CN214748744U

CN214748744U - 飞机液压助力器冲击振动试验夹具

Info

Publication number: CN214748744U
Application number: CN202120934482.3U
Authority: CN
Inventors: 林纯景; 董文珂; 陈劲松; 谢游江
Original assignee: SICHUAN LINGFENG AVIATION HYDRAULIC MACHINERY CO Ltd
Current assignee: SICHUAN LINGFENG AVIATION HYDRAULIC MACHINERY CO Ltd
Priority date: 2021-05-03
Filing date: 2021-05-03
Publication date: 2021-11-16
Anticipated expiration: 2031-05-03

Abstract

本实用新型公开的一种飞机液压助力器冲击振动试验夹具，制作简单。无需拆卸试验产品与夹具。本实用新型通过下述技术方案实现：飞机液压助力器1连接在两端耳支座上，飞机液压助力器1根据装机形式活塞杆端进行固定，通过前尾接杆螺接飞机液压助力器活塞杆的螺纹孔，调整活塞杆伸出方向的安装长度；飞机液压作动筒的输入摇臂孔将飞机液压助力器限制于非输入工作状态，通过门型支架上的助力器零位插销进行径向定位，完成与装机状态一致的试验要求后，模拟飞机上的安装状态，实现前、后、左、右四个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目，之后通过试验夹具简单的换向，可以完成上、下两个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目。

Description

飞机液压助力器冲击振动试验夹具

技术领域

本实用新型涉及一种机载设备环境适应性试验夹具领域，具体地说是一种用于飞机液压助力器的冲击振动试验夹具。

背景技术

冲击和振动试验是属于环境试验，其试验目的用于考核飞机液压助力器的环境适应性是否满足飞机不同使用环境要求的指标，具体的说冲击试验是鉴定被试品在经受规定的冲击量值后，是否能够正常工作，振动试验是鉴定被试品在经受规定的振动试验后，是否能够正常工作并通过对产品进行环境试验可发现在研制和生产中的缺陷，为改进产品设计、提高产品的可靠性提供依据，进而提高产品质量。由于受产品试验要求、产品尺寸、振动台面安装尺寸等因素的限制，产品在进行振动试验时需要夹具与振动台台面进行刚性固定联结。振动冲击试验的成功与否、试验运行的情况及对产品的影响程度与夹具设计要求、制作安装要求息息相关。夹具是振动冲击试验中一个很重要的环节，是保证试件在力学环境试验中的可靠性和良好的性能的重要内容之一。试验夹具的功能是将振动台机械连接的振动能量与运动方向传递给试件，与振动试验系统各部分形成回路工作。但在振动台整个试验频率范围内，要使其动圈的振动能量不失真地传递到台面上是比较困难的（因为有电谐振和机械谐振）。夹具的作用与振动台的动圈相似，它要将台面的振动量级不失真地传递到试件上。振动台台面上安装夹具后，整个活动系统的共振频率是要降低的，如果夹具设计不合理或安装不当将对试验结果影响甚大。

参照RTCA/DO-160G《机载设备环境试验条件和试验程序》及本标准其它相关部分，飞机液压助力器振动试验是在如下试验条件下进行的，功能试验部分：振动频率分别为f1=23.33Hz、f2=46.67Hz、f3=100Hz、f4=100Hz，正弦振动试验量值分别为A1=1.867g-PK、A2=2.733g-PK、A3=A4=8g-PK，随机试验量值为0.01g²/Hz，试验时间为每一轴向20min；耐久试验部分：振动频率分别为f1=23.33Hz、f2=46.67Hz、f3=100Hz、f4=100Hz，正弦振动试验量值分别为A1=4g-PK、A2=4.667g-PK、A3=A4=10g-PK，随机试验量值为0.02g²/Hz，试验时间为每一轴向3h；试验方法为：a)将非工作状态的飞机液压助力器安装在振动试验台面上，对其进行频率从10Hz～2000Hz的正弦扫描，扫描速率不超过1oct/min，加速度峰值为0.5g-PK，记录产品上所选位置上点的加速度响应曲线，以确定共振频率和放大系数、b）对飞机液压助力器供额定工作压力，然后参照随机振动功能试验曲线进行不少于10min的功能振动测试、c)产品保持通压状态，然后参照随机振动耐久试验曲线进行不少于2h的耐久振动。

