CN114778049A - 一种用于飞机翼面结构的振动测试装置及振动模拟方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于飞机翼面结构的振动测试装置及振动模拟方法，该装置包括U型件、分别设置在U型件两边的左传动机构和右传动机构，U型件上设置有带动U型件振动的激振器，U型件的左边外侧设置有动态力传感器，左传动机构包括销钉、耳板和左锥形件，右传动机构包括螺纹顶杆和右锥形件，左锥形件和右锥形件分别夹持在翼面结构的两侧，该装置既能实现振动的传递，也能夹持不同厚度的翼面结构，还不会对翼面结构的蒙皮表面造成磨损。该方法包括以下步骤：一、安装振动测试装置；二、对翼面结构进行振动模拟测试，该方法实现了对飞机的翼面结构进行振动模拟测试试验，振动模拟的精确度高、效果好。

Description

一种用于飞机翼面结构的振动测试装置及振动模拟方法

技术领域

本发明属于飞机翼面结构的振动测试技术领域，具体涉及一种用于飞机翼面结构的振动测试装置及振动模拟方法。

背景技术

翼面是指飞行器的各种空气动力面，它包括机翼、尾翼、舵面和副翼等，对于飞机翼面结构的振动试验，其振动加载方式主要通过激振杆对翼面结构施加强迫振动，具体操作时激振杆需要与翼面结构连接紧固，常规的螺栓连接需要在翼面结构上预制螺栓孔，但螺栓孔会破坏翼面结构的完整性，因而现有的连接方式多采用粘接和利用真空吸盘连接。

一方面，粘接的方式虽然不会破坏翼面结构的完整性，但是会在翼面结构表面留下胶痕，而且粘接时激振杆仅与翼面结构的蒙皮连接，振动加载时容易造成蒙皮与结构内部梁、肋等承力结构拉脱，造成翼面结构非预期破坏；真空吸盘的连接方式不能承受较大的拉向载荷，难以进行大量级振动加载。

另一方面，翼面结构通过激振杆直接施加强迫振动时，激振杆安装在翼面结构的法向位置上，振动加载过程中，翼面结构由于受载会发生弯曲或扭转变形，螺栓连接、粘接或真空吸盘连接的加载面会随着翼面结构的变形发生弯曲或扭转，从而使激振杆受到弯矩作用，不但容易造成激振杆损坏，还会影响振动加载精度。

因此，缺少一种既能保护装置自身、又能确保振动加载精度的振动测试装置和振动模拟方法，便于进行对飞机翼面结构的振动测试试验。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，通过设置左传动机构和右传动机构，既能实现振动的传递，也能夹持不同厚度的翼面结构，还不会对翼面结构的蒙皮表面造成磨损，便于推广使用。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：包括U型件、分别设置在所述U型件两边的左传动机构和右传动机构，所述U型件上设置有带动所述U型件振动的激振器，所述U型件的左边外侧设置有动态力传感器；

所述左传动机构包括穿设在所述U型件左边上的销钉、套设在所述销钉上并伸出所述U型件的耳板、以及与所述耳板连接并位于所述U型件内侧的左锥形件，所述耳板内嵌设有供所述销钉穿过的关节轴承；

所述右传动机构包括穿设在所述U型件右边上的螺纹顶杆和与所述螺纹顶杆连接并位于所述U型件内侧的右锥形件，所述右锥形件上嵌装有与所述螺纹顶杆端部过盈配合的推力轴承；

所述左锥形件和所述右锥形件分别夹持在所述翼面结构的两侧。

上述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述左锥形件和所述右锥形件均为聚氨酯板。

上述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述左锥形件的外侧设置有左转接板，所述耳板与所述左转接板的中心连接，所述左锥形件的内侧与翼面结构的一侧紧贴。

上述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述右锥形件的外侧设置有右转接板，所述推力轴承嵌设在所述右转接板的中心位置，所述推力轴承的内侧与螺纹顶杆的一端过盈配合，所述右锥形件的内侧与翼面结构的另一侧紧贴；

所述螺纹顶杆靠近所述推力轴承的一端为光杆。

上述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述U型件的左边开设有用于供激振器的振动输出轴连接的安装孔、供销钉穿过的竖向连接孔和供耳板伸入的横向连接槽，所述竖向连接孔和所述横向连接槽相贯通；

所述横向连接槽的开口方向朝向所述U型件的内侧，所述安装孔的数量为多个，多个所述安装孔均与所述横向连接槽相平行且分布在所述横向连接槽的周围。

上述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述U型件的右边开设有供螺纹顶杆穿过的横向调节孔，所述横向调节孔为与螺纹顶杆相适配的内螺纹孔。

