[發明專利]一種動載荷加載系統及飛機垂尾試驗系統及方法

有效

• 申請號: 201510243541.1
• 申請日: 2015-05-13
• 公開（公告）號: CN104819816B
• 公開（公告）日: 2017-11-03
• 發明（設計）人: 王龍;楊海;黃文超;張治君;李益萱;蒙怡;趙棟;何石
• 申請（專利權）人: 中國飛機強度研究所
• 主分類號: G01M7/02
• 分類號: G01M7/02
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙)11526
• 代理人: 劉麗萍

1.一種動載荷加載系統，用于為飛機垂尾施加動態載荷，所述飛機垂尾(1)包括第一側翼面(11)以及第二側翼面(12)，其特征在于，所述動載荷加載系統(2)包括：

第一激振源(21)以及第二激振源(22)，所述第一激振源(21)以及所述第二激振源(22)用于提供動載荷；

第一激振桿(23)，所述第一激振桿(23)的一端與所述第一激振源(21)的輸出端連接，另一端用于與所述第一側翼面(11)以可拆卸方式連接，所述第一激振桿(23)用于將所述第一激振源(21)所提供的動載荷傳遞給所述第一側翼面(11)；

第二激振桿(24)，所述第二激振桿(24)的一端與所述第二激振源(22)的輸出端連接，另一端用于與所述第二側翼面(12)以可拆卸方式連接，所述第二激振桿(24)用于將所述第二激振源(22)所提供的動載荷傳遞給所述第二側翼面(12)；其中，

所述第一激振桿(23)與所述第二激振桿(24)的中心軸線重合，所述第一激振源(21)與所述第二激振源(22)所提供的動載荷的方向相反，大小相等。

2.如權利要求1所述的動載荷加載系統，其特征在于，

所述第一激振源(21)的輸出端設置有第一轉接板(211)，所述第一激振桿(23)與所述第一激振源(21)的輸出端通過所述第一轉接板(211)鉸接；所述第一激振桿(23)與所述第一側翼面(11)通過第一真空吸盤裝置(25)連接；

所述第二激振源(22)的輸出端設置有第二轉接板(221)，所述第二激振桿(24)與所述第二激振源(22)的輸出端通過所述第二轉接板(221)鉸接；所述第二激振桿(24)與所述第二側翼面(12)通過第二真空吸盤裝置(26)連接。

3.如權利要求2所述的動載荷加載系統，其特征在于，

所述第一真空吸盤裝置(25)與所述第一激振桿(23)連接處設置有第一真空吸盤轉接件(251)，所述第一激振桿(23)與所述第一真空吸盤裝置(25)通過所述第一真空吸盤轉接件(251)鉸接；

所述第二真空吸盤裝置(26)與所述第二激振桿(24)連接處設置有第二真空吸盤轉接件(261)，所述第二激振桿(24)與所述第二真空吸盤裝置(26)通過第二真空吸盤轉接件(261)鉸接。

4.如權利要求2或3所述的動載荷加載系統，其特征在于，所述鉸接方式為球鉸連接。

5.如權利要求4所述的動載荷加載系統，其特征在于，所述球鉸為液壓球鉸，所述液壓球鉸內充有靜壓潤滑油。

6.如權利要求3所述的動載荷加載系統，其特征在于，所述第一真空吸盤裝置(25)與所述第一側翼面(11)之間設置有鋁箔，用于防止所述第一真空吸盤裝置(25)與所述第一側翼面(11)之間漏氣；

所述第二真空吸盤裝置(26)與所述第二側翼面(12)之間設置有鋁箔，用于防止所述第二真空吸盤裝置(26)與所述第二側翼面(12)之間漏氣。

7.如權利要求1所述的動載荷加載系統，其特征在于，所述第一激振源(21)以及所述第二激振源(22)受同一個控制器控制。

8.一種飛機垂尾試驗系統，其特征在于，所述飛機垂尾試驗系統包括自平衡框架(3)以及如權利要求1至7中任意一項所述的動載荷加載系統，其中，

所述動載荷加載系統(2)中的第一激振源(21)以及第二激振源(22)設置在所述自平衡框架(3)上，用于將所述自平衡框架(3)作為實驗平臺。

9.一種使用如權利要求8所述的飛機垂尾試驗系統進行飛機垂尾動態疲勞試驗的方法，其特征在于，所述方法包括如下步驟：

步驟1：將動載荷加載系統(2)安裝至自平衡框架(3)上；

步驟2：使動載荷加載系統(2)上的第一激振源(21)以及第二激振源(22)設置在自平衡框架(3)上，且使第一激振桿(23)與試驗飛機上的飛機垂尾的第一側翼面(11)以可拆卸方式連接；使第二激振桿(24)與試驗飛機上的飛機垂尾的第二側翼面(12)以可拆卸方式連接，并使第一激振桿(23)與第二激振桿(24)的中心軸線重合；

步驟3：開啟第一激振源(21)以及第二激振源(22)，并使第一激振源(21)以及第二激振源(22)所提供的動載荷的方向相反，大小相同，從而檢測在第一激振源(21)以及第二激振源(22)所提供的動載荷下，試驗飛機上的飛機垂尾的動態疲勞壽命。