RU2184359C1 - Process of ground test of panel structures of aircraft for strength and gear for its embodiment - Google Patents
Process of ground test of panel structures of aircraft for strength and gear for its embodiment Download PDFInfo
- Publication number
- RU2184359C1 RU2184359C1 RU2000126376A RU2000126376A RU2184359C1 RU 2184359 C1 RU2184359 C1 RU 2184359C1 RU 2000126376 A RU2000126376 A RU 2000126376A RU 2000126376 A RU2000126376 A RU 2000126376A RU 2184359 C1 RU2184359 C1 RU 2184359C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- panel structure
- jet engine
- aircraft
- test
- strength
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно - к технологическим процессам и оборудованию, предназначенным для наземной отработки панельных конструкций летательных аппаратов. The present invention relates to the field of rocket and space technology, and more specifically to technological processes and equipment intended for ground testing of panel structures of aircraft.
Известен "Способ испытаний натурных образцов и панелей обшивки самолетов. . ." (см. А.С. СССР 164453 по классу МКИ В 64 С, 1/12) на вибровыносливость в боксе винтомоторных установок. Согласно известному способу испытываемые панели обшивки самолета располагают рядами кольцеобразно на рамках, закрепляют последние на заданном расстоянии от концов лопастей винта на стенках бокса и подвергают испытываемые панели воздействию вибраций от работающей винтомоторной установки, а вибронапряжения при этом замеряют наклеенными на элементах обшивки тензодатчиками, соединенными экранированной проводкой с измерительной аппаратурой. Впервые практический метод расчета шума воздушного винта, используемого в известном способе, был предложен Л.Я. Гутиным в работе "О звуковом поле вращающегося винта" - Журнал технической физики, т. 6, вып. 5, 1936 г. Используя этот метод расчета, можно с высокой степенью точности определять акустические нагрузки и вызываемые ими вибрации панелей обшивки, испытываемых по вышеуказанному способу. The well-known "Method of testing full-scale samples and panels for covering aircraft..." (see AS USSR 164453 for class MKI B 64 C, 1/12) for vibration resistance in the box of propeller-driven installations. According to a known method, the aircraft skin panels to be tested are arranged in rows in an annular shape on the frame, the latter are fixed at a predetermined distance from the ends of the rotor blades on the walls of the box and the test panels are exposed to vibrations from a working rotor-motor installation, while the voltage stresses are measured by strain gauges glued to the skin elements connected by shielded wiring with measuring equipment. For the first time, a practical method for calculating the propeller noise used in the known method was proposed by L. Ya. Gutin in "On the sound field of a rotating screw" - Journal of Technical Physics, vol. 6, no. 5, 1936. Using this calculation method, it is possible to determine with a high degree of accuracy the acoustic loads and the vibrations of the skin panels caused by them, tested by the above method.
Известному способу присущ ряд определенных недостатков. Условия нагружения панелей обшивки самолетов в боксе существенно искажаются из-за отражения акустических волн от стенок бокса. Кроме того, известный способ не позволяет производить комплексное нагружение объектов испытаний синхронно действующими разнородными нагрузками, например, акустическими, механическими, тепловыми и т д. Между тем, такие комплексные воздействия имеют место при эксплуатации летательных аппаратов. The known method has a number of certain disadvantages. The loading conditions of the aircraft skin panels in the box are significantly distorted due to the reflection of acoustic waves from the box walls. In addition, the known method does not allow complex loading of test objects with synchronously acting heterogeneous loads, for example, acoustic, mechanical, thermal, etc. Meanwhile, such complex effects occur during operation of aircraft.
