针对上述存在的技术问题，本发明提供了飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统及其设计方法。

本发明的技术方案为：飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，包括液压油缸、激振杆和U型固定夹；激振杆的一端通过连接件与液压油缸的活塞杆连接，另一端与U型固定夹的外壁固定连接，连接件包括固定部和活动套，活动套活动卡接在固定部端部，活动套内部设置有第一球座，固定部内部设置有与第一球座抵接的第一球头，固定部和活动套相互远离的端部上均设置有内螺纹孔，且固定部通过其端部上的内螺纹孔与激振杆螺纹连接，活动套通过其端部上的内螺纹孔与活塞杆螺纹连接；U型固定夹内部两个侧壁上通过连接板对称设置有两个固定吸盘，U型固定夹远离激振杆的一侧螺纹有调节螺杆，调节螺杆与对应侧的连接板活动连接。

进一步地，连接件上设置有校正组件，校正组件包括第一安装盘和第二安装盘，第一安装盘固定套设在活动套上，第一安装盘靠近固定部的一侧均匀设置有数个校正拉板，各个校正拉板上均设置有通槽，第二安装盘固定套设在固定部上，第二安装盘上与各个校正拉板位置对应处均设置有贯穿孔，各个贯穿孔内部均设置有导杆，各个校正拉板分别贯穿位置对应处的贯穿孔，且分别通过通槽与导杆活动卡接，各个导杆上均滑动卡接有与通槽长度方向一致且与通槽内壁抵接的弹簧杆，通过设置校正组件，使得连接件能够跟随试验件表面变化而实时校正位置，提高了飞机疲劳强度测试试验的准确性。

进一步地，U型固定夹由位于上方的两个夹头和位于下方的两个弧形部连接组成，U型固定夹下端设置有横向延伸板，横向延伸板上端面的两侧均滑动卡接有竖向延伸板，两个弧形部的底端分别通过第一连接块与横向延伸板滑动卡接，横向延伸板上转动卡接有与两个第一连接块螺纹连接的第一丝杠；两个夹头分别通过第二连接块与两个竖向延伸板滑动卡接，两个竖向延伸板上分别设置有与两个第二连接块螺纹连接的第二丝杠；通过设置由两个夹头和两个弧形部活动连接而成的U型固定夹，便于根据试验件的厚度对U型固定夹的夹持范围进行调节，从而提高了本发明U型固定夹的适用范围。

进一步地，调节螺杆端部设置有第二球座，与调节螺杆位置对应处的连接板上设置有第二球头，第二球头与第二球座活动卡接；通过设置第二球座和第二球头，使得第二球头对应侧的固定吸盘能够随试验件表面形状的变换而实时调整位置，从而保证了两个固定吸盘对试验件的夹持固定效果。

进一步地，U型固定夹上设置有限位组件，限位组件包括限位盒和限位杆，限位盒套设在调节螺杆上，且与U型固定夹固定连接，限位杆设置有数个，各个限位杆依次贯穿限位盒和U型固定夹后，与连接板通过卡头滑动卡接，各个限位杆分别位于调节螺杆外侧壁的周向，U型固定夹上设置有用于为各个限位杆提供移动空间的弧形卡槽，限位盒周向设有能够与各个限位杆一一对应卡接的定位板，各个定位板上均螺纹连接有与限位盒转动卡接的定位丝杠；当固定吸盘随试验件表面形状的变换而发生偏转时，各个限位杆随固定吸盘的偏转而在对应的弧形卡槽内移动，最后利用定位丝杠调整各个定位板的位置，并利用定位板对各个限位杆进行卡接固定，从而实现了试验件表面振动载荷的均匀加载。

进一步地，U型固定夹由铝合金材料制成，固定吸盘由聚氨酯材料制成；铝合金材料制成的U型固定夹具有密度小、强度高的优势，避免了U型固定夹对试验件自身共振频率的影响；选用由聚氨酯材料制成的固定吸盘，能够避免飞机疲劳强度测试试验过程中固定吸盘对试验件表面造成损坏。

