CN210442071U - 固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型揭示了一种固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其活动装配于飞机强度试验系统的主框架中，且由支撑脚架、柔性功能框架和接口箱组成，用于飞机强度试验一个以上传感器阵列的分支线缆均埋设于柔性功能框架中，各条分支线缆的一端连接对应的传感器阵列、另一端汇接入接口箱中，该接口箱固定于柔性功能框架上，且接口箱通过单根输出线缆数据接入试验的仪器。应用本实用新型该方案，通过改进全机强度和模态试验的框架结构，增设柔性支架装置实现了传感器阵列的承载及其线缆的可靠收纳，在试验间隙能够通过线缆断接，迅速将完成试验的飞机和柔性支架装置一并自主框架移出，为其它待测试飞机空出工位，从而大大提高了试验产能。

Description

固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置

技术领域

本实用新型涉及机械制造测试领域，尤其涉及一种面向完成组装的固定翼飞机（或称之为全机）进行地面强度试验的柔性支架装置，属于基础装备方面的改良。

背景技术

科技进步带来当前世界日新月异的变化，无论是物资、还是物种、人类的流动、活动范围正在不断地扩展着。这有赖于不断发展的交通工具，至少包括自行车、电动助力车、小汽车、公共巴士、火车、高速动车、轮船等，当然这些地面交通工具无法满足人们长距离、快速迁徙或旅游活动的需求，为此民用客机便应运而生且彻底满足了人们对快速交通的需求。而长期以来民用客机的核心技术都未系统掌握。民用客机作为一个高速行驶在云端的复杂设备，从材料、系统软硬件设计、结构总装等诸多方面都需要完整而繁杂的诸多细小的技术环节总构完成。即使解决了前期的设计、制造、总装所包含的技术问题，并非意味着产品具备投放市场、翱翔于天空的名片。对于固定翼飞机（全机）的研究在各方面取得突破的同时，必须重视对全机成品的各种测试；不同于其它交通工具，飞机的每次使命行动都需要经历从地面到天空的起落活动，这其中除了油耗的巨大负担外，飞机机身结构强度也是重要的一方面，随着升高高度的变化，飞机外界环境也出现了巨大的跳跃，甚至在冲破云层的过程中需要经历难以想象的外力对机身的摧残，更有当飞机降落瞬间需要抵销自身巨大自重对起落架和机翼结构强度的冲击力等。为此目前对飞机的全机地面强度试验是保障飞机可靠性的最重要的试验项目。

现有全机强度试验结构原理，全机上万的传感器线缆均固定于全机地面强度试验的主框架之上。在进行频繁的全机试验并移出、替换待测试飞机时，就必须重新安装传感器、重新布线，由此带来的工作量极大；通常全机试验的过程中无论做不做试验，待测试飞机都将一直位于试验工位，相应工位的使用效率很低。

发明内容

本实用新型的目的旨在提出一种固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，解决全机强度及模态试验的工位效率低下的问题。

本实用新型实现上述目的的技术解决方案是，固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于所述柔性支架装置活动装配于飞机强度试验系统的主框架中，且由支撑脚架、柔性功能框架和接口箱组成，用于飞机强度试验一个以上传感器阵列的分支线缆均埋设于柔性功能框架中，各条分支线缆的一端连接对应的传感器阵列、另一端汇接入接口箱中，所述接口箱固定于柔性功能框架上，且接口箱通过单根输出线缆数据接入试验的仪器。

