CN114739619B - 飞机气动冲击测试用联合加载试验系统及加载试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开飞机气动冲击测试用联合加载试验系统及加载试验方法，属于飞机测试技术领域，联合加载试验系统包括加载试验架、移动平台、夹持组件、动力组件、试验件和PLC控制器；移动平台卡接在加载试验架上，移动平台内设有滚珠丝杠，滚珠丝杠上连接有滑动座，夹持组件设置有两个，两个夹持组件分别设在加载试验架和移动平台上，动力组件包括为滚珠丝杠提供动力的水平位移电机和为移动平台提供动力的电动拉杆，试验件的两端分别与两个夹持组件卡接，PLC控制器分别与各用电设备电性连接；本发明的联合加载试验系统结构设计合理，能够实现试验件的拉伸和剪切应力的联合加载，为飞机气动冲击测试试验的顺利开展奠定了基础。

Description

飞机气动冲击测试用联合加载试验系统及加载试验方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体涉及飞机气动冲击测试用联合加载试验系统及加载试验方法。

背景技术

激光聚能装置的目标靶是各种飞行器的蒙皮结构，其结构形式一般为梁框支撑的片体结构，用粘结剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。当飞行器在空中飞行时，蒙皮除了形成和维持机翼启动外形之外，还要承受局部气动力，梁框表面的每一块蒙皮受到的气动力多为均布载荷。

在飞机气动冲击测试中，为了模拟飞行器蒙皮在受到气动载荷情况下的应力和应变情况，更好地分析蒙皮结构的受力及变形情况，需要设计一种面内拉压和面外弯剪的联合加载实验系统；中国专利CN201420420052.X公开了“一种弹翼气动载荷模拟加载试验装置”，该结构主要由支架、作动器、展开结构、底板、模拟弹簧、力传感器、加力杆和摆臂组成；力传感器和加力杆通过螺杆连接模拟弹翼和摆臂，通过加力杆调整加载载荷，作动器输出推力，通过展开机构模拟弹翼展开，然而该装置主要通过在弹翼上方施加拉力来模拟弹翼气动载荷，只实现了外在载荷的单一施加，无法实现拉伸与剪切多种载荷作用下的联合加载试验；中国专利CN201920802324.5公开了“一种柔性接头弹性件材料的压剪联合加载试验装置”，该结构主要由荷重传感器、压紧板和垫片组成，通过荷重传感器测量压紧板之间试验件收到的载荷，通过获得弹性件材料测得工作条件下预设定压缩载荷的剪切模量；但是该装置通过调节螺钉预紧力实现压缩载荷大小可调，并测得预定压缩载荷下的剪切模量，无法实现复合载荷的联合加载。

发明内容

针对上述存在的技术问题，本发明提供了飞机气动冲击测试用联合加载试验系统及加载试验方法。

本发明的技术方案为：飞机气动冲击测试用联合加载试验系统，包括加载试验架、移动平台、夹持组件、动力组件、试验件和PLC控制器；加载试验架包括底座、两个设置在底座上端面的立柱滑轨和分别与两个立柱滑轨顶端固定连接的横梁；

移动平台水平设置在横梁下方且通过滑套分别与两个立柱滑轨滑动卡接，移动平台内部水平设置有一端与移动平台内壁转动卡接，另一端贯穿移动平台的滚珠丝杠，滚珠丝杠上螺纹连接有与移动平台内底部滑动卡接的滑动座，滚珠丝杠上套设有与移动平台内侧壁固定连接的连接块，连接块和滑动座之间活动连接有水平拉力传感器；

夹持组件设置有两个，夹持组件包括一侧设置有紧固螺栓的定位板和套设在紧固螺栓上的夹持板，夹持板和定位板相对的一侧均设置有夹持齿牙；两个定位板分别固定设置在横梁和滑动座上；

动力组件包括固定设置在移动平台外壁上且与滚珠丝杠端部连接的减速机、设置在减速机上且为减速机提供动力的水平位移电机和设置在底座上端面且通过竖直测力传感器与移动平台下底面活动连接的电动拉杆；

