[發明專利]一種用于飛機翼面結構的振動測試裝置及振動模擬方法

有效

• 申請號: 202210708978.8
• 申請日: 2022-06-22
• 公開（公告）號: CN114778049B
• 公開（公告）日: 2022-10-04
• 發明（設計）人: 何石;王彬文;劉海涵;王純;張飛;黃文超
• 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;B64F5/60
• 代理公司: 西安創知專利事務所 61213
• 代理人: 馬鳳云

本發明公開了一種用于飛機翼面結構的振動測試裝置及振動模擬方法，該裝置包括U型件、分別設置在U型件兩邊的左傳動機構和右傳動機構，U型件上設置有帶動U型件振動的激振器，U型件的左邊外側設置有動態力傳感器，左傳動機構包括銷釘、耳板和左錐形件，右傳動機構包括螺紋頂桿和右錐形件，左錐形件和右錐形件分別夾持在翼面結構的兩側，該裝置既能實現振動的傳遞，也能夾持不同厚度的翼面結構，還不會對翼面結構的蒙皮表面造成磨損。該方法包括以下步驟：一、安裝振動測試裝置；二、對翼面結構進行振動模擬測試，該方法實現了對飛機的翼面結構進行振動模擬測試試驗，振動模擬的精確度高、效果好。

技術領域

本發明屬于飛機翼面結構的振動測試技術領域，具體涉及一種用于飛機翼面結構的振動測試裝置及振動模擬方法。

背景技術

翼面是指飛行器的各種空氣動力面，它包括機翼、尾翼、舵面和副翼等，對于飛機翼面結構的振動試驗，其振動加載方式主要通過激振桿對翼面結構施加強迫振動，具體操作時激振桿需要與翼面結構連接緊固，常規的螺栓連接需要在翼面結構上預制螺栓孔，但螺栓孔會破壞翼面結構的完整性，因而現有的連接方式多采用粘接和利用真空吸盤連接。

一方面，粘接的方式雖然不會破壞翼面結構的完整性，但是會在翼面結構表面留下膠痕，而且粘接時激振桿僅與翼面結構的蒙皮連接，振動加載時容易造成蒙皮與結構內部梁、肋等承力結構拉脫，造成翼面結構非預期破壞；真空吸盤的連接方式不能承受較大的拉向載荷，難以進行大量級振動加載。

另一方面，翼面結構通過激振桿直接施加強迫振動時，激振桿安裝在翼面結構的法向位置上，振動加載過程中，翼面結構由于受載會發生彎曲或扭轉變形，螺栓連接、粘接或真空吸盤連接的加載面會隨著翼面結構的變形發生彎曲或扭轉，從而使激振桿受到彎矩作用，不但容易造成激振桿損壞，還會影響振動加載精度。

因此，缺少一種既能保護裝置自身、又能確保振動加載精度的振動測試裝置和振動模擬方法，便于進行對飛機翼面結構的振動測試試驗。

發明內容

本發明所要解決的技術問題在于針對上述現有技術中的不足，提供一種用于飛機翼面結構的振動測試裝置，通過設置左傳動機構和右傳動機構，既能實現振動的傳遞，也能夾持不同厚度的翼面結構，還不會對翼面結構的蒙皮表面造成磨損，便于推廣使用。

為解決上述技術問題，本發明采用的技術方案是：一種用于飛機翼面結構的振動測試裝置，其特征在于：包括U型件、分別設置在所述U型件兩邊的左傳動機構和右傳動機構，所述U型件上設置有帶動所述U型件振動的激振器，所述U型件的左邊外側設置有動態力傳感器；

所述左傳動機構包括穿設在所述U型件左邊上的銷釘、套設在所述銷釘上并伸出所述U型件的耳板、以及與所述耳板連接并位于所述U型件內側的左錐形件，所述耳板內嵌設有供所述銷釘穿過的關節軸承；

所述右傳動機構包括穿設在所述U型件右邊上的螺紋頂桿和與所述螺紋頂桿連接并位于所述U型件內側的右錐形件，所述右錐形件上嵌裝有與所述螺紋頂桿端部過盈配合的推力軸承；

所述左錐形件和所述右錐形件分別夾持在所述翼面結構的兩側。

上述的一種用于飛機翼面結構的振動測試裝置，其特征在于：所述左錐形件和所述右錐形件均為聚氨酯板。

上述的一種用于飛機翼面結構的振動測試裝置，其特征在于：所述左錐形件的外側設置有左轉接板，所述耳板與所述左轉接板的中心連接，所述左錐形件的內側與翼面結構的一側緊貼。

上述的一種用于飛機翼面結構的振動測試裝置，其特征在于：所述右錐形件的外側設置有右轉接板，所述推力軸承嵌設在所述右轉接板的中心位置，所述推力軸承的內側與螺紋頂桿的一端過盈配合，所述右錐形件的內側與翼面結構的另一側緊貼；

所述螺紋頂桿靠近所述推力軸承的一端為光桿。