CN114705469B - 用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法，属于飞机测试技术领域。包括试验安装主体、供气组件、外来物加速组件、综合控制组件，所述试验安装主体内放置有飞机测试主体，外来物加速组件包括与试验安装主体相对分布且向飞机测试主体发射接触式外来物的固体加速气炮机、发射非接触式外来物的激光照射器；本发明通过供气组件为飞机测试主体提供气流场，通过固体加速气炮机对飞机测试主体进行接触式外来物毁伤模拟，通过激光照射器进行非接触式外来物毁伤模拟，通过上述部件的相互配合，提高了试验与真实运行环境之间的一致性，弥补了国内在飞机结构外来物毁伤模拟中不考虑气流场的影响的空白，具有广阔的应用前景。

Description

用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法

技术领域

本发明属于飞机测试技术领域，具体是用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法。

背景技术

对于飞机、高铁等平台，在高速运行过程中，可能面临冰雹、飞鸟、跑道碎石等外来离散源的接触撞击毁伤和高能激光等的非接触毁伤。同时，其外部蒙皮/结构也处于空气气流高速运动的环境，需要承受相应的气动力。

因此，在评价飞机结构抗接触/非接触毁伤能力的测试中，必须模拟真实的载荷环境，有必要考虑气流场的影响，这样得到的结论才更能体现出结构的真实承载能力。

目前，国内在飞机强度测试技术领域，尤其是飞机结构外来物毁伤模拟中，几乎没有考虑气流场的影响。例如冰雹对结构的毁伤，当无风状态下，冰雹基本以一定速度垂直下降，飞机/高铁则垂直于冰雹的运动方向，并因其高速运动导致外部蒙皮/结构附近空气存在一定的速度场，该速度场的存在对冰雹与外部蒙皮/结构的最终接触（包括角度和速度等）有较大影响，而目前的实验研究中，仅考虑外部蒙皮/结构与冰雹之间的相对速度，未考虑气流速度场的影响，因此，亟需一种考虑气流影响的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了考虑气流影响的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统及方法。

本发明的技术方案是：用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，包括试验安装主体、供气组件、外来物加速组件、综合控制组件，所述试验安装主体内放置有飞机测试主体；

试验安装主体左右两侧侧壁分别设有进气口、第一出气口，试验安装主体后侧设有用于放置飞机测试主体的开关壁板，所述第一出气口处设有防护收集箱，所述防护收集箱内上下两侧交错分布有多个阻流网盘，防护收集箱底端设有多个集料口，防护收集箱上远离第一出气口端设有第二出气口；

所述试验安装主体底端设有转动凹口，所述转动凹口内设有转动组件，所述飞机测试主体放置于所述转动组件上，试验安装主体内壁设有多个可与飞机测试主体外壁接触的抵接固定头，通过转动组件的转动来调节飞机测试主体的角度，以便对其不同部位进行毁伤试验模拟，通过各个方向的抵接固定头对飞机测试主体的侧壁进行抵接固定，避免其产生误动，影响飞机毁伤试验的精准度；

所述供气组件包括高压气罐、大通量气动阀、气流速度测量装置、设于进气口处的气流入口箱，所述气流入口箱内设有贯穿气流入口箱左右两侧且沿气流方向开口依次减小的聚流罩，所述高压气罐通过连接管与气流入口箱连通，所述大通量气动阀和气流速度测量装置设于高压气罐与气流入口箱之间的连接管上；

所述外来物加速组件包括与试验安装主体相对分布且向飞机测试主体发射接触式外来物的固体加速气炮机、向飞机测试主体发射非接触式外来物的激光照射器；

所述综合控制组件包括控制各个电气元件正常运行的控制器、与所述控制器电性连接的显示屏、用于测量接触式外来物的速度、姿态以及观察飞机测试主体受冲击部位的损伤变形过程的高速摄像组件、用于获得飞机测试主体受冲击时变形量的位移传感器、用于获得飞机测试主体受冲击时的温度变化的温度测量仪。

