CN114778055B - 飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统 - Google Patents

飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统 Download PDF

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Abstract

本发明涉及飞机测试技术领域，公开了飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统，包括水平设置在地面上的支撑装置，设置在所述支撑装置上的变角度固定试验台；所述变角度固定试验台包括设置在所述支撑装置上的第一角度调节装置，活动设置在所述第一角度调节装置上的第二角度调节装置；所述第一角度调节装置包括固定设置在所述支撑装置上方的圆形连接盘，设置在所述圆形连接盘中心的环形轴套，活动设置在所述环形轴套上且直径与圆形连接盘一致的转动盘，以及设置在所述圆形连接盘与转动盘之间的动力组件；本发明能够对试验件进行不同姿态的控制，有效提高离散源冲击损伤测试结果的精确度。

Description

飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统。
背景技术
对于飞机、高铁等高速载具来说，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；飞机机头、机翼蒙皮、发动机叶片、汽车或高铁的风挡玻璃等，均是采用流线型设计，表面是一种满足气动和强度的优化后的复杂外形，在面对离散源的撞击毁伤时会出现不可控的损伤情况；因此，在评价飞机机头、机翼蒙皮等结构抗离散源冲击能力的实验中，必须尽可能的模拟出真实的边界环境，考虑离散源冲击角度的影响，这样得到的结论才更能体现出试验件结构的真实抗离散源冲击能力。
目前，国内在结构抗离散源冲击方向，针对变角度冲击研究主要采用数值分析方法，试验仅针对小平板结构开展了一定的研究。另外目前所使用的变角度试验平台均比较笨重，或针对需要研究的角度，加工一套专用的夹具装置；或采用结构简单搭建，无法稳定、可靠且长期使用。
发明内容
针对上述存在的技术问题，本发明提供了一种飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统，能够对试验件进行不同姿态的控制，有效提高离散源冲击损伤测试结果的精确度，从而准确对飞机试验部件抵抗离散冲击的能力做出判断。
本发明的技术方案是：飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统，包括水平设置在地面上的支撑装置，设置在所述支撑装置上的变角度固定试验台；
所述变角度固定试验台包括设置在所述支撑装置上的第一角度调节装置，活动设置在所述第一角度调节装置上的第二角度调节装置；
所述第一角度调节装置包括固定设置在所述支撑装置上方的圆形连接盘，设置在所述圆形连接盘中心的环形轴套，活动设置在所述环形轴套上且直径与圆形连接盘一致的转动盘，以及设置在所述圆形连接盘与转动盘之间的动力组件；
所述第二角度调节装置包括设置在所述转动盘上的调节组件，设置在所述调节组件上方的试验件固定台，以及设置在所述调节组件与试验件固定台之间的连接支撑架；
所述调节组件包括两组垂直设置在所述转动盘上的调节板，活动设置在两组所述调节板之间的转动架，以及设置在所述调节板上用于锁定转动架的锁定结构；
所述调节板中部设置有中心孔；所述调节板上设置有以中心孔为中心的弧形槽；
所述调节板侧面设置有L型结构件；
所述转动架包括与连接支撑架连接的连接台，固定设置在所述连接台侧面的转动件，设置在所述转动件中部且与中心孔旋转连接的中心转轴，一端设置在所述转动件上且与弧形槽滑动连接的滑动轴；
