CN113879559B - 飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法，该飞行器蒙皮静态力加载装置包括：外框、测力传感器、弹性部件和静态力施加组件；外框具有容纳腔，飞行器蒙皮置于容纳腔内，飞行器蒙皮的一端与外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，测力传感器用于测量飞行器蒙皮受到的静态力大小；弹性部件分别与测力传感器和静态力施加组件连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中无法对飞行器蒙皮进行独立的静态力加载的技术问题。

Description

飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法

技术领域

本发明涉及飞行器多场耦合下的结构动强度试验验证技术领域，尤其涉及一种飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法。

背景技术

在飞行器高速飞行中，钛合金蒙皮结构表面同时作用有气动力、气动热和气动噪声载荷，在三种载荷共同作用下，对于重要的受力传力、涉及飞行安全的蒙皮结构，尤其是金属薄壁蒙皮结构，存在复杂的动强度失效风险，这种复杂的动强度问题目前工程上没有成熟可靠的分析方法。而且，在同时对蒙皮结构进行力、热和噪声载荷联合试验时，由于对蒙皮结构进行噪声测试的设备空间有限，同时还需要对蒙皮进行加热，因此无法采用常规的力加载设备，如作动筒加载设备等对蒙皮进行静态力的加载。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。

根据本发明的一方面，提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置，该飞行器蒙皮静态力加载装置包括：外框、测力传感器、弹性部件和静态力施加组件；外框具有容纳腔，飞行器蒙皮置于容纳腔内，飞行器蒙皮的一端与外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，测力传感器用于测量飞行器蒙皮受到的静态力大小；弹性部件分别与测力传感器和静态力施加组件连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。

进一步地，弹性部件为碟簧。

进一步地，静态力施加组件包括压板和若干紧固件，压板与弹性部件连接，紧固件分别与压板和外框连接，紧固件用于调整压板与飞行器蒙皮之间的距离。

进一步地，紧固件为螺栓，压板和外框均设置有与螺栓相匹配的螺纹孔。

根据本发明的另一方面，提供了一种飞行器蒙皮结构动强度试验方法，该飞行器蒙皮结构动强度试验方法包括：将飞行器蒙皮的一端与如上所述的飞行器蒙皮静态力加载装置的外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器与飞行器蒙皮连接；根据测力传感器的输出值调整静态力施加组件使得飞行器蒙皮受到的静态力达到预设值；将飞行器蒙皮静态力加载装置和飞行器蒙皮安装至噪声设备中；在噪声设备外安装加热设备；控制噪声设备和加热设备分别按照预设噪声控制曲线和温度载荷控制曲线进行蒙皮动强度试验。

进一步地，在将飞行器蒙皮安装在飞行器蒙皮静态力加载装置之前，飞行器蒙皮结构动强度试验方法还包括：对飞行器蒙皮进行仿真分析以获取飞行器蒙皮所受静态力的预设值和静态力加载点位置。

进一步地，加热设备与飞行器蒙皮的表面平行设置。

进一步地，通过测量***控制噪声设备和加热设备分别按照预设噪声控制曲线和温度载荷控制曲线进行蒙皮动强度试验。

进一步地，在噪声设备外安装加热设备后，飞行器蒙皮结构动强度试验方法还包括：对测量***、噪声设备和加热设备进行调试和预试。

应用本发明的技术方案，提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法，该飞行器蒙皮静态力加载装置利用静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。本发明的飞行器蒙皮静态力加载装置为独立加载装置，能够满足飞行器蒙皮多场耦合试验的需求。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术中无法对飞行器蒙皮进行独立的静态力加载的技术问题。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器蒙皮静态力加载装置的结构示意图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器蒙皮的结构示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

1、外框；2、测力传感器；3、弹性部件；4、压板；5、紧固件；6、飞行器蒙皮。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1和2所示，根据本发明的具体实施例提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置，该飞行器蒙皮静态力加载装置包括：外框、测力传感器、弹性部件和静态力施加组件；外框具有容纳腔，飞行器蒙皮置于容纳腔内，飞行器蒙皮的一端与外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，测力传感器用于测量飞行器蒙皮受到的静态力大小；弹性部件分别与测力传感器和静态力施加组件连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。