Известно устройство для акустических испытаний (см. патент США 3198007 по классу МКИ США 73-69), содержащее акустические излучатели и камеру для формирования акустического воздействия с акустическим зеркалом. Эксплуатацию известного устройства осуществляют следующим образом. С помощью акустического зеркала создают сходящийся волновой фронт сферической или цилиндрической формы для высокочастотных составляющих акустического поля и фокусируют последний на объекте испытаний. При этом низкочастотные акустические колебания вводят в камеру через дифракционные отверстия в акустическом зеркале. Известное устройство и методы его эксплуатации позволяют концентрировать акустическую энергию высокочастотного диапазона в фокальное пятно и воздействовать последним на наиболее уязвимые с точки зрения прочности локальные области объекта испытаний (концентраторы напряжений, швы, клеевые соединения и т.п. ). Имеющееся в настоящее время оборудование для фокусирования звуковых пучков конечной амплитуды (см., например, книгу И.Н. Каневского "Фокусирование звуковых и ультразвуковых волн", М.: "Наука", 1977) позволяет с учетом негативной аберрации и двухфокусности осуществлять сканирование фокального пятна по поверхности испытываемого объекта, что относится к положительным сторонам этого технического решения. A device for acoustic testing is known (see US Pat. No. 3,198,007 for class MKI US 73-69), comprising acoustic emitters and a chamber for generating an acoustic effect with an acoustic mirror. The operation of the known device is as follows. Using an acoustic mirror, a converging wave front of a spherical or cylindrical shape is created for the high-frequency components of the acoustic field and the latter is focused on the test object. In this case, low-frequency acoustic vibrations are introduced into the chamber through diffraction holes in the acoustic mirror. The known device and methods of its operation make it possible to concentrate the acoustic energy of the high-frequency range into the focal spot and affect the local areas of the test object that are most vulnerable from the point of view of strength (stress concentrators, joints, adhesive joints, etc.). Currently available equipment for focusing sound beams of finite amplitude (see, for example, the book of I.N. Kanevsky "Focusing of sound and ultrasonic waves", M .: "Science", 1977) allows taking into account negative aberration and bifocal focusing spots on the surface of the test object, which relates to the positive sides of this technical solution.
Недостатком известной конструкции является то, что условия испытаний весьма далеки от эксплуатации, т.к. характер акустического нагружения не соответствует натурным, имеющим место при эксплуатации летательных аппаратов, а также нет возможности проведения комплексных испытаний панельных конструкций. A disadvantage of the known design is that the test conditions are very far from operation, because the nature of the acoustic loading does not correspond to full-scale, which occurs during the operation of aircraft, and there is also no possibility of conducting complex tests of panel structures.
В работах, выполненных фирмой "Nortrop Corporation" (США), описывается способ усталостных акустических испытаний склеиваемых алюминиевых авиационных панельных конструкций в акустической камере бегущей волны (см. экспресс-информацию ВИНИТИ, серия "Испытательные приборы и стенды", 7, М., 1981, стр. 1-12). Испытываемые панели соединяли с ограничивающей рамой и с краевым удвоителем толщины, которые функционально являлись частью испытательной установки, после чего вся конструкция устанавливалась в проеме активной секции камеры бегущей волны. Перед установкой панели в акустическую камеру проводилось исследование собственных форм колебаний панели. Для этого на плоскую поверхность панели хаотично насыпали шарики из поливинилхлорида и затем воздействовали на панель громкоговорителем, работающим на определенной частоте, измеряемой с дискретным шагом, т.е. использовался так называемый способ Хладни. Узловые линии расположения поливинилхлоридных шариков наблюдались визуально и по их расположению и по показаниям акселерометров, наклеенных на панель, определяли собственные частоты колебаний последней. По окончании предварительных исследований к образцам, помещенным в активную секцию камеры бегущей волны, прикладывалось акустическое воздействие с суммарным уровнем звукового давления (УЗД), равным 136 дБ, и проводилась запись показаний тензорезисторов, наклеенных на панель. Затем УЗД увеличивали ступенями по 3 дБ и на каждом новом уровне проводили запись показаний тензорезисторов. Основным методом обнаружения усталостных повреждений являлся визуальный осмотр панели после каждого нагружения, хотя одновременно проводился контроль клеевого соединения с помощью гармонического тестера. К недостаткам известного способа относятся следующие:
- характер акустического нагружения не соответствует нагружениям, имеющим место при эксплуатации летательных аппаратов;
- исключена возможность проведения комплексных нагружений.The works performed by Nortrop Corporation (USA) describe a method of acoustic fatigue testing of glued aluminum aircraft panel structures in a traveling wave acoustic chamber (see VINITI express information, series "Testing devices and stands", 7, M., 1981 , p. 1-12). The test panels were connected to the bounding frame and to the edge thickness doubler, which were functionally part of the test setup, after which the entire structure was installed in the opening of the active section of the traveling wave chamber. Before installing the panel in an acoustic chamber, a study was made of the natural vibration modes of the panel. To do this, polyvinyl chloride balls were randomly poured onto the flat surface of the panel and then exposed to the panel with a loudspeaker operating at a specific frequency, measured with a discrete step, i.e. used the so-called method of Cool. The nodal lines of the arrangement of the PVC balls were observed visually, and the natural frequencies of vibrations of the latter were determined by their location and by the readings of the accelerometers glued to the panel. At the end of preliminary studies, samples placed in the active section of the traveling wave chamber were subjected to acoustic impact with a total sound pressure level (SPL) of 136 dB, and the readings of the strain gauges glued to the panel were recorded. Then, the ultrasound was increased in steps of 3 dB, and strain gauge readings were recorded at each new level. The main method for detecting fatigue damage was a visual inspection of the panel after each loading, although at the same time the adhesive joint was checked using a harmonic tester. The disadvantages of this method include the following:
- the nature of the acoustic loading does not correspond to the loads that occur during the operation of aircraft;
- excluded the possibility of complex loads.