所述锁定结构包括设置在所述弧形槽上的弧形齿条，设置在所述滑动轴另一端的限位块，设置在所述限位块上的顶杆，以及设置在所述顶杆上且与弧形齿条能够耦合的锁块。
进一步地，所述支撑装置包括设置在水平地面上的底部基盘，设置在底部基盘上且与圆形连接盘连接的姿态调整组件；
所述底部基盘包括水平设置在地面上的中心固定盘，多个设置在所述中心固定盘上且沿中心固定盘径向均匀分布的延长杆，多个分别设置在所述延长杆端部的连接座；
所述连接座上表面设置有第一连接吊耳，连接座下表面设置有接地固定组件；
所述圆形连接盘下表面活动设置有多个且分别与第一连接吊耳对应的第二连接吊耳；
所述姿态调整组件包括多组下端分别与第一连接吊耳连接、上端分别与第二连接吊耳连接的支撑调节组件；
通过延长杆、连接座的设置能够大幅度提升底部基盘的稳定性，有效提高整个装置在动态下的抗冲击能力。
进一步地，所述支撑调节组件包括上端与第二连接吊耳活动铰接、下端与第一连接吊耳活动铰接的支撑杆，水平设置在所述支撑杆下方且位于中心固定盘上的液压推缸固定座，安装在所述液压推缸固定座上且伸缩端指向第一连接吊耳的液压推缸，下端与所述液压推缸活动铰接、上端与所述支撑杆中部活动铰接的调节杆；
通过支撑调节组件的设置能够对圆形连接盘进行姿态调控，相对于现有技术提供的刚性水平支撑架，通过多组支撑调节组件可以控制圆形连接盘在水平面内进行任意角度的倾斜，通过倾斜为变角度固定试验台提供不同的基准平台；有利于飞机试验件从不同的角度承载离散源的冲击力，便于对飞机试验件表面进行全面的离散源冲击检测。
进一步地，所述圆形连接盘下表面设置有吊耳滑槽；所述第二连接吊耳滑动设置在所述吊耳滑槽内；吊耳滑槽的设置能够使得第二连接吊耳进行滑动；通过第二连接吊耳的滑动能够进一步的扩大圆形连接盘的倾斜角度，利于飞机试验件表面进行全面的离散源冲击检测。
进一步地，所述调节杆包括上端与支撑杆铰接的工字型调节杆，滑动设置在所述工字型调节杆上且下端与液压推缸铰接的U型滑动杆；
所述工字型调节杆上设置有锁定齿条；所述U型滑动杆上设置有与锁定齿条连接的棘轮装置；
通过工字型调节杆、U型滑动杆的设置能够组成结构强度高的伸缩组件，通过锁定齿条与棘轮装置能够使得工字型调节杆、U型滑动杆的伸缩长度锁止；
通过工字型调节杆、U型滑动杆的长度调节能够在一定程度上扩展第二连接吊耳的运动路径；从而控制圆形连接盘进行较大角度的倾斜。
进一步地，所述液压推缸与U型滑动杆连接处设置有铰接连接件；
所述延长杆上表面设置有限位槽；
所述铰接连接件滑动设置在所述限位槽上；
由于铰接连接件承载较大的重力，限位槽的设置能够提高铰接连接件线性滑动时的结构的稳定性，确保铰接连接件在液压推缸驱动下顺利滑动。
进一步地，所述姿态调整组件包括四组下端分别与第一连接吊耳连接、上端分别与第二连接吊耳连接的支撑调节组件；
通过四组支撑调节组件的设置不仅能够对变角度固定试验台提供稳定的支撑力，还能够驱动变角度固定试验台进行较大角度的倾斜；在确保整个结构具备较强的抗冲击力的情况下，对变角度固定试验台提供充足的倾斜角度；便于对飞机试验件进行全面的离散源冲击实验。
进一步地，所述动力组件包括设置在圆形连接盘外边缘的动力齿槽，均匀设置在所述转动盘边部的齿轮固定架，活动设置在所述齿轮固定架上的动力齿轮，以及用于向所述动力齿轮提供动力的动力电机；动力齿轮与环形的动力齿槽啮合，通过动力电机驱动动力齿轮的转动，实现转动盘的旋转控制。
进一步地，所述试验件固定台包括设置在所述连接支撑架上的固定台本体，均匀设置在所述固定台本体上的卡槽，下端安装在所述卡槽上的卡接件，设置在所述卡接件上的试验件夹持爪；相对于现有技术采用固定栓接的固定方式，采用卡槽、卡接件的设置能够提供较为灵活的固定位；通过试验件夹持爪能够实现对试验件的快速夹持固定。