进一步地，所述阻流网盘包括侧壁设有扣接口的第一扣板、与所述扣接口扣接的第二扣板、设于所述第二扣板侧壁的阻流网，沿气流方向分布的阻流网的目数依次增大，当气流从第一出气口流出后，经目数依次增大的各个阻流网对流速快的气流进行阻隔减速，同时，对气流中的外来物毁伤源或试验安装主体破坏过程中产生的碎片等杂质进行阻挡过滤，最后通过集料口排出，避免高速气流夹带碎片杂质直接冲出试验安装主体，对外部人员或者设备造成二次损坏。

进一步地，所述抵接固定头包括一侧通过液压缸与试验安装主体内壁连接且另一侧设有安装口的调节安装盒、与所述安装口螺纹连接的稳固头，所述稳固头上远离安装口一侧通过扭簧连接有多个呈发散状分布的抵接条，且每个所述抵接条内壁贴设有防滑垫，通过呈发散状分布的抵接条与飞机测试主体外壁接触，增加接触面积，提高稳定性。

进一步地，所述试验安装主体后侧设有试验件输送组件，所述试验件输送组件包括设于试验安装主体后侧且位于开关壁板位置处的倾斜运输架、与所述倾斜运输架连接的水平运输架、设于倾斜运输架和水平运输架上的多个轴辊，所述轴辊包括固定轴辊和滑动轴辊，所述固定轴辊和滑动轴辊间隔排列，且固定轴辊外壁设有防滑层，打开开关壁板，通过外部驱动设备将飞机测试主体移动至水平运输架上，并沿水平运输架和倾斜运输架移动至试验安装主体内，在移动的过程中，通过滑动轴辊的设置，减小飞机测试主体的移动阻力，通过外壁设有防滑层的固定轴辊的设置，可避免飞机测试主体发生后滑惯性太大，从而造成事故，具有安全、稳定性高的优点。

进一步地，所述倾斜运输架底端设有多个加固支杆，相邻两个所述加固支杆之间设有交叉分布的多个加固子支杆，通过在设置加固支杆，使底端处于悬空状态的倾斜运输架的机械强度大大增加，提高装置可靠性。

进一步地，所述倾斜运输架和水平运输架上端沿长度方向上设有滑轨，且所述滑轨上通过滑块连接有多个夹持头，通过多个夹持头对其进行连接固定，在飞机测试主体移动时，滑块会在滑轨上移动，从而带动夹持头同步移动，使飞机测试主体在移动过程中始终保持与试验件输送组件处于连接状态，避免飞机测试主体发生后滑，可靠性高。

进一步地，所述转动组件包括沿水平方向设于所述转动凹口内且外壁设有外齿圈以及上端设有安装凸块的锥形底座、底端设有配合凹口的转动盘、与外齿圈啮合的锥形齿、通过转动轴与所述锥形齿连接的驱动电机，所述转动盘与锥形底座之间设有多个加固销钉，所述配合凹口与所述安装凸块通过内圈配合连接，通过将飞机测试主体放置于转动盘上，启动驱动电机使锥形齿转动，此时，锥形底座和转动盘同步转动，来调节飞机测试主体的方位，使飞机测试主体不同部位均能进行毁伤试验模拟，提高试验的精准度。

进一步地，所述试验安装主体和开关壁板内壁均设有防撞层，所述防撞层的材质为玄武岩纤维复合材料，且防撞层为可拆卸结构，避免接触式外来物长期撞击验安装主体内壁。

本发明还公开了上述飞机毁伤试验模拟系统的模拟方法，包括以下步骤：

S1、打开开关壁板，通过外部驱动设备将飞机测试主体移动至水平运输架上，通过各个夹持头对飞机测试主体进行连接固定，使飞机测试主体沿水平运输架和倾斜运输架移动，直至移动至试验安装主体内；