应用此种配置方式，提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置，该飞行器蒙皮静态力加载装置利用静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。本发明的飞行器蒙皮静态力加载装置为独立加载装置，能够满足飞行器蒙皮多场耦合试验的需求。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术中无法对飞行器蒙皮进行独立的静态力加载的技术问题。

进一步地，在本发明中，为了满足对飞行器蒙皮高强度静态力的施加，可配置弹性部件为碟簧。在本发明中，可根据仿真获取的静态力的大小设置碟簧的尺寸和组数，使得静态力施加组件通过碟簧对飞行器蒙皮施加的静态力能够充分模拟飞行器在高速飞行过程中受到的气动力，进而获取对飞行器蒙皮动强度的可靠分析。作为本发明的一个具体实施例，通过调整碟簧的尺寸和组数，可实现飞行器蒙皮受力≤50000N的静态力加载，满足模拟高速飞行的试验需求。

此外，在本发明中，为了实现对飞行器蒙皮静态力的施加，可配置静态力施加组件包括压板和若干紧固件，压板与弹性部件连接，紧固件分别与压板和外框连接，紧固件用于调整压板与飞行器蒙皮之间的距离。在本发明中，通过调整压板与飞行器蒙皮之间的距离可实现对飞行器蒙皮施加的静态力大小的调整。通过若干紧固件和压板可实现对弹性部件的稳定施力，同时在飞行器蒙皮受到的静态力达到预设值后，不再调整紧固件，可以使得飞行器蒙皮受到的静态力为恒力状态，便于后续进行其他试验测试，如热噪测试等。

作为本发明的一个具体实施例，紧固件可配置为螺栓，压板和外框均设置有与螺栓相匹配的螺纹孔，通过若干螺栓可调整压板与飞行器蒙皮之间的距离。在本发明中，紧固件的个数可根据实际紧固需求进行调整，例如可设置为两个紧固件。

进一步地，本发明的飞行器蒙皮静态力加载装置适用于金属飞行器蒙皮的静态力加载，例如可用于钛合金薄壁蒙皮的静态力加载。

根据本发明的另一个方面，提供了一种飞行器蒙皮结构动强度试验方法，该飞行器蒙皮结构动强度试验方法包括：将飞行器蒙皮的一端与如上所述的飞行器蒙皮静态力加载装置的外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器与飞行器蒙皮连接；根据测力传感器的输出值调整静态力施加组件使得飞行器蒙皮受到的静态力达到预设值；将飞行器蒙皮静态力加载装置和飞行器蒙皮安装至噪声设备中；在噪声设备外安装加热设备；控制噪声设备和加热设备分别按照预设噪声控制曲线和温度载荷控制曲线进行蒙皮动强度试验。

进一步地，在本发明中，在将飞行器蒙皮安装在飞行器蒙皮静态力加载装置之前，飞行器蒙皮结构动强度试验方法还包括：对飞行器蒙皮进行仿真分析以获取飞行器蒙皮所受静态力的预设值和静态力加载点位置。在本发明中，静态力加载点位置位于飞行器蒙皮的另一端，测力传感器在静态力加载点位置处与飞行器蒙皮连接。

此外，在本发明中，为了减小加热设备所占空间，同时保证飞行器蒙皮均衡受热，可配置加热设备与飞行器蒙皮表面平行设置。

进一步地，在本发明中，可通过测量***控制噪声设备和加热设备分别按照预设噪声控制曲线和温度载荷控制曲线进行蒙皮动强度试验。在本发明中，测量***可对噪声设备和加热设备进行精准调控，进而提高蒙皮动强度试验的准确性。

此外，在本发明中，在噪声设备外安装加热设备后，飞行器蒙皮结构动强度试验方法还包括：对测量***、噪声设备和加热设备进行调试和预试。在本发明中，通过对测量***、噪声设备和加热设备进行调试和预试可提高蒙皮动强度试验的可靠性。