进一步地，连接板与竖直面的摆动角度控制为-15°~15°；通过控制连接板的摆动角度，能够提高固定吸盘对试验件的稳定夹持效果。

进一步地，两个固定吸盘相对的一侧均设置有数个辅助气囊，各个辅助气囊分别通过管路与外部充气设备连接；通过在固定吸盘上设置辅助气囊，不仅能够提高固定吸盘对试验件的夹持固定效果，而且能够对试验件起到防护作用。

进一步地，固定部与激振杆连接处、活动套与活塞杆连接处均设置有锁止销；通过设置锁止销，能够提高连接件与激振杆和活塞杆连接的可靠性。

本发明还提供了飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统的设计方法，包括以下步骤：

S1、根据飞机疲劳强度测试用局部振动载荷的施加要求，采用型号为HVS-301的液压油缸作为振动加载源，并在液压油缸的活塞杆上连接激振杆，作为振动加载端；

S2、设计U型固定夹；利用铝合金材料设计成U型固定夹，并在U型固定夹内部对称的两个侧壁上各通过一个连接板设计一个由聚氨酯材料制成的固定吸盘；然后将U型固定夹一侧与激振杆固定连接；最后将试验件夹持固定在两个固定吸盘之间；其中，两个固定吸盘之间的间距为15~30cm；

S3、根据试验件的厚度，设计调节螺杆；在U型固定夹另一侧螺纹连接调节螺杆，然后在调节螺杆上设计第二球座，最后在远离激振杆的连接板上设计第二球头，并使第二球座与第二球头抵接，控制连接板与竖直面的摆动角度为-15°~15°；

S4、根据激振杆对试验件振动载荷的施加方向，在激振杆与活塞杆连接处设计由活动套与固定部活动卡接的连接件，并在活动套内部设计第一球座，在固定部内部设计与第一球座抵接的第一球头，以保证激振杆振动载荷的加载方向与试验件表面垂直。

与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：

第一、本发明的局部振动载荷施加系统结构设计合理，通过在U型固定夹内部设置固定吸盘，不仅能够实现飞机疲劳强度测试试验过程中试验件的稳定夹持效果，而且能够避免试验过程中固定吸盘对试验件表面造成损伤，对飞机疲劳强度测试试验的顺利进行具有指导意义；

第二、本发明通过在激振杆与活塞杆连接处设置由活动套与固定部活动卡接的连接件，并在活动套内部设置第一球座，在固定部内部设置与第一球座抵接的第一球头，保证了激振杆振动载荷的加载方向与试验件表面垂直，从而提高了飞机疲劳强度测试试验结果的准确性；

第三、本发明U型固定夹内部的固定吸盘间距可调；同时，本发明的固定吸盘能够跟随试验件表面形状的表面而偏转，从而使得本发明的U型固定夹能够适用于不同厚度、不同表面形状的试验件的疲劳强度测试试验，具有广泛的适用性。

附图说明

图1是本发明的设计方法流程图；

图2是本发明实施例1的纵剖图；

图3是本发明实施例3的纵剖图；

图4是本发明实施例3的主视图；

图5是本发明的校正组件与连接件的连接示意图；

图6是本发明的校正拉板在第二安装盘上的分布图；

图7是本发明的校正拉板与导杆的连接示意图；

图8是本发明的限位组件与U型固定夹的连接示意图；

图9是本发明的限位杆在限位盒上的分布图；

其中，1-液压油缸、10-活塞杆、2-激振杆、20-连接件、200-固定部、201-活动套、202-第一球座、203-第一球头、3-U型固定夹、30-连接板、300-弧形卡槽、31-固定吸盘、310-辅助气囊、32-调节螺杆、320-第二球座、321-第二球头、33-夹头、330-第二连接块、34-弧形部、340-第一连接块、35-横向延伸板、350-第一丝杠、36-竖向延伸板、360-第二丝杠、4-校正组件、40-第一安装盘、41-第二安装盘、410-贯穿孔、411-导杆、412-弹簧杆、42-校正拉板、420-通槽、5-限位组件、50-限位盒、51-限位杆、510-卡头、52-定位板、520-定位丝杠。