S2、对飞机测试主体的放置位置进行细调，使飞机测试主体放置于转动盘上，启动驱动电机使锥形齿转动，此时，锥形底座和转动盘同步转动，来调节飞机测试主体的方位，然后，启动液压缸延伸，使稳固头向靠近飞机测试主体方向移动，并通过呈发散状分布的抵接条与飞机测试主体外壁接触，对飞机测试主体进行固定；

S3、当对飞机测试主体进行接触式外来物毁伤模拟时，将接触式外来物毁伤源放置于固体加速气炮机中，并通过控制器设置好发射参数，使接触式外来物毁伤源处于待发射状态，然后，通过控制器触发大通量气动阀打开，使高压气罐内的气流沿聚流罩开口逐渐减小的方向流出，并经进气口流入试验安装主体内，同时，通过气流速度测量装置实时监测试验安装主体内的气流速度，当试验安装主体内的气流速度满足试验要求时，通过控制器启动固体加速气炮机，并向试验安装主体内发射接触式外来物毁伤源；

S4、在当对飞机测试主体进行非接触式外来物毁伤模拟时，气流经进气口流入试验安装主体内，同时，通过控制器启动激光照射器，利用激光对飞机测试主体外壁进行照射。

相对于现有技术，本发明的有益效果是：

（1）本发明提供了一种用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，通过供气组件为飞机测试主体提供气流场，通过固体加速气炮机对飞机测试主体进行接触式外来物毁伤模拟，通过激光照射器对飞机测试主体进行非接触式外来物毁伤模拟，通过上述部件的相互配合，提高了试验与真实运行环境之间的一致性，弥补了国内在飞机结构外来物毁伤模拟中几乎没有考虑气流场的影响的空白，具有广阔的应用前景；

（2）本发明通过防护收集箱的设置，对毁伤模拟试验后的高速气流进行阻隔减速，同时，对气流中的外来物毁伤源或试验安装主体破坏过程中产生的碎片等杂质阻挡过滤，最后通过集料口排出，避免高速气流夹带碎片杂质直接冲出试验安装主体，对外部人员或者设备造成二次损坏；

（3）本发明通过设置开口气流方向依次减小的聚流罩，对气流进行聚拢整流，增加气流的冲击力，保证毁伤模拟试验度气流强度的要求，减少气流损失，具有节能减排的优点；

（4）本发明通过试验件输送组件的设置，方便飞机测试主体的移动安装，通过转动组件的设置，达到调节飞机测试主体方位的目的，使飞机测试主体不同部位均能进行毁伤试验模拟，提高飞机强度测试的精准度。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图；

图2是本发明的阻流网盘的结构示意图；

图3是本发明的抵接固定头的结构示意图；

图4是本发明的试验件输送组件与试验安装主体连接的结构示意图；

图5是本发明的试验件输送组件的俯视图；

其中，1-试验安装主体、10-进气口、11-第一出气口、12-开关壁板、13-防护收集箱、130-阻流网盘、131-集料口、132-第二出气口、133-第一扣板、1330-扣接口、134-第二扣板、135-阻流网、14-转动凹口、15-转动组件、150-锥形底座、1500-外齿圈、1501-安装凸块、151-转动盘、1510-配合凹口、152-锥形齿、153-驱动电机、154-加固销钉、16-抵接固定头、160-调节安装盒、1600-液压缸、1601-安装口、1602-扭簧、1603-抵接条、1604-防滑垫、161-稳固头、17-防撞层、2-供气组件、20-高压气罐、21-大通量气动阀、22-气流速度测量装置、23-气流入口箱、230-聚流罩、3-外来物加速组件、30-固体加速气炮机、31-激光照射器、4-综合控制组件、40-控制器、41-显示屏、42-高速摄像组件、43-位移传感器、44-温度测量仪、5-飞机测试主体、6-试验件输送组件、60-倾斜运输架、600-加固支杆、601-加固子支杆、61-水平运输架、62-轴辊、620-固定轴辊、621-滑动轴辊、622-防滑层、63-滑轨、630-滑块、631-夹持头。

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，用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，包括试验安装主体1、供气组件2、外来物加速组件3、综合控制组件4，试验安装主体1内放置有飞机测试主体5；