В зарубежной практике находит применение способ акустических прочностных испытаний панельных конструкций летательных аппаратов, заключающийся в том, что воздействуют на испытываемую панельную конструкцию широкополостным шумом, генерируемым истекающей газовой струей реактивного двигателя (см. отчет ЦАГИ "Установки для испытаний конструкций летательных аппаратов, подвергающихся воздействию акустических нагрузок", М., 1968, стр. 3). Указанная совокупность технологических процессов, характеризующих известный способ, реализуется устройством (см. тот же источник, стр.3, фиг.6 на стр.6), содержащем станину с приспособлением для крепления испытываемой панельной конструкции и реактивный двигатель. In foreign practice, the method of acoustic strength testing of panel structures of aircraft is used, which consists in affecting the panel structure under test with wide-band noise generated by a jet gas flowing out of a jet engine (see TsAGI report “Plants for testing aircraft structures subjected to acoustic loads” ", M., 1968, p. 3). The specified set of technological processes characterizing the known method is implemented by the device (see the same source, p. 3, FIG. 6 on p. 6), containing a frame with a device for attaching the test panel structure and a jet engine.
Известный способ и реализующая его конструкция позволяют проводить акустические прочностные испытания панельных конструкций за счет высокоинтенсивного широкополосного шума, генерируемого истекающей газовой струей реактивного двигателя. При этом может быть определена реакция панельных конструкций на действие шума двигателя. Известный способ позволяет создавать нагрузки на панельные конструкции с акустическим спектром, подобным натурному, что выгодно отличает его от других известных технических решений. Кроме того, известный способ позволяет использовать в качестве источника акустического нагружения, серийно выпускаемые реактивные двигатели, т.е. отпадает необходимость разработки специальных источников акустического нагружения. The known method and its design allows acoustic strength tests of panel structures due to the high-intensity broadband noise generated by the flowing jet of a jet engine. In this case, the reaction of panel structures to the effect of engine noise can be determined. The known method allows you to create loads on panel structures with an acoustic spectrum similar to full-scale, which compares it favorably with other known technical solutions. In addition, the known method allows the use of commercially available jet engines as a source of acoustic loading, i.e. there is no need to develop special sources of acoustic loading.
Недостатком известного способа и реализующего его устройства является неудовлетворительное приближение условий испытаний к эксплуатационным. Причина этого недостатка заключается в следующем. При полете в плотных слоях атмосферы на летательный аппарат, кроме акустических нагрузок, действуют также сила тяги двигателя и внешняя аэродинамическая сила, причем две последние силы действуют оппозитивно и вызывают деформацию сжатия панельных конструкций, составляющих корпус летательного аппарата. Таким образом, на панельные конструкции действует сила сжатия, обусловленная упомянутыми нагрузками, и акустическое воздействие. Между тем, известный способ и устройство для его осуществления не позволяют осуществлять такое нагружение панельных конструкций в условиях наземной отработки. Это и обуславливает неудовлетворительное приближение условий испытаний к эксплуатационным. The disadvantage of this method and its implementing device is the unsatisfactory approximation of the test conditions to operational. The reason for this drawback is as follows. When flying in dense atmospheric layers, in addition to acoustic loads, the engine thrust and external aerodynamic force also act on the aircraft, the last two forces acting oppositely and causing compression deformation of the panel structures that make up the aircraft body. Thus, the panel structure is affected by the compression force due to the mentioned loads and the acoustic effect. Meanwhile, the known method and device for its implementation do not allow such loading of panel structures in the conditions of ground mining. This leads to an unsatisfactory approximation of the test conditions to operational.