进一步地，本发明的飞行器蒙皮结构动强度试验结束后，对飞行器蒙皮进行外观检查，检查结果为薄壁蒙皮结构动强度优化设计、安全性及可靠性评定提供支撑。

本发明的飞行器蒙皮静态力加载装置能够满足飞行器蒙皮多场耦合试验的需求，采用该飞行器蒙皮静态力加载装置的飞行器蒙皮结构动强度试验方法实现了力、热和噪声多种载荷对蒙皮的同时加载，该蒙皮结构动强度试验更接近实际飞行环境条件，为飞行器薄壁蒙皮结构动强度设计及可靠性评定提供了有利支撑。

综上所述，本发明提供了一种飞行器蒙皮静态力加载装置及蒙皮动强度试验方法，该飞行器蒙皮静态力加载装置利用静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。本发明的飞行器蒙皮静态力加载装置为独立加载装置，能够满足飞行器蒙皮多场耦合试验的需求。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术中无法对飞行器蒙皮进行独立的静态力加载的技术问题。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种飞行器蒙皮结构动强度试验方法，其特征在于，所述飞行器蒙皮结构动强度试验方法包括：

将飞行器蒙皮的一端与飞行器蒙皮静态力加载装置的外框的内侧固定连接，与飞行器蒙皮的一端相对的另一端与测力传感器连接，静态力施加组件通过弹性部件和测力传感器与飞行器蒙皮连接；

根据所述测力传感器的输出值调整所述静态力施加组件使得飞行器蒙皮受到的静态力达到预设值；

将所述飞行器蒙皮静态力加载装置和所述飞行器蒙皮安装至噪声设备中；

在所述噪声设备外安装加热设备；

控制所述噪声设备和所述加热设备分别按照预设噪声控制曲线和温度载荷控制曲线进行蒙皮动强度试验；

所述飞行器蒙皮静态力加载装置包括：外框、测力传感器、弹性部件和静态力施加组件；所述外框具有容纳腔，飞行器蒙皮置于所述容纳腔内，所述飞行器蒙皮的一端与所述外框的内侧固定连接，与所述飞行器蒙皮的一端相对的另一端与所述测力传感器连接，所述测力传感器用于测量飞行器蒙皮受到的静态力大小；所述弹性部件分别与所述测力传感器和所述静态力施加组件连接，所述静态力施加组件通过所述弹性部件和所述测力传感器对飞行器蒙皮施加静态力。

2.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮结构动强度试验方法，其特征在于，所述弹性部件为碟簧。

3.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮结构动强度试验方法，其特征在于，所述静态力施加组件包括压板和若干紧固件，所述压板与所述弹性部件连接，所述紧固件分别与所述压板和所述外框连接，所述紧固件用于调整所述压板与飞行器蒙皮之间的距离。

4.根据权利要求3所述的飞行器蒙皮结构动强度试验方法，其特征在于，所述紧固件为螺栓，所述压板和所述外框均设置有与所述螺栓相匹配的螺纹孔。

5.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮结构动强度试验方法，其特征在于，在将飞行器蒙皮安装在飞行器蒙皮静态力加载装置之前，飞行器蒙皮结构动强度试验方法还包括：对所述飞行器蒙皮进行仿真分析以获取飞行器蒙皮所受静态力的预设值和静态力加载点位置。

6.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮结构动强度试验方法，其特征在于，所述加热设备与所述飞行器蒙皮的表面平行设置。

7.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮结构动强度试验方法，其特征在于，通过测量***控制噪声设备和加热设备分别按照预设噪声控制曲线和温度载荷控制曲线进行蒙皮动强度试验。

8.根据权利要求7所述的飞行器蒙皮结构动强度试验方法，其特征在于，在所述噪声设备外安装加热设备后，飞行器蒙皮结构动强度试验方法还包括：对所述测量***、所述噪声设备和所述加热设备进行调试和预试。