试验安装主体1左右两侧侧壁分别设有进气口10、第一出气口11，试验安装主体1后侧设有用于放置飞机测试主体5的开关壁板12，第一出气口11处设有防护收集箱13，防护收集箱13内上下两侧交错分布有6个阻流网盘130，防护收集箱13底端设有3个集料口131，防护收集箱13上远离第一出气口11端设有第二出气口132；

试验安装主体1底端设有转动凹口14，转动凹口14内设有转动组件15，飞机测试主体5放置于转动组件15上，试验安装主体1内壁设有4个可与飞机测试主体5外壁接触的抵接固定头16；

供气组件2包括高压气罐20、大通量气动阀21、气流速度测量装置22、设于进气口10处的气流入口箱23，气流入口箱23内设有贯穿气流入口箱23左右两侧且沿气流方向开口依次减小的聚流罩230，高压气罐20通过连接管与气流入口箱23连通，大通量气动阀21和气流速度测量装置22设于高压气罐20与气流入口箱23之间的连接管上；

外来物加速组件3包括与试验安装主体1相对分布且向飞机测试主体5发射接触式外来物的固体加速气炮机30、向飞机测试主体5发射非接触式外来物的激光照射器31；

综合控制组件4包括控制各个电气元件正常运行的控制器40、与控制器40电性连接的显示屏41、用于测量接触式外来物的速度、姿态以及观察飞机测试主体5受冲击部位的损伤变形过程的高速摄像组件42、用于获得飞机测试主体5受冲击时变形量的位移传感器43、用于获得飞机测试主体5受冲击时的温度变化的温度测量仪44，其中，本申请的各个电气元件均为市售；

如图2所示，阻流网盘130包括侧壁设有扣接口1330的第一扣板133、与扣接口1330扣接的第二扣板134、设于第二扣板134侧壁的阻流网135，沿气流方向分布的阻流网135的目数依次增大；

如图3所示，抵接固定头16包括一侧通过液压缸1600与试验安装主体1内壁连接且另一侧设有安装口1601的调节安装盒160、与安装口1601螺纹连接的稳固头161，稳固头161上远离安装口1601一侧通过扭簧1602连接有4个呈发散状分布的抵接条1603，且每个抵接条1603内壁贴设有防滑垫1604；

转动组件15包括沿水平方向设于转动凹口14内且外壁设有外齿圈1500以及上端设有安装凸块1501的锥形底座150、底端设有配合凹口1510的转动盘151、与外齿圈1500啮合的锥形齿152、通过转动轴与锥形齿152连接的驱动电机153，转动盘151与锥形底座150之间设有3个加固销钉154，配合凹口1510与安装凸块1501通过内圈配合连接；

试验安装主体1和开关壁板12内壁均设有防撞层17，防撞层17的材质为玄武岩纤维复合材料，且防撞层17为可拆卸结构。

实施例2

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图4、5所示，还包括试验件输送组件6，且试验件输送组件6的结构为：

包括设于试验安装主体1后侧且位于开关壁板12位置处的倾斜运输架60、与倾斜运输架60连接的水平运输架61、设于倾斜运输架60和水平运输架61上的多个轴辊62，轴辊62包括固定轴辊620和滑动轴辊621，固定轴辊620和滑动轴辊621间隔排列，且固定轴辊620外壁设有防滑层622；

倾斜运输架60底端设有2个加固支杆600，相邻两个加固支杆600之间设有交叉分布的2个加固子支杆601；

倾斜运输架60和水平运输架61上端沿长度方向上设有滑轨63，且滑轨63上通过滑块630连接有4个夹持头631。

实施例3

上述实施例2的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统的模拟方法，包括以下步骤：

S1、打开开关壁板12，通过外部驱动设备将飞机测试主体5移动至水平运输架61上，通过各个夹持头631对飞机测试主体5进行连接固定，使飞机测试主体5沿水平运输架61和倾斜运输架60移动，直至移动至试验安装主体1内；