试验件的两端分别通过两个夹持板与对应侧的两个定位板夹持固定；

PLC控制器分别与水平拉力传感器、水平位移电机、竖直测力传感器和电动拉杆电性连接。

进一步地，两个定位板上均设置有定位柱，试验件的两端均设置有用于与定位柱卡接的定位孔；通过设置定位柱有利于提高夹持组件对试验件的夹持效果。

进一步地，定位柱内部中空且设置有导向杆，侧壁上均匀分布有数个与其内部导通的移动槽，定位柱上设置有防剪切组件，防剪切组件包括贯穿定位柱且与定位板外壁转动卡接的推动丝杠、螺纹连接在推动丝杠上且与导向杆滑动卡接的推动半球、滑动卡接在移动槽上且底端通过滚轮与推动半球抵接的防剪切弧板；通过设置防剪切弧板，利用推动丝杠推动推动半球沿导向杆移动，从而使各个防剪切弧板相互远离后与定位孔的内壁抵接，能够减小试验件对定位柱产生的剪切力。

进一步地，防剪切弧板通过支撑架与滚轮连接，支撑架的两侧均设置有导向套，定位柱内部设置有与导向套滑动卡接的支杆；通过在防剪切弧板上设置支撑架能够提高防剪切弧板的稳定性。

进一步地，移动平台上端面沿滚珠丝杠长度方向平行设置有两个滑槽，滑动座下底面设置有两个与滑槽滑动卡接的滑块；通过在移动平台上设置滑槽，能够保证滑动座在移动平台上移动时移动方向始终与滚珠丝杠保持平行，从而避免了滑动座移动过程中对试验件施加扭力而影响飞机气动冲击测试结果的准确性。

进一步地，夹持板靠近定位板的一侧设置有端部设置有环形锁止槽的锁止拉杆，环形锁止槽远离夹持板的一侧倾斜设置，定位板上设置有用于插接锁止拉杆的锁止孔，定位板内部且位于锁止拉杆周向均匀分布有4个锁块，各个锁块端部均设置有能够与环形锁止槽锁止的楔形块，两个水平位置的锁块之间通过第一驱动螺杆螺纹连接，定位板顶部贯穿设置有与竖直方向上两个锁块螺纹连接的第二驱动螺杆，第二驱动螺杆与第一驱动螺杆之间通过粗螺纹连接；当夹持板靠近定位板后，锁止拉杆插入锁止孔，通过旋转第二驱动螺杆带动第一驱动螺杆旋转，从而使各个锁块分别靠近锁止拉杆上的环形锁止槽，利用各个锁块上的楔形块对环形锁止槽进行卡接锁止，从而能够使锁止拉杆始终对夹持板产生横向拉力，避免了加载试验过程中试验件松动脱落。

进一步地，移动平台下底面固定设置有与两个滑套固定连接的加固梁；通过设置加固梁能够避免移动平台在电动拉杆的拉力作用下而产生形变。

进一步地，试验件同一端的夹持板和定位板上的夹持齿牙相互错开；通过在夹持板和定位板上设置相互错开的夹持齿牙能够提高夹持板对试验件夹持的稳定性。

进一步地，移动平台内部与两个滑槽位置对应处均设置有限位槽，限位槽内顶部设置有齿牙，滑块上转动卡接有能够与限位槽内顶部的齿牙啮合连接的导向齿轮；通过设置限位槽和导向齿轮能够避免滑动座在移动平台上水平移动时产生竖向位移，从而能够使滑动座与滚珠丝杠始终保持稳定螺纹连接效果。

本发明还提供了飞机气动冲击测试用联合加载试验系统的加载试验方法，包括以下步骤：

S1、将试验件上端放置在位于横梁上的定位板和夹持板之间，将试验件下端放置在位于滑动座上的定位板和夹持板之间；旋转两个定位板上的紧固螺栓，利用定位板和夹持板上的夹持齿牙将试验件的两端夹持固定；