进一步地，所述柔性功能框架分布设有凹槽，各分支线缆埋设于凹槽中且两端外露、悬垂。

更进一步地，所述柔性功能框架设有活接卡扣，外露的分支线缆卡接固定于柔性功能框架的外壁。

进一步地，所述支撑脚架底部设有带锁的脚轮，支撑脚架带动柔性功能框架和接口箱整体在主框架内外位移、定位。

进一步地，所述传感器阵列对应待测试飞机的机翼、机身分布贴附而设。

更进一步地，所述所述传感器阵列为长条状贴片结构，定位并平整贴附于待测试飞机的各测试点。

进一步地，所述主框架为由两个以上龙门架沿机身长度向分布相连构成。

进一步地，所述主框架上接设有一个以上用于向上顶撑或向下推压的加载器，且各加载器对应待测试飞机的机翼和机身分布定位而设。

进一步地，所述主框架中围绕待测试飞机旁侧设有安装和观察平台，所述安装和观察平台基于钢结构梁挂接固定或拆除移动。

进一步地，所述主框架还设有起落架假体，且起落架假体滑动定位并模拟待测试飞机起落架支承。

应用本实用新型的柔性支架装置，具备突出的实质性特点和显著的进步性：该方案通过改进全机强度和模态试验的框架结构，增设柔性支架装置实现了传感器阵列的承载及其线缆的可靠收纳，在试验间隙能够通过线缆断接，迅速将完成试验的飞机和柔性支架装置一并自主框架移出，为其它待测试飞机空出工位，从而大大提高了试验产能。

附图说明

图1是现有全机强度和模态试验系统的架构示意图。

图2是本实用新型改进的全机强度和模态试验系统的架构示意图。

具体实施方式

以下便结合实施例附图，对本实用新型的具体实施方式作进一步的详述，以使本实用新型技术方案更易于理解、掌握，从而对本实用新型的保护范围做出更为清晰的界定。

为通过比较清楚理解本实用新型引入柔性支架装置的好处，以下结合图1所示的现有全机强度和模态试验系统的架构示意图，简述现有试验作业的硬件基础及作业过程。从图示可见，全机试验是在试验系统的主框架1之中进行的，待测试飞机驶入试验工位；该主框架1是龙门架外形，且局部设有横梁11，还面向待测试飞机的测试点设有底部向上顶撑的加载器12和顶部向下推压的加载器13，而测试所用的仪器2设于主框架旁侧。而作为全机试验的基础，多达上万个的传感器的线缆4均固定于主框架或龙门架的横梁11上，在试验前需要完成繁琐的线缆连接、传感器3安装；而当试验完成后需要替换待测试飞机6时，必须重新安装所有传感器，甚至重新布线。如此则工作量极大。这就造成了待测试飞机会长时间滞留并占用试验工位中，由此使得该试验系统的测试产能受限严重，效率很低。现有技术的不足由此可见一斑。

本实用新型设计者针对当前飞机制造技术突破的需求，致力于对飞机的成品全机进行全面性能测试的试验室建设。在保留全机强度及模态试验主框架和测试所用一起的基本硬件配置外，全新引入了一独立部件——柔性支架装置。一方面配合飞机试验系统完成庞大数量的传感器装接，另一方面配合飞机高效率的进、出试验工位，提高试验系统的产能效率。

如图2所示，该固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置的结构特征概述为：该柔性支架装置由支撑脚架51、柔性功能框架52和接口箱53组成，其与飞机强度试验系统的主框架1之间的关系为活动式装配，即可以空间上重合相互配合，也可以空间上相分离。用于飞机强度试验一个以上传感器阵列3的分支线缆42均埋设于柔性功能框架52中，各条分支线缆42的一端连接对应的传感器阵列3、另一端汇接入接口箱53中，该接口箱53固定于柔性功能框架52上，且接口箱53通过单根输出线缆41数据接入试验的仪器2。

从进一步细化的结构来看，上述柔性功能框架52除框架型主体结构外，其还分布设有若干纵、横的凹槽，用于承载、穿设各分支线缆，在初次布线过程中只需要将各条分支线缆埋设于凹槽中并将两端外露、悬垂即可，以备后续连接传感器阵列及接口箱。除此之外，该柔性功能框架还可选配设有活接卡扣，由此外露的分支线缆能被有效地卡接固定于柔性功能框架的外壁，防止出现分支线缆悬垂而影响待测试飞机进出试验工位时缠绕。