S2、对飞机测试主体5的放置位置进行细调，使飞机测试主体5放置于转动盘151上，启动驱动电机153使锥形齿152转动，此时，锥形底座150和转动盘151同步转动，来调节飞机测试主体5的方位，然后，启动液压缸1600延伸，使稳固头161向靠近飞机测试主体5方向移动，并通过呈发散状分布的抵接条1603与飞机测试主体5外壁接触，对飞机测试主体5进行固定；

S3、当对飞机测试主体5进行接触式外来物毁伤模拟时，将接触式外来物毁伤源放置于固体加速气炮机30中，并通过控制器40设置好发射参数，使接触式外来物毁伤源处于待发射状态，然后，通过控制器40触发大通量气动阀21打开，使高压气罐20内的气流沿聚流罩230开口逐渐减小的方向流出，并经进气口10流入试验安装主体1内，同时，通过气流速度测量装置22实时监测试验安装主体1内的气流速度，当试验安装主体1内的气流速度满足试验要求时，通过控制器40启动固体加速气炮机30，并向试验安装主体1内发射接触式外来物毁伤源；

S4、在当对飞机测试主体5进行非接触式外来物毁伤模拟时，气流经进气口10流入试验安装主体1内，同时，通过控制器40启动激光照射器31，利用激光对飞机测试主体5外壁进行照射。

Claims (9)

1.用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，包括试验安装主体（1）、供气组件（2）、外来物加速组件（3）、综合控制组件（4），所述试验安装主体（1）内放置有飞机测试主体（5）；

试验安装主体（1）左右两侧侧壁分别设有进气口（10）、第一出气口（11），试验安装主体（1）后侧设有用于放置飞机测试主体（5）的开关壁板（12），所述第一出气口（11）处设有防护收集箱（13），所述防护收集箱（13）内上下两侧交错分布有多个阻流网盘（130），防护收集箱（13）底端设有多个集料口（131），防护收集箱（13）上远离第一出气口（11）端设有第二出气口（132）；

所述试验安装主体（1）底端设有转动凹口（14），所述转动凹口（14）内设有转动组件（15），所述飞机测试主体（5）放置于所述转动组件（15）上，试验安装主体（1）内壁设有多个可与飞机测试主体（5）外壁接触的抵接固定头（16）；

所述供气组件（2）包括高压气罐（20）、大通量气动阀（21）、气流速度测量装置（22）、设于进气口（10）处的气流入口箱（23），所述气流入口箱（23）内设有贯穿气流入口箱（23）左右两侧且沿气流方向开口依次减小的聚流罩（230），所述高压气罐（20）通过连接管与气流入口箱（23）连通，所述大通量气动阀（21）和气流速度测量装置（22）设于高压气罐（20）与气流入口箱（23）之间的连接管上；

所述外来物加速组件（3）包括与试验安装主体（1）相对分布且向飞机测试主体（5）发射接触式外来物的固体加速气炮机（30）、向飞机测试主体（5）发射非接触式外来物的激光照射器（31）；

所述综合控制组件（4）包括控制各个电气元件正常运行的控制器（40）、与所述控制器（40）电性连接的显示屏（41）、用于测量接触式外来物的速度、姿态以及观察飞机测试主体（5）受冲击部位的损伤变形过程的高速摄像组件（42）、用于获得飞机测试主体（5）受冲击时变形量的位移传感器（43）、用于获得飞机测试主体（5）受冲击时的温度变化的温度测量仪（44）。

2.根据权利要求1所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述阻流网盘（130）包括侧壁设有扣接口（1330）的第一扣板（133）、与所述扣接口（1330）扣接的第二扣板（134）、设于所述第二扣板（134）侧壁的阻流网（135），沿气流方向分布的阻流网（135）的目数依次增大。