S2、分别将水平位移电机和电动拉杆与外部电源连接，利用PLC控制器控制水平位移电机开启，水平位移电机通过减速机带动滚珠丝杠旋转，从而使得滑动座带动试验件的下端在移动平台上移动，当水平拉力传感器监测到滑动座和连接块之间拉力达到预设拉力值时，利用PLC控制器控制水平位移电机关闭；

S3、通过PLC控制器控制电动拉杆启动，电动拉杆通过竖直测力传感器拉动移动平台沿立柱滑轨竖直向下移动；当竖直测力传感器监测到移动平台与电动拉杆之间拉力达到预设拉力值时，利用PLC控制器控制电动拉杆关闭；

S4、实时监测水平拉力传感器和竖直测力传感器所监测到的拉力数值，当拉力数值与预设拉力值有偏差时，通过PLC控制器分别控制水平位移电机和电动拉杆再次启动，将水平拉力传感器和竖直测力传感器所监测到的拉力数值调整至预设拉力值；

S5、利用三维非接触式应变场测量系统测量试验件在加载预应力和激光双重作用下的变形情况。

与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：

第一、本发明的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统通过设置沿立柱滑轨上下移动的移动平台和在移动平台内水移动的滑动座，能够针对飞行器蒙皮结构或者平面类结构实验件进行拉伸和剪切多种载荷作用下的联合加载试验；

第二、本发明的联合加载试验系统结构设计合理，试验件安装拆卸便捷，极大的降低了飞机气动冲击测试过程中试验件的安装难度，有利于提高飞机气动冲击测试效率；

第三、本发明的联合加载试验系统具有较强的通用性，能够应用于不同类型飞行器蒙皮结构或者平面类结构试验件的加载，并能够在预应力加载状态下完成热、激光、声等多种类型的飞机测试。

附图说明

图1是本发明的加载试验方法流程图；

图2是本发明的主视图；

图3是本发明的左视图；

图4是本发明的滑套与移动平台的连接示意图；

图5是本发明的滑动座与滚珠丝杠的连接示意图；

图6是本发明的滑动座与移动平台的连接示意图；

图7是本发明的夹持组件的结构示意图；

图8是本发明防剪切组件与定位柱的连接示意图；

图9是本发明的防剪切弧板在定位柱上的分布图；

图10是本发明图7中A处的局部放大示意图；

图11是本发明的第一驱动螺杆和第二驱动螺杆的连接示意图；

其中，1-加载试验架、10-底座、11-立柱滑轨、12-横梁、2-移动平台、20-滑套、200-加固梁、21-滚珠丝杠、22-滑动座、23-连接块、24-水平拉力传感器、25-滑槽、250-滑块、251-限位槽、252-导向齿轮、3-夹持组件、30-定位板、300-紧固螺栓、301-锁止孔、31-夹持板、310-夹持齿牙、32-定位柱、320-导向杆、321-移动槽、33-防剪切组件、330-推动丝杠、331-推动半球、332-滚轮、333-防剪切弧板、334-支撑架、3340-导向套、3341-支杆、34-锁止拉杆、340-环形锁止槽、35-锁块、350-楔形块、36-第一驱动螺杆、37-第二驱动螺杆、4-动力组件、40-减速机、41-水平位移电机、42-竖直测力传感器、43-电动拉杆、5-试验件、50-定位孔。

具体实施方式

实施例1

如图2、3所示的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统，包括加载试验架1、移动平台2、夹持组件3、动力组件4、试验件5和PLC控制器；加载试验架1包括底座10、两个设置在底座10上端面的立柱滑轨11和分别与两个立柱滑轨11顶端固定连接的横梁12；

如图2、4所示，移动平台2水平设置在横梁12下方且通过滑套20分别与两个立柱滑轨11滑动卡接，移动平台2内部水平设置有一端与移动平台2内壁转动卡接，另一端贯穿移动平台2的滚珠丝杠21，滚珠丝杠21上螺纹连接有与移动平台2内底部滑动卡接的滑动座22，滚珠丝杠21上套设有与移动平台2内侧壁固定连接的连接块23，连接块23和滑动座22之间活动连接有水平拉力传感器24；