上述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述螺纹顶杆上设置有相配合的防松螺母，所述防松螺母位于U型件的外侧。

上述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述销钉的下部设置有相配合的销钉螺母，所述销钉伸出U型件的一端设置有与所述销钉螺母相配合的外螺纹。

同时，本发明还公开了一种利用振动测试装置对翼面结构进行振动模拟测试的方法，步骤简单、操作便捷，通过将左锥形件和右锥形件分别夹持在翼面结构的两侧，便于将激振器的振动传递给翼面结构，且振动加载的精确度高，有助于提升翼面结构振动模拟测试的真实性和准确性，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、安装振动测试装置：

步骤101、在翼面结构的两侧均标记振动加载点，将所述U型件置于所述翼面结构上，使左锥形件的内侧紧贴所述翼面结构一侧的振动加载点；

步骤102、转动螺纹顶杆，带动右锥形件向靠近所述翼面结构另一侧的振动加载点的方向移动，直至所述右锥形件紧贴所述翼面结构的另一侧，然后拧紧防松螺母，完成振动测试装置的安装；

步骤二、对翼面结构进行振动模拟测试：所述激振器带动所述U型件开始振动，并将振动加载到所述翼面结构上，同时通过动态力传感器采集所述U型件的振动数据，确保传递到所述翼面结构上的振动数据满足实验要求；

当所述翼面结构的振动时间达到预定时间时，所述激振器停止工作。

上述的一种方法，其特征在于：所述振动数据包括振动频率和振动幅值。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明通过设置关节轴承和推力轴承，便于在翼面结构振动时，左锥形件可随着翼面结构的振动绕关节轴承发生偏转，右锥形件可随着翼面结构的振动绕推力轴承发生偏转，当翼面结构产生弹性变形时，也可以使翼面结构的表面与左锥形件和右锥形件之间实现解耦，从而既避免了翼面结构的弹性变形对激振器造成额外的弯矩，也避免了大量级地振动加载对翼面结构造成拉脱和压溃破坏，即在不破坏翼面结构完整性的前提下实现了对翼面结构的振动加载，实现对翼面结构的振动测试，实用性强。

2、本发明通过在U型件上穿设螺纹顶杆，便于根据翼面结构的厚度，通过旋转螺纹顶杆，带动右锥形件移动，实现对左锥形件和右锥形件之间距离的调节，使右锥形件在左锥形件抵接翼面结构一侧的情况下抵接翼面结构的另一侧，即通过螺纹顶杆与防松螺母的配合，提升了对翼面结构的夹持力，夹持方式可靠稳定，可以适用于不同厚度的翼面结构，使用效果好。

3、本发明通过在U型件上设置动态力传感器，便于采集激振器传递到U型件上的振动数据，U型件的初始振动与加载到翼面结构上的初始振动相同，从而便于操作人员直观的获取到翼面结构上被加载的振动数据，有助于确保振动测试的精确度，从而提升了对翼面结构进行振动模拟测试的真实性和准确性，便于推广使用。

4、本发明通过设置左锥形件和右锥形件均为聚氨酯板，便于根据翼面结构表面的抗压强度，设计左锥形件和右锥形件与翼面结构的接触面积，有效避免了大量级地振动加载对翼面结构的局部造成压溃破坏，同时，因为翼面结构为复合材料，聚氨酯板可以有效避免振动加载过程中对翼面结构尤其是翼面结构的蒙皮表面的磨损，从而能够有效保护翼面结构在振动加载点局部的翼面蒙皮，测试的破坏性小。

5、本发明方法步骤简单，操作便捷，通过将左锥形件和右锥形件分别夹持在翼面结构的两侧，便于将激振器的振动传递给翼面结构，实现对翼面结构的振动模拟测试，实用性强。

综上所述，本发明所采用的振动测试装置，通过设置左传动机构和右传动机构，既能实现振动的传递，也能夹持不同厚度的翼面结构，还不会对翼面结构的蒙皮表面造成磨损；所采用的振动模拟方法步骤简单、操作便捷，通过将左锥形件和右锥形件分别夹持在翼面结构的两侧，便于将激振器的振动传递给翼面结构，且振动加载的精确度高，有助于提升翼面结构振动模拟测试的真实性和准确性。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明振动测试装置的结构示意图。

图2为本发明振动测试装置的爆炸图。

图3为图1的A向视图。

图4为本发明振动测试装置的使用状态示意图。

图5为本发明的方法流程框图。

附图标记说明:

