[發(fā)明專利]飛行器蒙皮靜態(tài)力加載裝置及蒙皮動強(qiáng)度試驗方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202111189111.8
• 申請日: 2021-10-12
• 公開（公告）號: CN113879559B
• 公開（公告）日: 2023-08-15
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 王軍;肖登紅;趙勇博;金亮;劉海濤
• 申請（專利權(quán)）人: 北京機(jī)電工程研究所
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

1.一種飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法，其特征在于，所述飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法包括：

將飛行器蒙皮的一端與飛行器蒙皮靜態(tài)力加載裝置的外框的內(nèi)側(cè)固定連接，與飛行器蒙皮的一端相對的另一端與測力傳感器連接，靜態(tài)力施加組件通過彈性部件和測力傳感器與飛行器蒙皮連接；

根據(jù)所述測力傳感器的輸出值調(diào)整所述靜態(tài)力施加組件使得飛行器蒙皮受到的靜態(tài)力達(dá)到預(yù)設(shè)值；

將所述飛行器蒙皮靜態(tài)力加載裝置和所述飛行器蒙皮安裝至噪聲設(shè)備中；

在所述噪聲設(shè)備外安裝加熱設(shè)備；

控制所述噪聲設(shè)備和所述加熱設(shè)備分別按照預(yù)設(shè)噪聲控制曲線和溫度載荷控制曲線進(jìn)行蒙皮動強(qiáng)度試驗；

所述飛行器蒙皮靜態(tài)力加載裝置包括：外框、測力傳感器、彈性部件和靜態(tài)力施加組件；所述外框具有容納腔，飛行器蒙皮置于所述容納腔內(nèi)，所述飛行器蒙皮的一端與所述外框的內(nèi)側(cè)固定連接，與所述飛行器蒙皮的一端相對的另一端與所述測力傳感器連接，所述測力傳感器用于測量飛行器蒙皮受到的靜態(tài)力大小；所述彈性部件分別與所述測力傳感器和所述靜態(tài)力施加組件連接，所述靜態(tài)力施加組件通過所述彈性部件和所述測力傳感器對飛行器蒙皮施加靜態(tài)力。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法，其特征在于，所述彈性部件為碟簧。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法，其特征在于，所述靜態(tài)力施加組件包括壓板和若干緊固件，所述壓板與所述彈性部件連接，所述緊固件分別與所述壓板和所述外框連接，所述緊固件用于調(diào)整所述壓板與飛行器蒙皮之間的距離。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法，其特征在于，所述緊固件為螺栓，所述壓板和所述外框均設(shè)置有與所述螺栓相匹配的螺紋孔。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法，其特征在于，在將飛行器蒙皮安裝在飛行器蒙皮靜態(tài)力加載裝置之前，飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法還包括：對所述飛行器蒙皮進(jìn)行仿真分析以獲取飛行器蒙皮所受靜態(tài)力的預(yù)設(shè)值和靜態(tài)力加載點(diǎn)位置。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法，其特征在于，所述加熱設(shè)備與所述飛行器蒙皮的表面平行設(shè)置。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法，其特征在于，通過測量系統(tǒng)控制噪聲設(shè)備和加熱設(shè)備分別按照預(yù)設(shè)噪聲控制曲線和溫度載荷控制曲線進(jìn)行蒙皮動強(qiáng)度試驗。

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法，其特征在于，在所述噪聲設(shè)備外安裝加熱設(shè)備后，飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度試驗方法還包括：對所述測量系統(tǒng)、所述噪聲設(shè)備和所述加熱設(shè)備進(jìn)行調(diào)試和預(yù)試。