[發(fā)明專利]一種動載荷加載系統(tǒng)及飛機垂尾試驗系統(tǒng)及方法

有效

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• 申請日: 2015-05-13
• 公開（公告）號: CN104819816B
• 公開（公告）日: 2017-11-03
• 發(fā)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

技術領域

本發(fā)明涉及飛機結構試驗領域，特別是涉及一種動載荷加載系統(tǒng)，用于為飛機垂尾施加動態(tài)載荷，及具有其的飛機垂尾試驗系統(tǒng)，以及使用飛機垂尾試驗系統(tǒng)進行飛機垂尾動態(tài)疲勞試驗的方法。

背景技術

在飛機結構試驗中，全尺寸飛機的常規(guī)疲勞試驗技術已經成熟。但V形全動垂尾的飛機大功角飛行時，流過機翼的氣流會產生強大的渦流劇烈打擊飛機垂尾，從而引起飛機垂尾的振動和抖振導致動態(tài)疲勞破壞。

這種情況下，全尺寸飛機的常規(guī)疲勞試驗已經不能有效驗證和解決其后機身和垂尾的疲勞破壞。因此，為有效驗證振動和抖振導致的飛機垂尾的疲勞破壞，需進行飛機垂尾在動態(tài)載荷作用下的動態(tài)疲勞試驗。

現有技術中尚沒有裝置來進行如上的試驗。

因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。

發(fā)明內容

本發(fā)明的目的在于提供一種動載荷加載系統(tǒng)來克服或至少減輕現有技術的中的至少一個上述缺陷。

為實現上述目的，本發(fā)明提供一種動載荷加載系統(tǒng)，用于為飛機垂尾施加動態(tài)載荷，所述飛機垂尾包括第一側翼面以及第二側翼面，所述動載荷加載系統(tǒng)包括：第一激振源以及第二激振源，所述第一激振源以及所述第二激振源用于提供動載荷；第一激振桿，所述第一激振桿的一端與所述第一激振源的輸出端連接，另一端用于與所述第一側翼面以可拆卸方式連接，所述第一激振桿用于將所述第一激振源所提供的動載荷傳遞給所述第一側翼面；第二激振桿，所述第二激振桿的一端與所述第二激振源的輸出端連接，另一端用于與所述第二側翼面以可拆卸方式連接，所述第二激振桿用于將所述第二激振源所提供的動載荷傳遞給所述第二側翼面；其中，所述第一激振桿與所述第二激振桿的中心軸線重合，所述第一激振源與所述第二激振源所提供的動載荷的方向相反，大小相等。

優(yōu)選地，所述第一激振源的輸出端設置有第一轉接板，所述第一激振桿與所述第一激振源的輸出端通過所述第一轉接板鉸接；所述第一激振桿與所述第一側翼面通過第一真空吸盤裝置連接；所述第二激振源的輸出端設置有第二轉接板，所述第二激振桿與所述第二激振源的輸出端通過所述第二轉接板鉸接；所述第二激振桿與所述第二側翼面通過第二真空吸盤裝置連接。

優(yōu)選地，所述第一真空吸盤裝置與所述第一激振桿連接處設置有第一真空吸盤轉接件，所述第一激振桿與所述第一真空吸盤裝置通過所述第一真空吸盤轉接件鉸接；

所述第二真空吸盤裝置與所述第二激振桿連接處設置有第二真空吸盤轉接件，所述第二激振桿與所述第二真空吸盤裝置通過第二真空吸盤轉接件鉸接。

優(yōu)選地，所述鉸接方式為球鉸連接。

優(yōu)選地，所述球鉸為液壓球鉸，所述液壓球鉸內充有靜壓潤滑油。

優(yōu)選地，所述第一真空吸盤裝置與所述第一側翼面之間設置有鋁箔，用于防止所述第一真空吸盤裝置與所述第一側翼面之間漏氣；所述第二真空吸盤裝置與所述第二側翼面之間設置有鋁箔，用于防止所述第二真空吸盤裝置與所述第二側翼面之間的漏氣。

優(yōu)選地，所述第一激振源以及所述第二激振源受同一個控制器控制。

本發(fā)明還提供了一種飛機垂尾試驗系統(tǒng)，所述飛機垂尾試驗系統(tǒng)包括自平衡框架以及如上所述的動載荷加載系統(tǒng)，其中，所述動載荷加載系統(tǒng)中的第一激振源以及第二激振源設置在所述自平衡框架上，用于將所述自平衡框架作為實驗平臺。

本發(fā)明還提供了一種使用如上所述的飛機垂尾試驗系統(tǒng)進行飛機垂尾動態(tài)疲勞試驗的方法，所述方法包括如下步驟：步驟1：將動載荷加載系統(tǒng)安裝至自平衡框架上；步驟2：使動載荷加載系統(tǒng)上的第一激振源以及第二激振源設置在自平衡框架上，且使第一激振桿與試驗飛機上的飛機垂尾的第一側翼面以可拆卸方式連接；使第二激振桿與試驗飛機上的飛機垂尾的第二側翼面以可拆卸方式連接，并使第一激振桿與第二激振桿的中心軸線重合；步驟3：開啟第一激振源以及第二激振源，并使第一激振源以及第二激振源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以及第二激振源所提供的動載荷下，試驗飛機上的飛機垂尾的動態(tài)疲勞壽命。

在本發(fā)明的動載荷加載系統(tǒng)中，第一激振源以及第二激振源用于提供動載荷；第一激振桿用于將動載荷傳遞給第一側翼面；第二激振桿用于將第二激振源所提供的動載荷傳遞給第二側翼面，且第一激振桿與第二激振桿的中心軸線重合，第一激振源與第二激振源所提供的動載荷的方向相反，大小相等。采用上述系統(tǒng)，能夠模擬飛機在動態(tài)載荷作用下的情況，從而進行動態(tài)疲勞試驗。且本發(fā)明的動載荷加載系統(tǒng)，不需要破壞飛機垂尾，即可進行試驗。

附圖說明