具体实施方式

实施例1

如图2所示的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，包括液压油缸1、激振杆2和U型固定夹3；激振杆2的一端通过连接件20与液压油缸1的活塞杆10连接，连接件20包括固定部200和活动套201，活动套201活动卡接在固定部200端部，活动套201内部设置有第一球座202，固定部200内部设置有与第一球座202抵接的第一球头203，固定部200和活动套201相互远离的端部上均设置有内螺纹孔，且固定部200通过其端部上的内螺纹孔与激振杆2螺纹连接，活动套201通过其端部上的内螺纹孔与活塞杆10螺纹连接；固定部200与激振杆2连接处、活动套201与活塞杆10连接处均设置有锁止销；

如图2、3、4、8所示，U型固定夹3由位于上方的两个夹头33和位于下方的两个弧形部34连接组成，U型固定夹3下端设置有横向延伸板35，横向延伸板35上端面的两侧均滑动卡接有竖向延伸板36，两个弧形部34的底端分别通过第一连接块340与横向延伸板35滑动卡接，横向延伸板35上转动卡接有与两个第一连接块340螺纹连接的第一丝杠350；两个夹头33分别通过第二连接块330与两个竖向延伸板36滑动卡接，两个竖向延伸板36上分别设置有与两个第二连接块330螺纹连接的第二丝杠360；两个夹头33内部相对的两个侧壁上通过连接板30对称设置有两个固定吸盘31，其中一个夹头33的外壁与激振杆2的另一端固定连接，另一个夹头33的外壁上螺纹有调节螺杆32，调节螺杆32与对应侧的连接板30活动连接；调节螺杆32端部设置有第二球座320，与调节螺杆32对应侧的连接板30上设置有第二球头321，第二球头321与第二球座320活动卡接；U型固定夹3由铝合金材料制成，固定吸盘31由聚氨酯材料制成。

实施例2

本实施例记载的是实施例1的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统的设计方法，包括以下步骤：

S1、根据飞机疲劳强度测试用局部振动载荷的施加要求，采用型号为HVS-301的液压油缸1作为振动加载源，并在液压油缸1的活塞杆10上连接激振杆2，作为振动加载端；

S2、设计U型固定夹3；为了使U型固定夹3能够适用于不同厚度的试验件，利用铝合金材料设计由两个夹头33和两个弧形部34构成的U型固定夹3，并设计能够调整两个弧形部34之间间距的横向延伸板35和能够调整两个夹头33与对应侧弧形部34之间垂直距离的竖向延伸板36；然后在两个夹头33内部相对的两个侧壁上各通过一个连接板30设计一个由聚氨酯材料制成的固定吸盘31，将其中一个夹头33的外壁与激振杆2的另一端固定连接，最后将试验件夹持固定在两个固定吸盘31之间；其中，两个固定吸盘31之间的间距为22cm；

S3、根据试验件的厚度，设计调节螺杆32；在U型固定夹3另一侧螺纹连接调节螺杆32，然后在调节螺杆32上设计第二球座320，最后在远离激振杆2的连接板30上设计第二球头321，并使第二球座320与第二球头321抵接，控制连接板30与竖直面的摆动角度为10°；

S4、根据激振杆2对试验件振动载荷的施加方向，在激振杆2与活塞杆10连接处设计由活动套201与固定部200活动卡接的连接件20，并在活动套201内部设计第一球座202，在固定部200内部设计与第一球座202抵接的第一球头203，以保证激振杆2振动载荷的加载方向与试验件表面垂直。

