CN209342322U - 超高型航空作动器构件的振动试验夹具 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及一种超高型航空作动器构件的振动试验夹具，其特征是：包括夹具本体和驱动杆，夹具本体包括底板、立板和左右侧板，所述左右侧板与底板连接，立板与左右侧板及底板连接构成整体框式夹具本体，整体框式夹具本体的纵向截面形状呈直角梯形，整体框式夹具本体内设有米字形立筋，所述驱动杆与米字形立筋连接。有益效果：本实用新型解决了试验件立式尺寸高、底面约束状态夹具刚度低、多点控制不均匀,试验无法顺利开展的问题。更改激励位置后径向一阶弯曲频率增加至约为421Hz，夹具频率特性得到了大幅提高；同时减小了多个控制点之间的不均匀性，提高了试验控制质量。
Description
技术领域
本实用新型属于振动试验技术领域，尤其涉及一种超高型航空作动器构件的振动试验夹具。
背景技术
大型运输机液压珠丝杠作动器主要功能为协助飞机在俯仰方向上(即飞机抬头或低头)具有静稳定性。为了考核作动器工作状态下的力学环境适应性及可靠性，需要对其进行工作状态振动试验。某型作动器立式尺寸高达1500mm，为了模拟作动器在运输机上真实安装边界，试验过程中作动器需要始终保持与水平方向呈128度，即试验件需要近似竖直放置。为满足上述要求，试验夹具设计高度将不低于1600mm，同时作动器包括运动部分和固定部分。试验过程中,固定部分和运动部分约束位置均为试验输入点,因此试验控制点分散性较大。径向试验状态，若采用传统振动台的滑台与夹具底面固支安装方式，夹具刚度低且动态特性较差，夹具立板上的多个振动控制点将会产生较大的不均匀性，试验控制谱难以满足容差要求。
对于上述超高型航空作动器机构件采用传统的夹具设计方式显然不适用,亟待要求推出一种具有两个约束界面的异型夹具,通过更改激励位置以及采用水平支撑系统导向的方式提高夹具刚度，克服控制点过于分散引起的控制不均匀，以达到试验顺利实施的目的。
实用新型内容
本实用新型是为了克服现有技术中的不足，提供一种超高型航空作动器构件的振动试验夹具，具有较高刚度，能够满足超高型航空作动器构件径向试验的开展，增强了夹具径向试验刚度，提高了控制的均匀性。
本实用新型为实现上述目的，通过以下技术方案实现，一种超高型航空作动器构件的振动试验夹具，其特征是：包括夹具本体和驱动杆，夹具本体包括底板、立板和左右侧板，所述左右侧板与底板连接，立板与左右侧板及底板连接构成整体框式夹具本体，整体框式夹具本体的纵向截面形状呈直角梯形，整体框式夹具本体内设有米字形立筋，所述驱动杆与米字形立筋连接。
所述米字形立筋上设有若干个螺纹孔，所述驱动杆上设有与米字形立筋螺纹孔位置对应的螺栓过孔。
所述左右侧板重心位置分别设有起吊孔。
所述立板上部及中间位置分别设有若干个用于固定作动器丝杠运动轨道的螺纹孔。
所述底板上设有若干个用于连接滑台滑板的沉孔或通孔，以及若干个用于连接作动器的螺纹孔。
所述整体框式夹具本体采用铸铝104铸造加工而成。
有益效果：与现有技术相比，应用于超高型航空作动器构件振动试验的异型夹具，解决了试验件立式尺寸高、底面约束状态夹具刚度低、多点控制不均匀,试验无法顺利开展的问题。原底面固支状态径向一阶弯曲频率约为119Hz，更改激励位置后径向一阶弯曲频率增加至约为421Hz，夹具频率特性得到了大幅提高，有效地提高了试验夹具动态特性，减小了夹具与产品的倾覆力矩，降低了试验风险；同时减小了多个控制点之间的不均匀性，提高了试验控制质量，使得试验成功实施，试验件得到了有效考核。
附图说明
图1是本实用新型立体结构示意图；
图2是本实用新型的主视图；
图3是图2的左视图；
图4是图2的右视图；
图5是图2的俯视图；
图6是驱动杆的立体结构示意图；
图7是在超高型航空作动器构件径向振动试验装配图的主视图；
图8是在超高型航空作动器构件径向振动试验装配图的三视图。
图中：1、底板，2、立板，3、左右侧板，4、米字形立筋，5、驱动杆，6、电动振动台，7、铸块，8、水平滑台，9、起吊孔。
具体实施方式
以下结合较佳实施例，对依据本实用新型提供的具体实施方式详述如下：
详见附图1-附图6，本实施例公开了一种超高型航空作动器构件的振动试验夹具，包括夹具本体和驱动杆5，夹具本体包括底板1、立板2和左右侧板3，所述左右侧板与底板连接，立板与左右侧板及底板连接构成整体框式夹具本体，框式夹具本体的纵向截面形状呈直角梯形，整体框式夹具本体内设有米字形立筋4，所述驱动杆与米字形立筋连接，由于夹具较高，米字形立筋主要用于提高夹具纵向刚度。驱动杆主要用于将振动台与夹具连接起来，将振动台的机械能量传递给夹具与所述超高型航空作动器构件整体。所述整体框式夹具本体采用铸铝104铸造加工而成。
所述米字形立筋上设有若干个螺纹孔，本实施例米字形立筋上分布有11个M14螺纹孔，用于与驱动杆进行连接；所述驱动杆上设有与米字形立筋螺纹孔位置对应的螺栓过孔。