液压助力器作为操纵系统重要元件，对操纵系统性能的影响较大。飞行员通过液压助力器操纵飞机的平尾。严重的助力器抖动将引起飞机的纵向飘摆，给飞机的操纵带来严重问题，甚至酿成事故；而轻微的助力器抖动虽然不易发现，但对高速飞机的稳定性及用飞机操纵的准确性造成影响。参照RTCA/DO-160G《机载设备环境试验条件和试验程序》及本标准其它相关部分，飞机液压助力器冲击试验是在如下试验条件下进行的，工作冲击试验部分：冲击波形为后峰锯齿波，脉冲持续时间为11ms，冲击方向为6个方向，冲击次数每个方向为3次；坠撞安全试验部分：冲击方向为6个方向，加速度值为20g，持续载荷按方向分别为上4.0g、下20.0g、前16.0g、后NA、左8.0g、右8.0g，持续时间为3s；试验方法为：a)将非工作状态的飞机液压助力器安装在冲击试验台面上、b）对飞机液压助力器供额定进、回油工作压力，沿三个相互垂直的6个轴向的每一个方向参照终端锯齿振动脉冲波及其容差限度图按峰值A为6g、额定持续时间D为11ms的冲击量值冲击3次（共18次）、c）对飞机液压助力器供额定进、回油工作压力，沿三个相互垂直的6个轴向的每一个方向参照终端锯齿振动脉冲波及其容差限度图按峰值A为20g、额定持续时间D为11ms的冲击量值冲击3次（共18次）、d）对飞机液压助力器供额定进、回油工作压力，在产品6个方向的每个方向参照终端锯齿振动脉冲波及其容差限度图按上4.0g、下20.0g、前16.0g、后NA、左8.0g、右8.0g的冲击量值冲击3次（共18次）。

目前飞机液压助力器进行环境试验时是直接将产品固定在试验工作台面上，通过转换试验台台体的方法调节前后、左右、上下三个试验轴六个试验方向，该方法一是频繁调节试验台台体会造成诸多不便、二是无法模拟飞机液压助力器在飞机上的安装状态，因此飞机液压助力器在冲击、振动试验开始前需要根据产品特点和试验指标要求设计出一套满足试验要求的专用试验夹具，需要将产品通过试验夹具固定到试验台面上，其目的是模拟飞机液压助力器在飞机上的安装状态，在液压助力器进行冲击和振动试验时，提供一种制作简单、夹持产品精度高，加紧区夹具稳定可靠的试验夹具；飞机液压助力器冲击振动试验夹具除了满足安装要求外，还应保证在试验频率范围内具有良好的动态特性，试验夹具的失效形式主要为夹具受外力及其它环境因素影响，使得夹具变形量过大超过试验要求的最低标准，造成试验结果误差过大和夹具体在大载荷下使得结构材料本身失效，夹具发生结构性破坏，对试验安全造成威胁。具体破坏形式有以下几个方面：