Названный способ и реализующая его конструкция (см. отчет ЦАГИ "Установки для испытаний конструкций летательных аппаратов, подвергающихся воздействию акустических нагрузок", М., 1968, стр. 3, фиг.6 на стр.6) наиболее близки по техническому существу и достигаемому эффекту к предлагаемому изобретению и приняты авторами в качестве прототипов (соответственно для предлагаемых способа и устройства). The named method and its design (see TsAGI report "Installations for testing aircraft structures exposed to acoustic loads", Moscow, 1968, p. 3, Fig. 6 on p. 6) are closest in technical essence and achieved effect to the proposed invention and adopted by the authors as prototypes (respectively for the proposed method and device).
Задачей предлагаемого изобретения является повышение достоверности испытаний путем приближения их к эксплуатационным. The task of the invention is to increase the reliability of the tests by bringing them closer to operational.
Предлагается способ наземных испытаний панельных конструкций летательных аппаратов на прочность, заключающийся в том, что воздействуют на испытываемую панельную конструкцию широкополосным шумом, генерируемым истекающей газовой струей реактивного двигателя. Отличия предлагаемого способа от известного состоят в том, что одновременно с воздействием широкополосного шума испытываемую панельную конструкцию нагружают силой тяги упомянутого реактивного двигателя по заданному временному закону нагружения, распределяя при этом указанную нагрузку равномерно по контуру поперечного сечения панельной конструкции. A method for ground-based testing of panel structures of aircraft for strength is proposed, which consists in exposing the panel structure under test to broadband noise generated by a jet engine exhaust gas. The differences of the proposed method from the known one are that simultaneously with the influence of broadband noise, the test panel structure is loaded with the thrust of the aforementioned jet engine according to a predetermined temporary law of loading, while distributing the specified load uniformly along the cross-sectional contour of the panel structure.
Для осуществления изложенного способа предлагается также устройство, содержащее станину с приспособлением для крепления испытываемой панельной конструкции и реактивный двигатель. Отличия предлагаемого устройства от известного состоят в том, что в него введены подвижная платформа с люнетом для крепления реактивного двигателя, жесткие тяги, связывающие установленную на них планшайбу с подвижной платформой и регулятор скорости перемещения подвижной платформы, подвижная платформа установлена в направляющих сквозных пазах станины, а планшайба выполнена в виде кольца и снабжена сплошным кольцевым пазом, причем испытываемая панельная конструкция закреплена жестко в упомянутом приспособлении и в сплошном кольцевом пазу планшайбы. To implement the above method, there is also proposed a device comprising a bed with a device for attaching the test panel structure and a jet engine. The differences between the proposed device and the known one are that it introduced a movable platform with a lunette for mounting a jet engine, rigid rods connecting the faceplate mounted on them with a movable platform and a speed regulator for moving the movable platform, the movable platform is installed in the guide through grooves of the bed, and the faceplate is made in the form of a ring and is provided with a continuous annular groove, and the test panel structure is fixed rigidly in the aforementioned device and in a continuous annular faceplate groove.
На фиг.1 схематично показано устройство для осуществления предлагаемого способа с разрезом по продольной оси; на фиг.2 - то же, разрез по А - А. Figure 1 schematically shows a device for implementing the proposed method with a cut along the longitudinal axis; figure 2 is the same, a section along A - A.