实施例3

本实施例与实施例2的区别之处在于：

步骤S2中，两个固定吸盘31之间的间距为15cm；

步骤S3中，控制连接板30与竖直面的摆动角度为-15°。

实施例4

本实施例与实施例2的区别之处在于：

步骤S2中，两个固定吸盘31之间的间距为30cm；

步骤S3中，控制连接板30与竖直面的摆动角度为15°。

实施例5

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图3、4、5、6、7所示，连接件20上设置有校正组件4，校正组件4包括第一安装盘40和第二安装盘41，第一安装盘40固定套设在活动套201上，第一安装盘40靠近固定部200的一侧均匀设置有4个校正拉板42，各个校正拉板42上均设置有通槽420，第二安装盘41固定套设在固定部200上，第二安装盘41上与各个校正拉板42位置对应处均设置有贯穿孔410，各个贯穿孔410内部均设置有导杆411，各个校正拉板42分别贯穿位置对应处的贯穿孔410，且分别通过通槽420与导杆411活动卡接，各个导杆411上均滑动卡接有与通槽420长度方向一致且与通槽420内壁抵接的弹簧杆412。

实施例6

本实施例记载是实施例5的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统的设计方法，与实施例2不同之处在于，还包括S5，

S5、根据试验件在疲劳强度测试试验过程中的偏移距离，在连接件20上设计校正组件4，以保证连接件20能够跟随试验件表面变化而实时校正位置。

实施例7

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图3、8、9所示，U型固定夹3上设置有限位组件5，限位组件5包括限位盒50和限位杆51，限位盒50套设在调节螺杆32上，且与U型固定夹3固定连接，限位杆51设置有6个，各个限位杆51依次贯穿限位盒50和U型固定夹3后，与连接板30通过卡头510滑动卡接，各个限位杆51分别位于调节螺杆32外侧壁的周向，U型固定夹3上设置有用于为各个限位杆51提供移动空间的弧形卡槽300，限位盒50周向设有能够与各个限位杆51一一对应卡接的定位板52，各个定位板52上均螺纹连接有与限位盒50转动卡接的定位丝杠520。

实施例8

本实施例记载的是实施例7的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统的设计方法，与实施例2不同之处在于，还包括S6，

S6、为了对远离激振杆2的固定吸盘31的偏转位置进行限位固定，在U型固定夹3上设计限位组件5，以实现激振杆2对试验件表面振动载荷的均匀加载。

实施例9

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图8所示，两个固定吸盘31相对的一侧均设置有数个辅助气囊310，各个辅助气囊310分别通过管路与外部充气设备连接。

实施例10

本实施例记载的是实施例9的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，与实施例2不同之处在于：

步骤S2中，为了进一步提高两个固定吸盘31对试验件的稳定夹持固定效果，在两个固定吸盘31相对的一侧设计数个通过管路与外部充气设备连接的辅助气囊310。

Claims

1.飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，其特征在于，包括液压油缸（1）、激振杆（2）和U型固定夹（3）；所述激振杆（2）的一端通过连接件（20）与液压油缸（1）的活塞杆（10）连接，另一端与U型固定夹（3）的外壁固定连接；所述连接件（20）包括固定部（200）和活动套（201），所述活动套（201）活动卡接在固定部（200）端部，活动套（201）内部设置有第一球座（202），所述固定部（200）内部设置有与所述第一球座（202）抵接的第一球头（203），固定部（200）和活动套（201）相互远离的端部上均设置有内螺纹孔，且固定部（200）通过其端部上的内螺纹孔与激振杆（2）螺纹连接，活动套（201）通过其端部上的内螺纹孔与所述活塞杆（10）螺纹连接；所述U型固定夹（3）内部两个侧壁上通过连接板（30）对称设置有两个固定吸盘（31），U型固定夹（3）远离激振杆（2）的一侧螺纹有调节螺杆（32），所述调节螺杆（32）与对应侧的连接板（30）活动连接。

2.根据权利要求1所述的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，其特征在于，所述连接件（20）上设置有校正组件（4），所述校正组件（4）包括第一安装盘（40）和第二安装盘（41），所述第一安装盘（40）固定套设在活动套（201）上，第一安装盘（40）靠近固定部（200）的一侧均匀设置有数个校正拉板（42），各个所述校正拉板（42）上均设置有通槽（420），所述第二安装盘（41）固定套设在固定部（200）上，第二安装盘（41）上与各个校正拉板（42）位置对应处均设置有贯穿孔（410），各个所述贯穿孔（410）内部均设置有导杆（411），各个校正拉板（42）分别贯穿位置对应处的贯穿孔（410），且分别通过通槽（420）与导杆（411）活动卡接，各个导杆（411）上均滑动卡接有与通槽（420）长度方向一致且与通槽（420）内壁抵接的弹簧杆（412）。