如图2、7所示，夹持组件3设置有两个，夹持组件3包括一侧设置有紧固螺栓300的定位板30和套设在紧固螺栓300上的夹持板31，夹持板31和定位板30相对的一侧均设置有夹持齿牙310；两个定位板30分别固定设置在横梁12和滑动座22上；

如图2、3所示，动力组件4包括固定设置在移动平台2外壁上且与滚珠丝杠21端部连接的减速机40、设置在减速机40上且为减速机40提供动力的水平位移电机41和设置在底座10上端面且通过竖直测力传感器42与移动平台2下底面活动连接的电动拉杆43；

如图2所示，试验件5的两端分别通过两个夹持板31与对应侧的两个定位板30夹持固定；

PLC控制器分别与水平拉力传感器24、水平位移电机41、竖直测力传感器42和电动拉杆43电性连接；PLC控制器、水平拉力传感器24、水平位移电机41、竖直测力传感器42和电动拉杆43均为市售产品。

实施例2

本实施例记载的是实施例1的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统的加载试验方法，包括以下步骤：

S1、将试验件5上端放置在位于横梁12上的定位板30和夹持板31之间，将试验件5下端放置在位于滑动座22上的定位板30和夹持板31之间；旋转两个定位板30上的紧固螺栓300，利用定位板30和夹持板31上的夹持齿牙310将试验件5的两端夹持固定；

S2、分别将水平位移电机41和电动拉杆43与外部电源连接，利用PLC控制器控制水平位移电机41开启，水平位移电机41通过减速机40带动滚珠丝杠21旋转，从而使得滑动座22带动试验件5的下端在移动平台2上移动，当水平拉力传感器24监测到滑动座22和连接块23之间拉力达到预设拉力值时，利用PLC控制器控制水平位移电机41关闭；

S3、通过PLC控制器控制电动拉杆43启动，电动拉杆43通过竖直测力传感器42拉动移动平台2沿立柱滑轨11竖直向下移动；当竖直测力传感器42监测到移动平台2与电动拉杆43之间拉力达到预设拉力值时，利用PLC控制器控制电动拉杆43关闭；

S4、实时监测水平拉力传感器24和竖直测力传感器42所监测到的拉力数值，当拉力数值与预设拉力值有偏差时，通过PLC控制器分别控制水平位移电机41和电动拉杆43再次启动，将水平拉力传感器24和竖直测力传感器42所监测到的拉力数值调整至预设拉力值；

S5、利用三维非接触式应变场测量系统测量试验件5在加载预应力和激光双重作用下的变形情况。

实施例3

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图7、8、9所示，两个定位板30上均设置有定位柱32，试验件5的两端均设置有用于与定位柱32卡接的定位孔50；定位柱32内部中空且设置有导向杆320，侧壁上均匀分布有4个与其内部导通的移动槽321，定位柱32上设置有防剪切组件33，防剪切组件33包括贯穿定位柱32且与定位板30外壁转动卡接的推动丝杠330、螺纹连接在推动丝杠330上且与导向杆320滑动卡接的推动半球331、滑动卡接在移动槽321上且底端通过滚轮332与推动半球331抵接的防剪切弧板333；防剪切弧板333通过支撑架334与滚轮332连接，支撑架334的两侧均设置有导向套3340，定位柱32内部设置有与导向套3340滑动卡接的支杆3341。

实施例4

本实施例记载的是实施例3的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统的加载试验方法，与实施例2不同之处在于：

步骤S1中，首先将试验件5的两端分别通过定位孔50套设在两个定位板30上的定位柱32上，然后旋转推动丝杠330，利用推动丝杠330推动推动半球331沿导向杆320移动，从而使各个防剪切弧板333相互远离后与定位孔50的内壁抵接。

实施例5

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图5、6所示，移动平台2上端面沿滚珠丝杠21长度方向平行设置有两个滑槽25，滑动座22下底面设置有两个与滑槽25滑动卡接的滑块250；移动平台2内部与两个滑槽25位置对应处均设置有限位槽251，限位槽251内顶部设置有齿牙，滑块250上转动卡接有能够与限位槽251内顶部的齿牙啮合连接的导向齿轮252。