Устройство для осуществления предлагаемого способа содержит (см. фиг.1, 2) станину 1 с приспособлением 2 для крепления панельной конструкции 3 и реактивный двигатель 4. В описываемое устройство введены подвижная платформа 5 с люнетом 6 для крепления в последнем реактивного двигателя 4, жесткие тяги 7, связывающие установленную на них планшайбу 8, имеющую кольцевой сплошной паз 11, с подвижной платформой 5. Кроме того, введен регулятор скорости перемещения 9 подвижной платформы 5. Регулятор скорости перемещения 9 платформы 5 выполнен, например, в виде регулируемого соленоида с подвижным плунжером 10, контактирующим рабочим концом с нижней плоскостью подвижной платформы 5. Питание соленоида осуществляется через регулируемый автотрансформатор. Подвижная платформа 5 выполнена с симметрично расположенными относительно ее геометрического центра жесткими тягами 7. Подвижная платформа 5 установлена в направляющих сквозных пазах 12 станины 1. Планшайба 8 выполнена в виде кольца и снабжена кольцевым сплошным пазом 11. A device for implementing the proposed method contains (see FIGS. 1, 2) a frame 1 with a device 2 for attaching a
Предлагаемый способ наземных испытаний панельных конструкций летательных аппаратов на прочность состоит в следующем. Испытываемую панельную конструкцию 3 закрепляют жестко в приспособлении 2 и в кольцевом сплошном пазу 11 планшайбы 8 (см. фиг. 1). На испытываемую панельную конструкцию (поз. 3) воздействуют широкополосным шумом в диапазоне частот от 20 Гц до 20 кГц соответствующим по спектральным характеристикам спектрам шума, генерируемого работающим натурным, реактивным двигателем. При этом реактивный двигатель развивает силу тяги, величина которой зависит от ряда его газодинамических и геометрических характеристик, т.е. величина силы тяги может быть определена заранее расчетным или экспериментальным путем. Одновременно с воздействием широкополосного шума испытываемую панельную конструкцию 3 нагружают силой тяги, развиваемой реактивным двигателем 4, причем нагружение осуществляют по заданному временному закону нагружения. Зная силу тяги реактивного двигателя 4 подают на катушку соленоида регулятора скорости перемещения 9 определенное напряжение. Наведенное во внутренней полости катушки соленоида регулятора скорости перемещения 9 электромагнитное поле воздействует на плунжер 10 и через него оказывает большую или меньшую (в зависимости от величины напряжения питающего электротока) противодействующую силу плунжеру 10, и платформа начинает двигаться в вертикальном направлении вниз и через тяги 7 и планшайбу 8 передает нагрузку на испытываемую панельную конструкцию 3. Таким образом, последняя в одно и то же время под воздействием двух разнородных нагружений: акустического широкополосного шума, генерируемого газовой струей реактивного двигателя 4 и силы сжатия от тяги того же двигателя. The proposed method for ground testing of panel structures of aircraft for strength is as follows. The
Пример. Реактивный двигатель 4 развивает силу тяги в 250 кг. При этом задан временной закон нагружения испытываемой панельной конструкции силой сжатия. Сила сжатия должна изменяться по следующему закону:
- в течение 1 секунды - возрастает до 50 кг;
- в течение 2 секунды - возрастает до 112,5 кг;
- в течение 3 секунды - возрастает до 175 кг;
- в течение 4 секунды - возрастает до 225 кг;
- в течение 4-17 секунд - поддерживается постоянной (225 кг);
- в течение 18 секунды - уменьшается до 175 кг;
- в течение 19 секунды - уменьшается до 110 кг;
- в течение 20 секунды - уменьшается до 87 кг;
- в течение 21 секунды - уменьшается до 50 кг;
- в течение 22 секунды - уменьшается до 0 кг.Example. The jet engine 4 develops a traction force of 250 kg. At the same time, the temporary law of loading the test panel structure with compression force was set. The compression force must be changed according to the following law:
- within 1 second - increases to 50 kg;
- within 2 seconds - increases to 112.5 kg;
- within 3 seconds - increases to 175 kg;
- within 4 seconds - increases to 225 kg;
- within 4-17 seconds - maintained constant (225 kg);
- within 18 seconds - decreases to 175 kg;
- within 19 seconds - decreases to 110 kg;
- within 20 seconds - decreases to 87 kg;
- within 21 seconds - decreases to 50 kg;
- within 22 seconds - decreases to 0 kg.