1）夹具受冲击损坏：在试验过程中产生的冲击载荷使得夹具变形过大造成试验结果误差过大甚至失真，或者因载荷过载，超过了夹具制造材料的许用应力致使夹具结构损坏。

2）夹具发生共振损坏：在试验过程中，夹具可能与其它部件产生共振现象，引起夹具结构损坏。

3）夹具承重破坏：试验振动系统重量过大，引起台架结构受力变形过大甚至造成夹具结构性破坏。

实用新型内容

本实用新型的目的是针对飞机液压助力器进行的冲击和振动试验，提供一种制作简单并无需拆卸试验产品与夹具可满足调节试验加载方向要求的试验夹具。

本实用新型解决其技术问题采用的技术方案是：一种飞机液压助力器冲击振动试验夹具，包括：可固定在试验台11上的夹具底座12，固联在夹具底座12两端的前叉耳连接器7和后叉耳连接器13，固定在前叉耳连接器7与后叉耳连接器13之间的门型支架2，其特征在于：飞机液压助力器1一端的前尾接杆5通过前叉耳定位螺栓6，连接在前叉耳连接器7的叉耳支座上，另一端后尾接杆15通过后叉耳定位螺栓14，连接在后叉耳连接器13的耳支座上，并通过背紧螺母4紧固；飞机液压助力器1根据装机形式活塞杆端进行固定，通过前尾接杆5螺纹连接飞机液压助力器1活塞杆的螺纹孔，调整活塞杆伸出方向的安装长度，亦可通过后尾接杆15螺纹连接飞机液压助力器1右端盖螺纹孔，调节活塞杆缩回方向的安装长度；飞机液压作动筒的输入摇臂孔将飞机液压助力器1限制于非输入工作状态，飞机液压助力器1采用通压与非通压两种试验状态，通过门型支架2上的助力器零位插销3进行径向定位，完成与装机状态一致的试验要求后，模拟飞机上的安装状态，实现前、后、左、右四个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目，之后通过试验夹具简单的换向后，可以完成上、下两个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目。

本实用新型的实施例至少具有如下有益效果。

使用方便，本实用新型飞机液压助力器1根据装机形式活塞杆端进行固定，通过前尾接杆5螺纹连接飞机液压助力器1活塞杆的螺纹孔调整活塞杆伸出方向的安装长度，亦可通过后尾接杆15螺纹连接飞机液压助力器1右端盖螺纹孔调节活塞杆缩回方向的安装长度，飞机液压作动筒的输入摇臂孔将飞机液压助力器1限制于非输入工作状态，将飞机液压助力器安装在试验夹具中作为一个整体通过夹具底座面预留安装孔与试验台台面固定一次可实现前、后、左、右四个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目，之后通过试验夹具简单的换向后既可以完成上、下两个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目，将上下两个待完成试验项目的方向互换到前后或者左右中的任一方向，通过简单换向，无需拆卸产品与夹具的固定而仅通过灵活的试验和试验台间安装就可满足调节试验加载方向。

模拟飞机上的安装状态接近，本实用新型将飞机液压助力器安装在试验夹具中时可根据装机形式活塞杆端进行固定，安装尺寸通过前尾接杆螺纹部分与液压助力器活塞杆的螺纹孔的螺纹连接进行调整活塞杆伸出方向的安装长度，安装尺寸亦可通过后尾接杆螺纹部分与液压助力器右端盖螺纹孔的螺纹连接进行调节活塞杆缩回方向的安装长度，从而使得试验数据的可靠性更加可信。

附图说明

下面结合附图和实施例对本实用新型进一步详细说明。

图1是本实用新型飞机液压助力器冲击振动试验夹具的装配示意图。

图2是飞机液压助力器试验方向示意图。

图中：1飞机液压助力器、2门型支架、3助力器零位插销、4背紧螺母、5前尾接杆、6前叉耳定位螺栓、7前叉耳连接器、8固定大螺栓、9固定小螺栓、10螺栓螺母、11试验台、12夹具底座、13后叉耳连接器、14后叉耳定位螺栓、15后尾接杆。

为进一步说明本实用新型的构思，以下将结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步说明，但本实施方式并不局限于此。

具体实施方式

参阅图1、图2。在以下描述的优选实施例中，一种飞机液压助力器冲击振动试验夹具，包括：可固定在试验台11上的夹具底座12，固联在夹具底座12两端的前叉耳连接器7和后叉耳连接器13，固定在前叉耳连接器7与后叉耳连接器13之间的门型支架2，其特征在于：飞机液压助力器1一端的前尾接杆5通过前叉耳定位螺栓6，连接在前叉耳连接器7的叉耳支座上，另一端后尾接杆15通过后叉耳定位螺栓14，连接在后叉耳连接器13的耳支座上，并通过背紧螺母4紧固；飞机液压助力器1根据装机形式活塞杆端进行固定，通过前尾接杆5螺纹连接飞机液压助力器1活塞杆的螺纹孔，调整活塞杆伸出方向的安装长度，亦可通过后尾接杆15螺纹连接飞机液压助力器1右端盖螺纹孔，调节活塞杆缩回方向的安装长度；飞机液压作动筒的输入摇臂孔将飞机液压助力器1限制于非输入工作状态，飞机液压助力器1采用通压与非通压两种试验状态，通过门型支架2上的助力器零位插销3进行径向定位，完成与装机状态一致的试验要求后，模拟飞机上的安装状态，实现前、后、左、右四个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目，之后通过试验夹具简单的换向后，可以完成上、下两个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目。