本发明的有益效果是：本发明提供了一种飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统，能够对试验件进行不同姿态的控制，有效提高飞机离散源冲击损伤测试结果的精确度；本发明通过试验件固定台的设置能够对不同的飞机试验部件进行快速的固定；通过第一角度调节装置、第二角度调节装置的设置能够控制飞机试验部件在两个方向上的自由度，可以快速调整飞机试验部件与冲击源的夹角，改变离散冲击源的冲击部位；通过支撑调节组件的设置能够对圆形连接盘进行姿态调控，相对于现有技术提供的刚性水平支撑架，能够使得飞机试验部件具备更多的固定控制姿态，大幅度提升离散源冲击试验的全面性；满足各类离散源冲击损伤测试试验，可实现离散源冲击角度的无级调节。
附图说明
图1是本发明实施例1整体的结构示意图；
图2是本发明实施例1第一角度调节装置的结构示意图；
图3是本发明实施例1第二角度调节装置的结构示意图；
图4是本发明实施例1锁定结构的结构示意图；
图5是本发明实施例2支撑装置的结构示意图；
图6是本发明实施例2吊耳滑槽的结构示意图；
图7是本发明实施例3调节杆的结构示意图；
图8是本发明实施例4动力组件的结构示意图；
其中，1-支撑装置、10-底部基盘、100-中心固定盘、101-延长杆、102-连接座、103-第一连接吊耳、104-第二连接吊耳、105-吊耳滑槽、106-接地固定组件、11-支撑调节组件、110-支撑杆、111-液压推缸固定座、112-液压推缸、113-调节杆、114-工字型调节杆、115-U型滑动杆、116-棘轮装置、117-铰接连接件、118-限位槽、2-第一角度调节装置、20-圆形连接盘、21-环形轴套、22-转动盘、23-动力组件、230-动力齿槽、231-齿轮固定架、232-动力齿轮、233-动力电机、3-第二角度调节装置、30-调节组件、300-调节板、301-转动架、302-中心孔、303-弧形槽、304-连接台、305-转动件、306-中心转轴、307-滑动轴、308-L型结构件、31-试验件固定台、310-固定台本体、311-卡槽、312-卡接件、313-试验件夹持爪、32-连接支撑架、33-锁定结构、330-弧形齿条、331-限位块、332-顶杆、333-锁块。
具体实施方式
实施例1
如图1所示的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统，包括水平设置在地面上的支撑装置1，设置在所述支撑装置1上的变角度固定试验台；
所述变角度固定试验台包括设置在所述支撑装置1上的第一角度调节装置2，活动设置在所述第一角度调节装置2上的第二角度调节装置3；
如图2所示，所述第一角度调节装置2包括固定设置在所述支撑装置1上方的圆形连接盘20，设置在所述圆形连接盘20中心的环形轴套21，活动设置在所述环形轴套21上且直径与圆形连接盘20一致的转动盘22，以及设置在所述圆形连接盘20与转动盘22之间的动力组件23；
如图1所示，所述第二角度调节装置3包括设置在所述转动盘22上的调节组件30，设置在所述调节组件30上方的试验件固定台31，以及设置在所述调节组件30与试验件固定台31之间的连接支撑架32；
所述调节组件30包括两组垂直设置在所述转动盘22上的调节板300，活动设置在两组所述调节板300之间的转动架301，以及设置在所述调节板300上用于锁定转动架301的锁定结构33；
如图3所示，所述调节板300中部设置有中心孔302；所述调节板300上设置有以中心孔302为中心的弧形槽303；
所述调节板300侧面设置有L型结构件308；
所述转动架301包括与连接支撑架32连接的连接台304，固定设置在所述连接台304侧面的转动件305，设置在所述转动件305中部且与中心孔302旋转连接的中心转轴306，一端设置在所述转动件305上且与弧形槽303滑动连接的滑动轴307；
如图4所示，所述锁定结构33包括设置在所述弧形槽303上的弧形齿条330，设置在所述滑动轴307另一端的限位块331，设置在所述限位块331上的顶杆332，以及设置在所述顶杆332上且与弧形齿条330能够耦合的锁块333。