Тогда для обеспечения заданного временного закона нагружения панельной конструкции должен быть обеспечен следующий закон изменения противотяги регулятора 9:
(0 секунды) - сила противотяги равна 250 кг;
(1 секунда) - сила противотяги уменьшается до 200 кг;
(2 секунда) - сила противотяги уменьшается до 137,5 кг;
(3 секунда) - сила противотяги уменьшается до 75 кг;
(4 секунда) - сила противотяги уменьшается до 25 кг;
(4 - 17 секунды) - сила противотяги поддерживается постоянной (25 кг);
(18 секунда) - сила противотяги увеличивается до 75 кг;
(19 секунда) - сила противотяги увеличивается до 140 кг;
(20 секунда) - сила противотяги увеличивается до 163 кг;
(21 секунда) - сила противотяги увеличивается до 200 кг.Then, to ensure a given temporary law of loading of the panel structure, the following law of changing the traction of the regulator 9 should be provided:
(0 seconds) - traction force is 250 kg;
(1 second) - the anti-traction force is reduced to 200 kg;
(2 seconds) - the anti-traction force decreases to 137.5 kg;
(3 seconds) - the anti-traction force decreases to 75 kg;
(4 seconds) - the anti-traction force decreases to 25 kg;
(4 - 17 seconds) - the power of the traction is kept constant (25 kg);
(18 second) - the anti-traction force increases to 75 kg;
(19 second) - the anti-traction force increases to 140 kg;
(20 seconds) - the anti-traction force increases to 163 kg;
(21 seconds) - the anti-traction force increases to 200 kg.
Авторы считают необходимым отметить, что в приведенном примере способа испытаний для простоты изложения не приведены необходимые коррекции на изменение веса реактивного двигателя в ходе испытаний, потерь на трение в передающих элементах реализующего устройства и т.п. Кроме того, для достижения поставленной цели (приблизить условия испытаний к эксплуатационным) нагрузку сжатия распределяют равномерно по контуру поперечного сечения испытываемой панельной конструкции. Последнее объясняется следующим. Сила тяти по своей природе является поверхностной силой и на панельные конструкции, образующие корпус летательного аппарата, она передается в виде равномерно распределенной по контуру поперечного сечения нагрузки. Так как противодействующие ей аэродинамические нагрузки от набегающего при эксплуатации летательного аппарата воздушного потока так же распределяются равномерно по контуру поперечного сечения панельных конструкций, то и действующая сила сжатия также будет действовать равномерно по контуру поперечного сечения панельных конструкций. The authors consider it necessary to note that in the above example of the test method, for simplicity of presentation, the necessary corrections for the change in the weight of the jet engine during the tests, friction losses in the transmitting elements of the implementing device, etc. are not given. In addition, to achieve this goal (to bring the test conditions closer to operational), the compression load is distributed evenly along the cross-section contour of the test panel structure. The latter is explained by the following. The strength of the ten is inherently a surface force and to the panel structures that form the body of the aircraft, it is transmitted in the form of a load evenly distributed along the contour of the cross section. Since the aerodynamic loads opposing it from the airflow running in during the operation of the aircraft are also uniformly distributed along the cross-sectional contour of the panel structures, the effective compression force will also act uniformly along the cross-sectional contour of the panel structures.
Предлагаемое изобретение относится к разным объектам, один из которых предназначен для осуществления другого. Оба объекта изобретения "Способ наземных испытаний панельных конструкций летательных аппаратов на прочность" и "...Устройство для его осуществления" направлены на решение одной задачи, т.е. оба объекта преследуют одну и ту же цель. The present invention relates to various objects, one of which is designed to implement the other. Both objects of the invention “Method of ground-based testing of panel structures of aircraft for strength" and "... Device for its implementation" are aimed at solving one problem, i.e. both objects pursue the same goal.
Предлагаемый способ позволяет приблизить условия испытаний к эксплуатационным за счет:
- одновременного воздействия двух разнородных нагрузок, имеющих место, при эксплуатации летательных аппаратов;
- для создания упомянутых нагрузок используется единый источник - реактивный двигатель, т. е. тот же элемент, что и при эксплуатации летательных аппаратов;
- силу сжатия панельной конструкции изменяют по заданному временному закону нагружения (задаваемый программой закон нагружения определяется параметрами внешней баллистики летательного аппарата);
- указанную нагрузку сжатия распределяют равномерно по контуру поперечного сечения панельной конструкции (при летной эксплуатации такое распределение обусловлено действующими аэродинамическими силами и силой тяги двигателя).The proposed method allows to bring the test conditions closer to operational due to:
- the simultaneous effects of two dissimilar loads taking place during the operation of aircraft;
- to create the mentioned loads, a single source is used - a jet engine, that is, the same element as in the operation of aircraft;
- the compression force of the panel structure is changed according to a given temporary law of loading (the law of loading specified by the program is determined by the parameters of the external ballistics of the aircraft);
- the specified compression load is distributed evenly along the contour of the cross-section of the panel structure (during flight operation, this distribution is due to the aerodynamic forces and the engine thrust force).