3.根据权利要求1所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述抵接固定头（16）包括一侧通过液压缸（1600）与试验安装主体（1）内壁连接且另一侧设有安装口（1601）的调节安装盒（160）、与所述安装口（1601）螺纹连接的稳固头（161），所述稳固头（161）上远离安装口（1601）一侧通过扭簧（1602）连接有多个呈发散状分布的抵接条（1603），且每个所述抵接条（1603）内壁贴设有防滑垫（1604）。

4.根据权利要求1所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述试验安装主体（1）后侧设有试验件输送组件（6），所述试验件输送组件（6）包括设于试验安装主体（1）后侧且位于开关壁板（12）位置处的倾斜运输架（60）、与所述倾斜运输架（60）连接的水平运输架（61）、设于倾斜运输架（60）和水平运输架（61）上的多个轴辊（62），所述轴辊（62）包括固定轴辊（620）和滑动轴辊（621），所述固定轴辊（620）和滑动轴辊（621）间隔排列，且固定轴辊（620）外壁设有防滑层（622）。

5.根据权利要求4所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述倾斜运输架（60）底端设有多个加固支杆（600），相邻两个所述加固支杆（600）之间设有交叉分布的多个加固子支杆（601）。

6.根据权利要求4所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述倾斜运输架（60）和水平运输架（61）上端沿长度方向上设有滑轨（63），且所述滑轨（63）上通过滑块（630）连接有多个夹持头（631）。

7.根据权利要求1所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述转动组件（15）包括沿水平方向设于所述转动凹口（14）内且外壁设有外齿圈（1500）以及上端设有安装凸块（1501）的锥形底座（150）、底端设有配合凹口（1510）的转动盘（151）、与外齿圈（1500）啮合的锥形齿（152）、通过转动轴与所述锥形齿（152）连接的驱动电机（153），所述转动盘（151）与锥形底座（150）之间设有多个加固销钉（154），所述配合凹口（1510）与所述安装凸块（1501）通过内圈配合连接。

8.根据权利要求1所述的用于飞机强度测试的飞机毁伤试验模拟系统，其特征在于，所述试验安装主体（1）和开关壁板（12）内壁均设有防撞层（17），所述防撞层（17）的材质为玄武岩纤维复合材料，且防撞层（17）为可拆卸结构。

9.根据权利要求1-8任意一项所述的飞机毁伤试验模拟系统的模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、打开开关壁板（12），通过外部驱动设备将飞机测试主体（5）移动至水平运输架（61）上，通过各个夹持头（631）对飞机测试主体（5）进行连接固定，使飞机测试主体（5）沿水平运输架（61）和倾斜运输架（60）移动，直至移动至试验安装主体（1）内；

S2、对飞机测试主体（5）的放置位置进行细调，使飞机测试主体（5）放置于转动盘（151）上，启动驱动电机（153）使锥形齿（152）转动，此时，锥形底座（150）和转动盘（151）同步转动，来调节飞机测试主体（5）的方位，然后，启动液压缸（1600）延伸，使稳固头（161）向靠近飞机测试主体（5）方向移动，并通过呈发散状分布的抵接条（1603）与飞机测试主体（5）外壁接触，对飞机测试主体（5）进行固定；

S3、当对飞机测试主体（5）进行接触式外来物毁伤模拟时，将接触式外来物毁伤源放置于固体加速气炮机（30）中，并通过控制器（40）设置好发射参数，使接触式外来物毁伤源处于待发射状态，然后，通过控制器（40）触发大通量气动阀（21）打开，使高压气罐（20）内的气流沿聚流罩（230）开口逐渐减小的方向流出，并经进气口（10）流入试验安装主体（1）内，同时，通过气流速度测量装置（22）实时监测试验安装主体（1）内的气流速度，当试验安装主体（1）内的气流速度满足试验要求时，通过控制器（40）启动固体加速气炮机（30），并向试验安装主体（1）内发射接触式外来物毁伤源；

S4、在当对飞机测试主体（5）进行非接触式外来物毁伤模拟时，气流经进气口（10）流入试验安装主体（1）内，同时，通过控制器（40）启动激光照射器（31），利用激光对飞机测试主体（5）外壁进行照射。

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