1—U型件； 2—安装孔； 3—竖向连接孔；

4—横向连接槽； 5—销钉； 6—销钉螺母；

7—关节轴承； 8—耳板； 9—左转接板；

10—左锥形件； 11—横向调节孔； 12—螺纹顶杆；

13—防松螺母； 14—推力轴承； 15—右转接板；

16—右锥形件； 17—翼面结构； 18—激振器；

19—动态力传感器。

具体实施方式

如图1至图4所示，本发明的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，包括U型件1、分别设置在所述U型件1两边的左传动机构和右传动机构，所述U型件1上设置有带动所述U型件1振动的激振器18，所述U型件1的左边外侧设置有动态力传感器19。

所述左传动机构包括穿设在所述U型件1左边上的销钉5、套设在所述销钉5上并伸出所述U型件1的耳板8、以及与所述耳板8连接并位于所述U型件1内侧的左锥形件10，所述耳板8内嵌设有供所述销钉5穿过的关节轴承7。

所述右传动机构包括穿设在所述U型件1右边上的螺纹顶杆12和与所述螺纹顶杆12连接并位于所述U型件1内侧的右锥形件16，所述右锥形件16上嵌装有与所述螺纹顶杆12端部过盈配合的推力轴承14。

所述左锥形件10和所述右锥形件16分别夹持在所述翼面结构17的两侧，且所述左锥形件10和所述右锥形件16均为聚氨酯板。

本发明使用时，通过将左锥形件10和右锥形件16分别夹持在翼面结构17的两侧，便于将激振器18的振动传递给翼面结构17，实现对翼面结构17的振动检测实验；当翼面结构17振动时，左锥形件10可随着翼面结构17的振动绕关节轴承7发生偏转，右锥形件16可随着翼面结构17的振动绕推力轴承14发生偏转，当翼面结构17产生弹性变形时，也可以使翼面结构17的表面与左锥形件10和右锥形件16之间实现解耦，从而既避免了翼面结构17的弹性变形对左锥形件10和右锥形件16造成额外的弯矩，即不会对激振器18造成额外的弯矩，也避免了大量级地振动加载对翼面结构17造成拉脱和压溃破坏，即在不破坏翼面结构17完整性的前提下实现了对翼面结构17的振动加载。

实际使用时，左锥形件10和右锥形件16的结构刚度比平板型结构的结构刚度强，通过设置左锥形件10和右锥形件16均为聚氨酯板，便于根据翼面结构17表面的抗压强度，设计左锥形件10和右锥形件16与翼面结构17的接触面积，有效避免了大量级地振动加载对翼面结构17的局部造成压溃破坏；同时，因为翼面结构17为复合材料，聚氨酯板可以有效避免振动加载过程中对翼面结构17尤其是翼面结构17的蒙皮表面的磨损，从而能够有效保护翼面结构17在振动加载点局部的翼面蒙皮，实验破坏性小。

本实施例中，所述左锥形件10的外侧设置有左转接板9，所述耳板8与所述左转接板9的中心连接，所述左锥形件10的内侧与翼面结构17的一侧紧贴。

需要说明的是，左转接板9为金属板，便于将左转接板9通过AB胶粘接在左锥形件10外侧面的中心上，也便于将耳板8的一端与左转接板9的中心连接，从而将耳板8固定在左锥形件10的锥顶，通过在耳板8的另一端内嵌设关节轴承7，便于左锥形件10以关节轴承7为轴心转动。

本实施例中，所述右锥形件16的外侧设置有右转接板15，所述推力轴承14嵌设在所述右转接板15的中心位置，所述推力轴承14的内侧与螺纹顶杆12的一端过盈配合，所述右锥形件16的内侧与翼面结构17的另一侧紧贴；所述螺纹顶杆12靠近所述推力轴承14的一端为光杆。

需要说明的是，右转接板15为金属板，便于将右转接板15通过AB胶粘接在右锥形件16外侧面的中心上，也便于将推力轴承14嵌设在右转接板15的中心位置，从而将螺纹顶杆12伸向U型件1内侧的一端与推力轴承14的内侧过盈配合，使右锥形件16可以以推力轴承14为轴心转动。

本实施例中，所述U型件1的左边开设有用于供激振器18的振动输出轴连接的安装孔2、供销钉5穿过的竖向连接孔3和供耳板8伸入的横向连接槽4，所述竖向连接孔3和所述横向连接槽4相贯通；所述横向连接槽4的开口方向朝向所述U型件1的内侧，所述安装孔2的数量为多个，多个所述安装孔2均与所述横向连接槽4相平行且分布在所述横向连接槽4的周围。