Использование предлагаемых способа и реализующего его устройства позволяет в сравнении с известными техническими решениями получить следующие преимущества, в дополнение к основной цели:
- расширить технологические возможности испытательного оборудования;
- повысить эффективность испытаний панельных конструкций за счет более полного использования мощности реактивного двигателя.Using the proposed method and the device implementing it allows, in comparison with the known technical solutions, to obtain the following advantages, in addition to the main goal:
- expand the technological capabilities of testing equipment;
- increase the efficiency of testing panel designs due to a more complete use of the power of a jet engine.
Основные элементы работы устройства, реализующего предлагаемый способ, уже описаны выше. Последовательность проведения испытаний панельных конструкций с помощью предлагаемого устройства следующая: на катушку соленоида регулятора скорости перемещения 9 подают электроток определенного напряжения. При этом плунжер 10 регулятора скорости перемещения 9 выдвигается и контактирует с нижней поверхностью подвижной платформы 5, развивая при этом, например, силу, превышающую расчетную силу тяги реактивного двигателя 4. Включают реактивный двигатель 4 и одновременно с этим снижают напряжение тока, подаваемого на катушку соленоида регулятора скорости перемещения 9 подвижной платформы 5, продолжая в дальнейшем изменять напряжение по заданному закону. При включении реактивного двигателя 4 из его сопла истекает газовая струя, генерирующая широкополосный шум. Последний воздействует на испытываемую панельную конструкцию, вызывая в ее материале деформации. Одновременно с этим нескомпенсированная соленоидной катушкой регулятора скорости перемещения 9 часть тяги двигателя 4 действует на подвижную платформу 5 и перемещает последнюю вертикально вниз. Перемещение подвижной платформы 5 осуществляется в направляющих сквозных пазах 12 станины 1. При этом сила тяги двигателя 4 передается через жесткие тяги 7 и планшайбу 8 на испытываемую панельную конструкцию 3. Так как последняя закреплена жестко в приспособлении 2 и в кольцевом сплошном пазу 11 планшайбы 8, при этом передается равномерно распределенная по контуру поперечного сечения панельной конструкции нагрузка сжатия. Равномерность нагружения при этом обеспечивается также тем, что жесткие тяги 7 расположены симметрично относительно ее геометрического центра. Изменяя по заданному закону подаваемое на катушку соленоида напряжение, изменяют во времени нагрузку сжатия панельной конструкции. Реактивная газовая струя двигателя 4 истекает в открытую атмосферу через кольцеобразную планшайбу 8. Последнее обстоятельство обеспечивает передачу всей силы тяги двигателя 4 на платформу 5. Кроме того, благодаря свободному истечению газовой струи не нарушается характер генерируемого ею акустического излучения, т.е. обеспечивается приближение условий к эксплуатационным. Действительно, в летательных аппаратах при их эксплуатации истечение газовой струи реактивного двигателя происходит в атмосферу (в отличие от имеющих место предполетных опробований). The main elements of the device that implements the proposed method are already described above. The sequence of testing panel structures using the proposed device is as follows: an electric current of a certain voltage is supplied to the coil of the solenoid of the speed controller 9; In this case, the plunger 10 of the speed controller 9 extends and contacts the lower surface of the
В настоящее время разработан технический проект установки, включающий элементы конструкции предлагаемого изобретения и разработана программа испытаний, основанная на совокупности технологических процессов. At present, a technical design of the installation has been developed, including structural elements of the invention and a test program based on a combination of technological processes has been developed.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000126376A RU2184359C1 (en) | 2000-10-19 | 2000-10-19 | Process of ground test of panel structures of aircraft for strength and gear for its embodiment |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000126376A RU2184359C1 (en) | 2000-10-19 | 2000-10-19 | Process of ground test of panel structures of aircraft for strength and gear for its embodiment |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2184359C1 true RU2184359C1 (en) | 2002-06-27 |