如图1所示，所述试验件固定台31包括设置在所述连接支撑架32上的固定台本体310，均匀设置在所述固定台本体310上的卡槽311，下端安装在所述卡槽311上的卡接件312，设置在所述卡接件312上的试验件夹持爪313。
其中，支撑装置1为常规的刚性支撑架；
锁块333、试验件夹持爪313、动力组件23采用现有市售产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。
实施例2
与实施例1不同的是：
如图5所示，所述支撑装置1包括设置在水平地面上的底部基盘10，设置在底部基盘10上且与圆形连接盘20连接的姿态调整组件；
所述底部基盘10包括水平设置在地面上的中心固定盘100，4个设置在所述中心固定盘100上且沿中心固定盘100径向均匀分布的延长杆101，多个分别设置在所述延长杆101端部的连接座102；
所述连接座102上表面设置有第一连接吊耳103，连接座102下表面设置有接地固定组件106；
所述圆形连接盘20下表面活动设置有4个且分别与第一连接吊耳103对应的第二连接吊耳104；
所述姿态调整组件包括4组下端分别与第一连接吊耳103连接、上端分别与第二连接吊耳104连接的支撑调节组件11。
所述支撑调节组件11包括上端与第二连接吊耳104活动铰接、下端与第一连接吊耳103活动铰接的支撑杆110，水平设置在所述支撑杆110下方且位于中心固定盘100上的液压推缸固定座111，安装在所述液压推缸固定座111上且伸缩端指向第一连接吊耳103的液压推缸112，下端与所述液压推缸112活动铰接、上端与所述支撑杆110中部活动铰接的调节杆113。
如图6所示，所述圆形连接盘20下表面设置有吊耳滑槽105；所述第二连接吊耳104滑动设置在所述吊耳滑槽105内。
其中，调节杆113为钢管；
液压推缸112采用现有市售产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。
实施例3
与实施例2不同的是：
如图7所示，所述调节杆113包括上端与支撑杆110铰接的工字型调节杆114，滑动设置在所述工字型调节杆114上且下端与液压推缸112铰接的U型滑动杆115；
所述工字型调节杆114上设置有锁定齿条；所述U型滑动杆115上设置有与锁定齿条连接的棘轮装置116。
所述液压推缸112与U型滑动杆115连接处设置有铰接连接件117；
所述延长杆101上表面设置有限位槽118；
所述铰接连接件117滑动设置在所述限位槽118上。
实施例4
与实施例1不同的是：
如图8所示，所述动力组件23包括设置在圆形连接盘20外边缘的动力齿槽230，四组均匀设置在所述转动盘22边部的齿轮固定架231，活动设置在所述齿轮固定架231上的动力齿轮232，以及用于向所述动力齿轮232提供动力的动力电机233。

Claims (2)

1.飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统，其特征在于，包括水平设置在地面上的支撑装置(1)，设置在所述支撑装置(1)上的变角度固定试验台；
所述变角度固定试验台包括设置在所述支撑装置(1)上的第一角度调节装置(2)，活动设置在所述第一角度调节装置(2)上的第二角度调节装置(3)；
所述第一角度调节装置(2)包括固定设置在所述支撑装置(1)上方的圆形连接盘(20)，设置在所述圆形连接盘(20)中心的环形轴套(21)，活动设置在所述环形轴套(21)上且直径与圆形连接盘(20)一致的转动盘(22)，以及设置在所述圆形连接盘(20)与转动盘(22)之间的动力组件(23)；
所述第二角度调节装置(3)包括设置在所述转动盘(22)上的调节组件(30)，设置在所述调节组件(30)上方的试验件固定台(31)，以及设置在所述调节组件(30)与试验件固定台(31)之间的连接支撑架(32)；