实际使用时，通过设置多个安装孔2均与横向连接槽4相平行且分布在横向连接槽4的周围，便于使左锥形件10的受力均衡。

实际使用时，竖向连接孔3的开口端在U型件1左边的上下两侧，横向连接槽4的开口端在U型件1左边的内侧，便于使安装后的左锥形件10位于U型件1的内侧，通过设置竖向连接孔3和横向连接槽4相贯通，将耳板8插入横向连接槽4，使关节轴承7的轴心与竖向连接孔3的垂直中心线重合，然后将销钉5穿过竖向连接孔3，并利用销钉螺母6固定销钉5伸出竖向连接孔3的一端，此时，销钉5会穿过关节轴承7，从而实现了对耳板8的限位，同时，耳板8还能带动左锥形件10绕关节轴承7转动，便于翼面结构17振动时，左锥形件10可随着翼面结构17的振动绕关节轴承7发生偏转。

需要说明的是，横向连接槽4的内部尺寸大于耳板8的尺寸，即耳板8与横向连接槽4之间留有间隙，便于耳板8在横向连接槽4内活动。

本实施例中，所述销钉5的下部设置有相配合的销钉螺母6，所述销钉5伸出U型件1的一端设置有与所述销钉螺母6相配合的外螺纹。

实际使用时，拧紧的销钉螺母6紧贴在竖向连接孔3下端，便于将销钉5固定在竖向连接孔3内，防止销钉5错动和脱落。

本实施例中，所述U型件1的右边开设有供螺纹顶杆12穿过的横向调节孔11，所述横向调节孔11为与螺纹顶杆12相适配的内螺纹孔。

本实施例中，所述螺纹顶杆12上设置有相配合的防松螺母13，所述防松螺母13位于U型件1的外侧。

实际使用时，横向调节孔11的开口端在U型件1右边的左右两侧，通过设置横向调节孔11为与螺纹顶杆12相适配的内螺纹孔，便于限制螺纹顶杆12的位移，通过在螺纹顶杆12上设置防松螺母13，便于在螺纹顶杆12调节到位后，通过拧紧防松螺母13，实现固定螺纹顶杆12的位置，避免螺纹顶杆12从横向调节孔11中滑出；其中，横向调节孔11的内螺纹为细牙螺纹M20×1.5。

实际使用时，通过在U型件1上穿设螺纹顶杆12，便于根据翼面结构17的厚度，旋转螺纹顶杆12，带动右锥形件16移动，实现对左锥形件10和右锥形件16之间距离的调节，使右锥形件16在左锥形件10抵接翼面结构17一侧的情况下抵接翼面结构17的另一侧，即通过螺纹顶杆12与防松螺母13的配合，提升了对翼面结构17的夹持力，夹持方式可靠稳定，可以适用于不同厚度的翼面结构17，使用效果好。

如图5所示的一种利用振动测试装置对飞机的翼面结构17进行振动模拟测试的方法，包括以下步骤：

步骤一、安装振动测试装置：

步骤101、在翼面结构17的两侧均标记振动加载点，将所述U型件1置于所述翼面结构17上，使左锥形件10的内侧紧贴所述翼面结构17一侧的振动加载点。

步骤102、转动螺纹顶杆12，带动右锥形件16向靠近所述翼面结构17另一侧的振动加载点的方向移动，直至所述右锥形件16紧贴所述翼面结构17的另一侧，然后拧紧防松螺母13，使所述右锥形件16和所述左锥形件10置于所述翼面结构17两侧的振动加载点上，完成将振动测试装置安装在翼面结构17上。

步骤二、对翼面结构进行振动模拟测试：所述激振器18带动所述U型件1开始振动，并将振动加载到所述翼面结构17上，同时通过动态力传感器19采集所述U型件1的振动数据，即操作人员获得了翼面结构17的振动数据，从而确保传递到所述翼面结构17上的振动数据满足实验要求。

当所述翼面结构17的振动时间达到预定时间时，所述激振器18停止工作；其中，预定时间和激振器18所设定的振动值分别按照试验谱所规定预定时间和振动值。

本实施例中，所述振动数据包括振动频率和振动幅值，动态力传感器19的型号优选为PCB-225C型动态力传感器。

实际使用时，U型件1一边上开设的安装孔2的数量为多个，多个安装孔2均为螺纹孔，便于与激振器18连接，动态力传感器19的位置与安装孔2之间具有间隙，避免动态力传感器19与激振器18距离过近而互相影响。