Family
ID=20241210
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000126376A RU2184359C1 (en) | 2000-10-19 | 2000-10-19 | Process of ground test of panel structures of aircraft for strength and gear for its embodiment |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2184359C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104457448A (en) * | 2014-10-21 | 2015-03-25 | 上海航天精密机械研究所 | Combined platform for rocket body structural static strength tests |
| CN108593231A (en) * | 2018-03-28 | 2018-09-28 | 上海宇航系统工程研究所 | Carrier rocket random vibration test condition determination method |
| RU2812209C1 (en) * | 2023-09-26 | 2024-01-25 | Акционерное общество "Рязанское конструкторское бюро "Глобус" (АО "РБК "Глобус") | Harmonic vibration stand |
-
2000
- 2000-10-19 RU RU2000126376A patent/RU2184359C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104457448A (en) * | 2014-10-21 | 2015-03-25 | 上海航天精密机械研究所 | Combined platform for rocket body structural static strength tests |
| CN108593231A (en) * | 2018-03-28 | 2018-09-28 | 上海宇航系统工程研究所 | Carrier rocket random vibration test condition determination method |
| RU2812209C1 (en) * | 2023-09-26 | 2024-01-25 | Акционерное общество "Рязанское конструкторское бюро "Глобус" (АО "РБК "Глобус") | Harmonic vibration stand |
| RU2812209C9 (en) * | 2023-09-26 | 2024-03-19 | Акционерное общество "Рязанское конструкторское бюро "Глобус" (АО "РКБ "Глобус") | Harmonic vibration stand |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Seiner et al. | Dynamic pressure loads associated with twin supersonic plume resonance | |
| US5505090A (en) | Method and apparatus for non-destructive inspection of composite materials and semi-monocoque structures | |
| Ravetta et al. | Wind tunnel aeroacoustic measurements of a 26%-scale 777 main landing gear | |
| McLaughlin et al. | Experiments on the effect of ground reflections on supersonic jet noise | |
| RU2184359C1 (en) | Process of ground test of panel structures of aircraft for strength and gear for its embodiment | |
| Bennett et al. | WENEMOR: wind tunnel tests for the evaluation of the installation effects of noise emissions of an open rotor advanced regional aircraft | |
| Malbéqui et al. | Experimental characterization of the acoustics of the future Ariane 6 launch pad | |
| Papamoschou | Fan flow deflection in simulated turbofan exhaust | |
| Baklanov | Interaction of power plant with airframe of new generation aircraft | |
| Long | Evaluation of jet and shock cell noise via acoustic holography | |
| Panda et al. | Identification of Noise Sources in a Model Scale Lift-Off Test Using a Microphone Phased Array | |
| Ahuja et al. | Effects of simulated forward flight on jet noise, shock noise and internal noise | |
| Clarkson | Paper 5: Design and Operation of Acoustic Fatigue Test Facilities | |
| CN110132520B (en) | Fire impact simulation device | |
| Nesbitt et al. | Effects of Chevrons on engine jet noise structure | |
| Ahuja et al. | Thoughts on Use of University-Scale Rocket Models to Study Launch Acoustics-A Case Study. | |
| Ishii et al. | Application of beam-forming using deconvolution method to the development of the new launch pad of Epsilon | |
| Houston et al. | Acoustic Analysis of the Delta IV Heavy Launch Vehicle | |
| Ravetta et al. | Phased array technology development at Virginia tech: Application to landing gear noise source identification | |
| Preisser et al. | Flight study of induced turbofan inlet acoustic radiation with theoretical comparisons | |
| Unruh | Aircraft propeller induced structure-borne noise | |
| Wren et al. | Concept, Design, and Performance of the Spacecraft Acoustic Laboratory | |
| Tiniakov et al. | Analysis of the aircraft noise impact on environment for determine the rational ways of its reduction | |
| Doty et al. | Two-Point Correlations and Acoustic Measurements of High-Speed Axisymmetric Jets | |
| Siller et al. | Localization and far field extrapolation of acoustic sources from wind tunnel experiments for jet engine installation noise |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20061020 |