[實用新型]一種前緣襟翼振動疲勞試驗系統

有效

• 申請號: 201921990305.6
• 申請日: 2019-11-18
• 公開（公告）號: CN210533652U
• 公開（公告）日: 2020-05-15
• 發明（設計）人: 李逸;龔亮;高宏
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G01M7/06
• 分類號: G01M7/06;B64F5/60
• 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: 劉傳準

本申請屬于結構強度試驗裝置設計領域，特別涉及一種前緣襟翼振動疲勞試驗系統，包括垂向振動試驗裝置和側向振動試驗裝置；其中，垂向振動試驗裝置包括：兩臺并列水平排布的第一振動臺，且兩臺第一振動臺配成同軸、同向、同高度；夾具，用于將待測前緣襟翼同時且均衡地設置在兩臺第一振動臺的臺面上；控制器，用于同時對兩臺第一振動臺進行控制；所述側向振動試驗裝置包括：一臺第二振動臺和支撐件；夾具的一端設置在第二振動臺的臺面上，另一端通過支撐件進行水平支撐。本申請的前緣襟翼振動疲勞試驗系統，很好地滿足特殊結構試驗件垂向振動試驗和側向振動試驗交替進行的需求，且能夠有效減少試驗夾具的設計重量，還能充分考慮試驗實施的可行性。

技術領域

本申請屬于結構強度試驗裝置設計領域，特別涉及一種前緣襟翼振動疲勞試驗系統。

背景技術

振動耐久試驗(即振動疲勞測試)，能夠考核試驗件的抗振能力和結構完整性，暴露結構的振動破壞模式與薄弱環節。因此，無論在航空、航天以及其他機械制造業領域，針對重要承力部件進行振動耐久測試是必不可少的步驟。

但是，目前已有的振動耐久試驗裝置，由于試驗臺臺面寬度以及適配的試驗夾具尺寸的局限性，使得針對一些比較大型的試驗件時，試驗結果的準確性得不到保障，甚至無法完成試驗。以飛機上的蜂窩夾層結構天線共固化前緣襟翼為例，其長度在4.5米左右，而目前已知臺面寬度最大的18t試驗臺，其臺面支持最寬寬度也僅為1.5米，即使通過相應夾具能夠將該前緣襟翼安裝在試驗臺臺面上，也會由于振動傳遞失真等因素導致最終試驗結果的精準度。

實用新型內容

為了解決上述技術問題至少之一，本申請提供了一種前緣襟翼振動疲勞試驗系統。

本申請公開了一種前緣襟翼振動疲勞試驗系統，包括垂向振動試驗裝置和側向振動試驗裝置；其中

所述垂向振動試驗裝置包括：

兩臺第一振動臺，兩臺所述第一振動臺在同一水平安裝面上并列排布，相距有預設距離，且兩臺所述第一振動臺配成同軸、同向、同高度；

夾具，其長度與待測前緣襟翼的長度相適配，用于將所述待測前緣襟翼同時且均衡地固定設置在兩臺所述第一振動臺的臺面上；

控制器，分別與兩臺所述第一振動臺連接，用于同時對兩臺所述第一振動臺進行控制；

所述側向振動試驗裝置包括：

一臺第二振動臺，固定在水平安裝面上；

支撐件，豎直設置在水平安裝面上；其中

夾持有所述待測前緣襟翼的所述夾具的一端固定設置在所述第二振動臺的臺面上，所述夾具的另一端通過所述支撐件的頂端進行水平支撐，且所述支撐件可沿所述夾具長度方向水平移動。

根據本申請的至少一個實施方式，所述控制器為SD控制器。

根據本申請的至少一個實施方式，所述支撐件包括：

支撐板；

支撐桿，豎直固定設置在所述支撐板上；

固定部，固定設置在所述支撐桿的頂端，且開設有開口朝上的燕尾槽；

活動連接部，其頂部用于與所述夾具固定連接，底部開設有與所述燕尾槽相適配的燕尾軌道。

本申請至少存在以下有益技術效果：

本申請的前緣襟翼振動疲勞試驗系統，能夠很好的滿足特殊結構試驗件垂向振動試驗和側向振動試驗交替進行的需求，且能夠有效減少試驗夾具的設計重量，還能充分考慮試驗實施的可行性。

附圖說明

圖1是本申請前緣襟翼振動疲勞試驗系統中垂向振動試驗裝置的結構示意圖；