实际使用时，通过在U型件1上设置动态力传感器19，便于采集激振器18传递到U型件1上的振动数据，且U型件1的初始振动与加载到翼面结构17上的初始振动相同，从而便于操作人员直观的获取到翼面结构17上被加载的振动数据，有助于确保振动加载的精确度，从而提升了对翼面结构17进行振动模拟测试实验的真实性和准确性。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (10)

1.一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：包括U型件（1）、分别设置在所述U型件（1）两边的左传动机构和右传动机构，所述U型件（1）上设置有带动所述U型件（1）振动的激振器（18），所述U型件（1）的左边外侧设置有动态力传感器（19）；

所述左传动机构包括穿设在所述U型件（1）左边上的销钉（5）、套设在所述销钉（5）上并伸出所述U型件（1）的耳板（8）、以及与所述耳板（8）连接并位于所述U型件（1）内侧的左锥形件（10），所述耳板（8）内嵌设有供所述销钉（5）穿过的关节轴承（7）；

所述右传动机构包括穿设在所述U型件（1）右边上的螺纹顶杆（12）和与所述螺纹顶杆（12）连接并位于所述U型件（1）内侧的右锥形件（16），所述右锥形件（16）上嵌装有与所述螺纹顶杆（12）端部过盈配合的推力轴承（14）；

所述左锥形件（10）和所述右锥形件（16）分别夹持在所述翼面结构（17）的两侧。

2.按照权利要求1所述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述左锥形件（10）和所述右锥形件（16）均为聚氨酯板。

3.按照权利要求1所述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述左锥形件（10）的外侧设置有左转接板（9），所述耳板（8）与所述左转接板（9）的中心连接，所述左锥形件（10）的内侧与翼面结构（17）的一侧紧贴。

4.按照权利要求3所述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述右锥形件（16）的外侧设置有右转接板（15），所述推力轴承（14）嵌设在所述右转接板（15）的中心位置，所述推力轴承（14）的内侧与螺纹顶杆（12）的一端过盈配合，所述右锥形件（16）的内侧与翼面结构（17）的另一侧紧贴；

所述螺纹顶杆（12）靠近所述推力轴承（14）的一端为光杆。

5.按照权利要求1所述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述U型件（1）的左边开设有用于供激振器（18）的振动输出轴连接的安装孔（2）、供销钉（5）穿过的竖向连接孔（3）和供耳板（8）伸入的横向连接槽（4），所述竖向连接孔（3）和所述横向连接槽（4）相贯通；

所述横向连接槽（4）的开口方向朝向所述U型件（1）的内侧，所述安装孔（2）的数量为多个，多个所述安装孔（2）均与所述横向连接槽（4）相平行且分布在所述横向连接槽（4）的周围。

6.按照权利要求1所述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述U型件（1）的右边开设有供螺纹顶杆（12）穿过的横向调节孔（11），所述横向调节孔（11）为与螺纹顶杆（12）相适配的内螺纹孔。

7.按照权利要求1所述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述螺纹顶杆（12）上设置有相配合的防松螺母（13），所述防松螺母（13）位于U型件（1）的外侧。

8.按照权利要求1所述的一种用于飞机翼面结构的振动测试装置，其特征在于：所述销钉（5）的下部设置有相配合的销钉螺母（6），所述销钉（5）伸出U型件（1）的一端设置有与所述销钉螺母（6）相配合的外螺纹。

9.一种利用如权利要求1所述振动测试装置对飞机的翼面结构进行振动模拟测试的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、安装振动测试装置：

步骤101、在翼面结构（17）的两侧均标记振动加载点，将所述U型件（1）置于所述翼面结构（17）上，使左锥形件（10）的内侧紧贴所述翼面结构（17）一侧的振动加载点；

步骤102、转动螺纹顶杆（12），带动右锥形件（16）向靠近所述翼面结构（17）另一侧的振动加载点的方向移动，直至所述右锥形件（16）紧贴所述翼面结构（17）的另一侧，然后拧紧防松螺母（13），完成振动测试装置的安装；

步骤二、对翼面结构进行振动模拟测试：所述激振器（18）带动所述U型件（1）开始振动，并将振动加载到所述翼面结构（17）上，同时通过动态力传感器（19）采集所述U型件（1）的振动数据，确保传递到所述翼面结构（17）上的振动数据满足实验要求；

当所述翼面结构（17）的振动时间达到预定时间时，所述激振器（18）停止工作。

10.按照权利要求9所述的一种方法，其特征在于：所述振动数据包括振动频率和振动幅值。

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