进一步地，在本实用新型的最佳实施例中，夹具底座与后叉耳连接器连接的一端设有腰形孔，用于调节安装尺寸以实现液压助力器安装状态与装机一致。

进一步地，本实用新型的最佳实施例中，门型支架与夹具底座连接的两端面各钻有两个螺纹孔，以实现安装时使用四颗固定小螺栓穿过夹具底座上的四个同样直径的通孔将门型支架与夹具底座固定成一体。

进一步地，本实用新型的最佳实施例中，夹具底座与试验台相接触的一面在安装螺栓处均制有沉头槽以实现夹具底座与试验台结合面更加牢固。

进一步地，本实用新型的最佳实施例中，夹具底座预钻有两排相互间隔100mm的通孔，以实现和试验台台面的连接。

进一步地，本实用新型的最佳实施例中，背紧螺母的数量为2个，一个用在前尾接杆与螺纹活塞杆连接处，以紧固尾接杆与螺纹活塞杆的安装，用于实现装配可靠避免试验冲击载荷使得夹具变形。

进一步地，本实用新型的最佳实施例中，前、后叉耳连接器安装孔的螺栓与螺母间装有弹簧垫圈，避免进行试验时螺纹连接发生松动现象。

所述夹具底座12开有沉头槽的一面是与试验台11工作面接触的，而另一面是前叉耳连接器7、后叉耳连接器13和门型支架2的支撑面。

夹具底座12上预制有ø10通孔用于和试验台11之间通过螺栓紧固连接。夹具底座12与后叉耳连接器13的座体配合端的内侧上，制有便于贯通夹具底座12螺栓，调节飞机液压助力器1安装长度的两个的腰形通孔。在前叉耳连接器7配合端处，为了具底座12与试验台11的无缝配合，还制有两个大于M10螺栓头的沉头孔，在试验过程中可防止因冲击、振动载荷偏大使试验夹具脱离试验台。

飞机液压助力器1外筒通过加紧区装夹定位门型支架2上的助力器零位插销3实现径向定位（见图2所示左右方向）；飞机液压助力器1的活塞杆螺纹孔通过夹具底座12两端的前叉耳连接器7、后叉耳连接器13实现航行定位。

飞机液压助力器1通压与非通压两种试验状态均是在助力器零位插销3进行径向定位的情况下完成的以实现与装机状态一致的试验要求。

飞机液压助力器1安装在试验夹具中作为一个整体通过夹具底座12平面上的预留安装孔与试验台台面固定一次可实现前、后、左、右四个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目，之后通过试验夹具简单的换向后既可以完成上、下两个方向通压状态和非通压状态相关的试验项目，所述换向是指将上下两个待完成试验项目的方向互换到前后或者左右中的任一方向。

模拟飞机上的安装状态接近，飞机液压助力器1安装在试验夹具中时可根据装机形式活塞杆端进行固定，安装尺寸通过前尾接杆5螺纹部分与液压助力器活塞杆的螺纹孔的螺纹连接进行调整活塞杆伸出方向的安装长度，安装尺寸亦可通过后尾接杆15螺纹部分与液压助力器右端盖螺纹孔的螺纹连接进行调节活塞杆缩回方向的安装长度。

进一步地，在本实用新型的最佳实施例中，为了达到制造简单的目的，在装配中使用的垫圈、弹簧垫片和连接用的螺栓、螺母均为易于购买的标准件。

进一步地，为了实现使用方便的目的，门型支架2、夹具底座12、前叉耳连接器7、后叉耳连接器13均选材为L12硬质铝合金制造。

以上所述仅为本实用新型的优选实施方式，并不用以限制本实用新型，对于本领域的工程技术人员而言，可以有各种更改和变化，凡是利用本实用新型所作的任何修改，等同替换、改进，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims

1.一种飞机液压助力器冲击振动试验夹具，包括：可固定在试验台（11）上的夹具底座（12），固联在夹具底座（12）两端的前叉耳连接器（7）和后叉耳连接器（13），固定在前叉耳连接器（7）与后叉耳连接器（13）之间的门型支架（2），其特征在于：飞机液压助力器（1）一端的前尾接杆（5）通过前叉耳定位螺栓（6），连接在前叉耳连接器（7）的叉耳支座上，另一端后尾接杆（15）通过后叉耳定位螺栓（14），连接在后叉耳连接器（13）的耳支座上，并通过背紧螺母（4）紧固；飞机液压助力器（1）根据装机形式活塞杆端进行固定，通过前尾接杆（5）螺纹连接飞机液压助力器（1）活塞杆的螺纹孔，调整活塞杆伸出方向的安装长度，亦可通过后尾接杆（15）螺纹连接飞机液压助力器（1）右端盖螺纹孔，调节活塞杆缩回方向的安装长度；飞机液压作动筒的输入摇臂孔将飞机液压助力器（1）限制于非输入工作状态，飞机液压助力器（1）采用通压与非通压两种试验状态，通过门型支架（2）上的助力器零位插销（3）进行径向定位，完成与装机状态一致的试验要求后，模拟飞机上的安装状态，实现前、后、左、右四个方向通压状态和非通压状态的试验项目，之后通过试验夹具简单的换向后，完成上、下两个方向通压状态和非通压状态的试验项目。

2.如权利要求1所述的飞机液压助力器冲击振动试验夹具，其特征在于：夹具底座（12）与后叉耳连接器（13）的座体配合端的内侧上，制有便于贯通夹具底座（12）螺栓，调节飞机液压助力器（1）安装长度的两个的腰形通孔以实现飞机液压助力器（1）安装状态与装机一致。

3.如权利要求1所述的飞机液压助力器冲击振动试验夹具，其特征在于：门型支架（2）与夹具底座（12）连接的两端面各钻有两个螺纹孔，以实现安装时，使用四颗固定螺栓穿过夹具底座上的四个同样直径的通孔，将门型支架（2）与夹具底座（12）固定成一体。

4.如权利要求1所述的飞机液压助力器冲击振动试验夹具，其特征在于：夹具底座（12）与试验台（11）相接触的一面，在安装螺栓处均制有沉头槽，以实现夹具底座（12）与试验台（11）结合面更加牢固。

5.如权利要求1所述的飞机液压助力器冲击振动试验夹具，其特征在于：背紧螺母的数量为2个，其中一个用在前尾接杆与螺纹活塞杆连接处，以紧固尾接杆与螺纹活塞杆的安装。

6.如权利要求1所述的飞机液压助力器冲击振动试验夹具，其特征在于：前、后叉耳连接器（7、13）安装孔的螺栓与螺母间装有弹簧垫圈，避免进行试验时螺纹连接发生松动现象。

7.如权利要求1所述的飞机液压助力器冲击振动试验夹具，其特征在于：所述夹具底座（12）开有沉头槽的一面是与试验台（11）工作面接触的，而另一面是前叉耳连接器（7）、后叉耳连接器（13）和门型支架（2）的支撑面。

8.如权利要求1所述的飞机液压助力器冲击振动试验夹具，其特征在于：在前叉耳连接器（7）配合端处，为了具底座（12）与试验台（11）的无缝配合，还制有两个大于螺栓头的沉头孔，在试验过程中可防止因冲击、振动载荷偏大使试验夹具脱离试验台。

9.如权利要求1所述的飞机液压助力器冲击振动试验夹具，其特征在于：飞机液压助力器（1）外筒通过加紧区装夹定位门型支架（2）上的助力器零位插销（3）实现径向定位。

10.如权利要求1所述的飞机液压助力器冲击振动试验夹具，其特征在于：飞机液压助力器（1）的活塞杆螺纹孔通过夹具底座（12）两端的前叉耳连接器（7）、后叉耳连接器（13）实现航行定位。