实施例6

本实施例记载的是实施例5的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统的加载试验方法，与实施例2不同之处在于：

步骤S2中，滑动座22带动试验件5的下端在移动平台2上移动时，滑块250沿滑槽25移动，且滑块250下端的导向齿轮252在限位槽251内移动，导向齿轮252移动过程中与限位槽251内顶部的齿牙啮合。

实施例7

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图7、10、11所示，夹持板31靠近定位板30的一侧设置有端部设置有环形锁止槽340的锁止拉杆34，环形锁止槽340远离夹持板31的一侧倾斜设置，定位板30上设置有用于插接锁止拉杆34的锁止孔301，定位板30内部且位于锁止拉杆34周向均匀分布有4个锁块35，各个锁块35端部均设置有能够与环形锁止槽340锁止的楔形块350，两个水平位置的锁块35之间通过第一驱动螺杆36螺纹连接，定位板30顶部贯穿设置有与竖直方向上两个锁块35螺纹连接的第二驱动螺杆37，第二驱动螺杆37与第一驱动螺杆36之间通过粗螺纹连接。

实施例8

本实施例记载的是实施例7的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统的加载试验方法，与实施例2不同之处在于：

步骤S1中，当夹持板31靠近定位板30后，锁止拉杆34插入锁止孔301，通过旋转第二驱动螺杆37带动第一驱动螺杆36旋转，从而使各个锁块35分别靠近锁止拉杆34上的环形锁止槽340，利用各个锁块35上的楔形块350对环形锁止槽340进行卡接锁止。

实施例9

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图4所示，移动平台2下底面固定设置有与两个滑套20固定连接的加固梁200。

实施例10

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图7所示，试验件5同一端的夹持板31和定位板30上的夹持齿牙310相互错开。

Claims (6)

1.飞机气动冲击测试用联合加载试验系统，其特征在于，包括加载试验架（1）、移动平台（2）、夹持组件（3）、动力组件（4）、试验件（5）和PLC控制器；所述加载试验架（1）包括底座（10）、两个设置在所述底座（10）上端面的立柱滑轨（11）和分别与两个立柱滑轨（11）顶端固定连接的横梁（12）；

所述移动平台（2）水平设置在横梁（12）下方且通过滑套（20）分别与两个立柱滑轨（11）滑动卡接，移动平台（2）内部水平设置有一端与移动平台（2）内壁转动卡接，另一端贯穿移动平台（2）的滚珠丝杠（21），所述滚珠丝杠（21）上螺纹连接有与移动平台（2）内底部滑动卡接的滑动座（22），滚珠丝杠（21）上套设有与移动平台（2）内侧壁固定连接的连接块（23），所述连接块（23）和滑动座（22）之间活动连接有水平拉力传感器（24）；

所述夹持组件（3）设置有两个，夹持组件（3）包括一侧设置有紧固螺栓（300）的定位板（30）和套设在所述紧固螺栓（300）上的夹持板（31），所述夹持板（31）和定位板（30）相对的一侧均设置有夹持齿牙（310）；两个所述定位板（30）分别固定设置在横梁（12）和滑动座（22）上；

所述动力组件（4）包括固定设置在移动平台（2）外壁上且与滚珠丝杠（21）端部连接的减速机（40）、设置在所述减速机（40）上且为减速机（40）提供动力的水平位移电机（41）和设置在底座（10）上端面且通过竖直测力传感器（42）与移动平台（2）下底面活动连接的电动拉杆（43）；