3.根据权利要求1所述的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，其特征在于，所述U型固定夹（3）由位于上方的两个夹头（33）和位于下方的两个弧形部（34）连接组成，U型固定夹（3）下端设置有横向延伸板（35），所述横向延伸板（35）上端面的两侧均滑动卡接有竖向延伸板（36），两个所述弧形部（34）的底端分别通过第一连接块（340）与横向延伸板（35）滑动卡接，横向延伸板（35）上转动卡接有与两个所述第一连接块（340）螺纹连接的第一丝杠（350）；两个所述夹头（33）分别通过第二连接块（330）与两个竖向延伸板（36）滑动卡接，两个竖向延伸板（36）上分别设置有与两个第二连接块（330）螺纹连接的第二丝杠（360）。

4.根据权利要求1所述的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，其特征在于，所述调节螺杆（32）端部设置有第二球座（320），与调节螺杆（32）位置对应处的连接板（30）上设置有第二球头（321），所述第二球头（321）与第二球座（320）活动卡接。

5.根据权利要求1所述的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，其特征在于，所述U型固定夹（3）上设置有限位组件（5），所述限位组件（5）包括限位盒（50）和限位杆（51），所述限位盒（50）套设在调节螺杆（32）上，且与U型固定夹（3）固定连接，所述限位杆（51）设置有数个，各个限位杆（51）依次贯穿限位盒（50）和U型固定夹（3）后，与连接板（30）通过卡头（510）滑动卡接，各个限位杆（51）分别位于调节螺杆（32）外侧壁的周向，U型固定夹（3）上设置有用于为各个限位杆（51）提供移动空间的弧形卡槽（300），限位盒（50）周向设有能够与各个限位杆（51）一一对应卡接的定位板（52），各个所述定位板（52）上均螺纹连接有与限位盒（50）转动卡接的定位丝杠（520）。

6.根据权利要求1所述的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，其特征在于，所述U型固定夹（3）由铝合金材料制成，所述固定吸盘（31）由聚氨酯材料制成。

7.根据权利要求4所述的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，其特征在于，所述连接板（30）与竖直面的摆动角度控制为-15°~15°。

8.根据权利要求1所述的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统，其特征在于，所述固定部（200）与激振杆（2）连接处、活动套（201）与活塞杆（10）连接处均设置有锁止销。

9.根据权利要求1-8任意一项所述的飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加系统的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、根据飞机疲劳强度测试用局部振动载荷的施加要求，采用型号为HVS-301的液压油缸（1）作为振动加载源，并在液压油缸（1）的活塞杆（10）上连接激振杆（2），作为振动加载端；

S2、设计U型固定夹（3）；利用铝合金材料设计成U型固定夹（3），并在U型固定夹（3）内部对称的两个侧壁上各通过一个连接板（30）设计一个由聚氨酯材料制成的固定吸盘（31）；然后将U型固定夹（3）一侧与激振杆（2）固定连接；最后将试验件夹持固定在两个固定吸盘（31）之间；其中，两个固定吸盘（31）之间的间距为15~30cm；

S3、根据试验件的厚度，设计调节螺杆（32）；在U型固定夹（3）另一侧螺纹连接调节螺杆（32），然后在调节螺杆（32）上设计第二球座（320），最后在远离激振杆（2）的连接板（30）上设计第二球头（321），并使第二球座（320）与第二球头（321）抵接，控制连接板（30）与竖直面的摆动角度为-15°~15°；

S4、根据激振杆（2）对试验件振动载荷的施加方向，在激振杆（2）与活塞杆（10）连接处设计由活动套（201）与固定部（200）活动卡接的连接件（20），并在活动套（201）内部设计第一球座（202），在固定部（200）内部设计与第一球座（202）抵接的第一球头（203），以保证激振杆（2）振动载荷的加载方向与试验件表面垂直。