所述调节组件(30)包括两组垂直设置在所述转动盘(22)上的调节板(300)，活动设置在两组所述调节板(300)之间的转动架(301)，以及设置在所述调节板(300)上用于锁定转动架(301)的锁定结构(33)；
所述调节板(300)中部设置有中心孔(302)；所述调节板(300)上设置有以中心孔(302)为中心的弧形槽(303)；
所述调节板(300)侧面设置有L型结构件(308)；
所述转动架(301)包括与连接支撑架(32)连接的连接台(304)，固定设置在所述连接台(304)侧面的转动件(305)，设置在所述转动件(305)中部且与中心孔(302)旋转连接的中心转轴(306)，一端设置在所述转动件(305)上且与弧形槽(303)滑动连接的滑动轴(307)；
所述锁定结构(33)包括设置在所述弧形槽(303)上的弧形齿条(330)，设置在所述滑动轴(307)另一端的限位块(331)，设置在所述限位块(331)上的顶杆(332)，以及设置在所述顶杆(332)上且与弧形齿条(330)能够耦合的锁块(333)；
所述动力组件(23)包括设置在圆形连接盘(20)外边缘的动力齿槽(230)，均匀设置在所述转动盘(22)边部的齿轮固定架(231)，活动设置在所述齿轮固定架(231)上的动力齿轮(232)，以及用于向所述动力齿轮(232)提供动力的动力电机(233)；
所述试验件固定台(31)包括设置在所述连接支撑架(32)上的固定台本体(310)，均匀设置在所述固定台本体(310)上的卡槽(311)，下端安装在所述卡槽(311)上的卡接件(312)，设置在所述卡接件(312)上的试验件夹持爪(313)；
所述支撑装置(1)包括设置在水平地面上的底部基盘(10)，设置在底部基盘(10)上且与圆形连接盘(20)连接的姿态调整组件；
所述底部基盘(10)包括水平设置在地面上的中心固定盘(100)，多个设置在所述中心固定盘(100)上且沿中心固定盘(100)径向均匀分布的延长杆(101)，多个分别设置在所述延长杆(101)端部的连接座(102)；
所述连接座(102)上表面设置有第一连接吊耳(103)，连接座(102)下表面设置有接地固定组件(106)；
所述圆形连接盘(20)下表面活动设置有多个且分别与第一连接吊耳(103)对应的第二连接吊耳(104)；
所述姿态调整组件包括多组下端分别与第一连接吊耳(103)连接、上端分别与第二连接吊耳(104)连接的支撑调节组件(11)；
所述支撑调节组件(11)包括上端与第二连接吊耳(104)活动铰接、下端与第一连接吊耳(103)活动铰接的支撑杆(110)，水平设置在所述支撑杆(110)下方且位于中心固定盘(100)上的液压推缸固定座(111)，安装在所述液压推缸固定座(111)上且伸缩端指向第一连接吊耳(103)的液压推缸(112)，下端与所述液压推缸(112)活动铰接、上端与所述支撑杆(110)中部活动铰接的调节杆(113)；
所述圆形连接盘(20)下表面设置有吊耳滑槽(105)；所述第二连接吊耳(104)滑动设置在所述吊耳滑槽(105)内；
所述调节杆(113)包括上端与支撑杆(110)铰接的工字型调节杆(114)，滑动设置在所述工字型调节杆(114)上且下端与液压推缸(112)铰接的U型滑动杆(115)；
所述工字型调节杆(114)上设置有锁定齿条；所述U型滑动杆(115)上设置有与锁定齿条连接的棘轮装置(116)；
所述液压推缸(112)与U型滑动杆(115)连接处设置有铰接连接件(117)；
所述延长杆(101)上表面设置有限位槽(118)；
所述铰接连接件(117)滑动设置在所述限位槽(118)上。
2.根据权利要求1所述的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统，其特征在于，所述姿态调整组件包括四组下端分别与第一连接吊耳(103)连接、上端分别与第二连接吊耳(104)连接的支撑调节组件(11)。
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