所述左右侧板重心位置分别设有起吊孔9，本实施例的起吊孔为M20螺纹孔。
所述立板上部及中间位置分别设有若干个用于固定作动器丝杠运动轨道的螺纹孔。本实施例立板顶部及中间位置各有8个M12螺纹孔用于固定所述超高型航空作动器构件丝杠运动轨道。
所述底板上设有若干个用于连接滑台滑板的沉孔或通孔，以及若干个用于连接所述超高型航空作动器构件的螺纹孔。本实施例底板上分布有13个φ28沉孔及6个φ18通孔用于同小型滑台滑板连接，9个M12螺纹孔用于同超高型航空作动器构件固定部分连接。
工作原理和工作过程
传统的水平方向振动试验，一般安装方式均为将夹具底部作为约束面同振动台滑台连接，约束位置同时也是其激励位置。本实施例中所述的振动试验夹具底板1及米字型立筋4均是振动试验夹具同振动台系统连接的约束界面。
如图7、图8所示，超高型航空作动器径向振动试验状态，首先将振动台6台体调整为水平状态，通过铸块7将台体垫高到合适位置，保证振动台激励中心与超高型航空作动器及夹具系统整体重心保持一致。通过驱动杆5将振动台动圈与夹具米字形立筋4相连接，此约束界面作为激励界面，用于将振动台的机械能量传递给超高型航空作动器及夹具整体。同时，夹具底板1同水平滑台8相连接，水平滑台主要起到支撑和导向作用，约束超高型航空作动器及夹具整体沿水平方向运动。最后，在整个系统安装调试完毕后，将超高型航空作动器吊放至夹具底板上，作动器运动部分轨道固定在夹具立板顶部和中部，固定部分通过螺栓连接在夹具底板上。
本实用新型的振动试验夹具能够保证其径向试验刚度且实现高动态特性，夹具本体铸造加工而成；专用驱动杆是为将振动试验夹具连接于振动台动圈专门设计铸造加工而成；小型水平滑台是试验室自行采购相关配件搭建而成；其余如振动台台体、铸块均为市场购得。
振动试验夹具解决了超高型航空作动器立式状态尺寸较高，传统夹具设计及激励模式会导致试验夹具特性较差的问题，增强了振动试验夹具刚度，提高了试验控制质量，这种夹具设计形式今后可广泛地运用在大型异型尺寸结构件等超高尺寸产品的力学环境试验领域。所述振动试验夹具打破传统振动试验通过振动台滑板激励夹具底部的安装方式，通过改变激励位置为夹具中部，增强了夹具径向试验刚度，提高了控制的均匀性。
上述参照实施例对该一种超高型航空作动器构件的振动试验夹具的详细描述，是说明性的而不是限定性的，可按照所限定范围列举出若干个实施例，因此在不脱离本实用新型总体构思下的变化和修改，应属本实用新型的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种超高型航空作动器构件的振动试验夹具，其特征是：包括夹具本体和驱动杆，夹具本体包括底板、立板和左右侧板，所述左右侧板与底板连接，立板与左右侧板及底板连接构成整体框式夹具本体，整体框式夹具本体的纵向截面形状呈直角梯形，整体框式夹具本体内设有米字形立筋，所述驱动杆与米字形立筋连接。
2.根据权利要求1所述的超高型航空作动器构件的振动试验夹具，其特征是：所述米字形立筋上设有若干个螺纹孔，所述驱动杆上设有与米字形立筋螺纹孔位置对应的螺栓过孔。
3.根据权利要求1所述的超高型航空作动器构件的振动试验夹具，其特征是：所述左右侧板重心位置分别设有起吊孔。
4.根据权利要求1所述的超高型航空作动器构件的振动试验夹具，其特征是：所述立板上部及中间位置分别设有若干个用于固定作动器丝杠运动轨道的螺纹孔。
5.根据权利要求1所述的超高型航空作动器构件的振动试验夹具，其特征是：所述底板上设有若干个用于连接滑台滑板的沉孔或通孔，以及若干个用于连接作动器的螺纹孔。
6.根据权利要求1所述的超高型航空作动器构件的振动试验夹具，其特征是：所述整体框式夹具本体采用铸铝104铸造加工而成。
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| CN109580148A (zh) * | 2018-11-30 | 2019-04-05 | 天津航天瑞莱科技有限公司 | 超高型航空作动器构件的振动试验夹具 |
| CN112781813A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-05-11 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种平视显示器随机振动试验夹具 |
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| CN112781813A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-05-11 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种平视显示器随机振动试验夹具 |
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