上述支撑脚架51底部设有带锁的脚轮（未标识），支撑脚架51带动柔性功能框架52和接口箱53整体在主框架1内外位移、定位。而该主框架1为由两个以上龙门架沿机身长度向分布相连构成的空间结构、笼罩包围待测试飞机。并且该主框架1上还接设有一个以上用于向上顶撑或向下推压的加载器12、13，且各加载器对应待测试飞机的机翼和机身分布定位而设。在强度及模态试验过程中该些加载器受控驱动，对机身、机翼不同方向进行顶撑、推压动作，并通过传感器阵列的数据反馈体现出全机各测试点处在极限外力下的结构强度和抗损性能。

从试验的信号采集和汇总来看，上述传感器阵列3对应待测试飞机的机翼、机身分布贴附而设。其被制作为长条状贴片结构，定位并平整贴附于待测试飞机的各测试点。而采用传感器阵列的模块形式，大大增强了测试用传感器的集成度，提高了面向待测试飞机的装配效率。

此外，该主框架中围绕整机机身旁侧设有安装和观察平台，安装和观察平台基于钢结构梁挂接固定；并用以满足试验前期的设备安装，以及试验过程中人为参与观察和调整。主框架还设有起落架假体，且起落架假体基于底侧的钢结构梁滑动定位并模拟整机起落架支承；并用以实现飞机的悬挂和承载试验（因非本实用新型保护侧重点，故省略图示）。

综上结合图示的实施例详述可见，由于引入了上述柔性支架装置，该全机强度及模态试验系统在进行全机强度测试时，能使得待测试飞机不受众多分支线缆的影响而快速进入试验工位，并能快速装接传感器阵列、接口箱和实验仪器，由此快速完成试验准备。而之后的试验为现有成熟的技术，具有操作流程和信号处理的完整系统性，故省略过程描述。当一架全机完成试验需要替换或空出试验工位时，只需将接口箱中接入的线缆断开，而后将全机与该柔性支架装置一并移出主框架即可。为其它待测试飞机及时空出工位，从而大大提高了此类性能检测中心（或实验室）的试验产能。

Claims (10)

1.固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于所述柔性支架装置活动装配于飞机强度试验系统的主框架中，且由支撑脚架、柔性功能框架和接口箱组成，用于飞机强度试验一个以上传感器阵列的分支线缆均埋设于柔性功能框架中，各条分支线缆的一端连接对应的传感器阵列、另一端汇接入接口箱中，所述接口箱固定于柔性功能框架上，且接口箱通过单根输出线缆数据接入试验的仪器。

2.根据权利要求1所述固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于：所述柔性功能框架分布设有凹槽，各分支线缆埋设于凹槽中且两端外露、悬垂。

3.根据权利要求2所述固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于：所述柔性功能框架设有活接卡扣，外露的分支线缆卡接固定于柔性功能框架的外壁。

4.根据权利要求1所述固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于：所述支撑脚架底部设有带锁的脚轮，支撑脚架带动柔性功能框架和接口箱整体在主框架内外位移、定位。

5.根据权利要求1所述固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于：所述传感器阵列对应待测试飞机的机翼、机身分布贴附而设。

6.根据权利要求5所述固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于：所述传感器阵列为长条状贴片结构，定位并平整贴附于待测试飞机的各测试点。

7.根据权利要求1所述固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于：所述主框架为由两个以上龙门架沿机身长度向分布相连构成。

8.根据权利要求1所述固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于：所述主框架上接设有一个以上用于向上顶撑或向下推压的加载器，且各加载器对应待测试飞机的机翼和机身分布定位而设。

9.根据权利要求1所述固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于：所述主框架中围绕待测试飞机旁侧设有安装和观察平台，所述安装和观察平台基于钢结构梁挂接固定或拆除移动。

10.根据权利要求1所述固定翼飞机全机强度及模态试验柔性支架装置，其特征在于：所述主框架还设有起落架假体，且起落架假体滑动定位并模拟待测试飞机起落架支承。

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