所述试验件（5）的两端分别通过两个夹持板（31）与对应侧的两个定位板（30）夹持固定；

所述PLC控制器分别与水平拉力传感器（24）、水平位移电机（41）、竖直测力传感器（42）和电动拉杆（43）电性连接；

两个所述定位板（30）上均设置有定位柱（32），所述试验件（5）的两端均设置有用于与所述定位柱（32）卡接的定位孔（50）；

所述定位柱（32）内部中空且设置有导向杆（320），侧壁上均匀分布有数个与其内部导通的移动槽（321），定位柱（32）上设置有防剪切组件（33），所述防剪切组件（33）包括贯穿定位柱（32）且与定位板（30）外壁转动卡接的推动丝杠（330）、螺纹连接在所述推动丝杠（330）上且与所述导向杆（320）滑动卡接的推动半球（331）、滑动卡接在所述移动槽（321）上且底端通过滚轮（332）与所述推动半球（331）抵接的防剪切弧板（333）；

所述防剪切弧板（333）通过支撑架（334）与滚轮（332）连接，所述支撑架（334）的两侧均设置有导向套（3340），定位柱（32）内部设置有与所述导向套（3340）滑动卡接的支杆（3341）。

2.根据权利要求1所述的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统，其特征在于，所述移动平台（2）上端面沿滚珠丝杠（21）长度方向平行设置有两个滑槽（25），所述滑动座（22）下底面设置有两个与所述滑槽（25）滑动卡接的滑块（250）。

3.根据权利要求1所述的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统，其特征在于，所述夹持板（31）靠近定位板（30）的一侧设置有端部设置有环形锁止槽（340）的锁止拉杆（34），所述环形锁止槽（340）远离夹持板（31）的一侧倾斜设置，所述定位板（30）上设置有用于插接所述锁止拉杆（34）的锁止孔（301），定位板（30）内部且位于锁止拉杆（34）周向均匀分布有4个锁块（35），各个所述锁块（35）端部均设置有能够与环形锁止槽（340）锁止的楔形块（350），两个水平位置的锁块（35）之间通过第一驱动螺杆（36）螺纹连接，定位板（30）顶部贯穿设置有与竖直方向上两个锁块（35）螺纹连接的第二驱动螺杆（37），所述第二驱动螺杆（37）与第一驱动螺杆（36）之间通过粗螺纹连接。

4.根据权利要求1所述的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统，其特征在于，所述移动平台（2）下底面固定设置有与两个滑套（20）固定连接的加固梁（200）。

5.根据权利要求1所述的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统，其特征在于，所述试验件（5）同一端的夹持板（31）和定位板（30）上的夹持齿牙（310）相互错开。

6.根据权利要求1-5任意一项所述的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统的加载试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、将试验件（5）上端放置在位于横梁（12）上的定位板（30）和夹持板（31）之间，将试验件（5）下端放置在位于滑动座（22）上的定位板（30）和夹持板（31）之间；旋转两个定位板（30）上的紧固螺栓（300），利用定位板（30）和夹持板（31）上的夹持齿牙（310）将试验件（5）的两端夹持固定；

S2、分别将水平位移电机（41）和电动拉杆（43）与外部电源连接，利用PLC控制器控制水平位移电机（41）开启，水平位移电机（41）通过减速机（40）带动滚珠丝杠（21）旋转，从而使得滑动座（22）带动试验件（5）的下端在移动平台（2）上移动，当水平拉力传感器（24）监测到滑动座（22）和连接块（23）之间拉力达到预设拉力值时，利用PLC控制器控制水平位移电机（41）关闭；

S3、通过PLC控制器控制电动拉杆（43）启动，电动拉杆（43）通过竖直测力传感器（42）拉动移动平台（2）沿立柱滑轨（11）竖直向下移动；当竖直测力传感器（42）监测到移动平台（2）与电动拉杆（43）之间拉力达到预设拉力值时，利用PLC控制器控制电动拉杆（43）关闭；

S4、实时监测水平拉力传感器（24）和竖直测力传感器（42）所监测到的拉力数值，当拉力数值与预设拉力值有偏差时，通过PLC控制器分别控制水平位移电机（41）和电动拉杆（43）再次启动，将水平拉力传感器（24）和竖直测力传感器（42）所监测到的拉力数值调整至预设拉力值；

S5、利用三维非接触式应变场测量系统测量试验件（5）在加载预应力和激光双重作用下的变形情况。

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