助力器動剛度模擬組件的制作方法
【專利摘要】本發明提供一種助力器動剛度模擬組件，該組件包括一在外力作用下能產生彈性變形的動剛度模擬件和兩連接件；兩所述連接件各自一端分別與所述動剛度模擬件的兩受力端可拆卸連接；兩所述連接件各自另一端分別用于轉動連接臺架支持裝置和飛行器翼面試驗件搖臂。本發明提供的助力器動剛度模擬組件，通過動剛度模擬件能夠準確模擬飛機真實助力器的動剛度，確保翼面試驗件及其支持結構的低階固有振動模態滿足精度要求；通過動剛度模擬件與連接件的可拆卸連接能實現調節翼面位置的功能，相對于現有技術大大減少了試驗設備，并大幅降低了試驗成本，此外，維護成本較低。
【專利說明】助力器動剛度模擬組件
【技術領域】
[0001]本發明涉及航空翼面結構動態疲勞試驗技術，尤其涉及一種助力器動剛度模擬組件。
【背景技術】
[0002]在對飛機真實翼面進行翼面動態疲勞(抖振疲勞)試驗時，要獲取翼面結構準確可靠的動態疲勞壽命與結構破壞模式，首先就需要保證翼面試驗件的低階固有振動頻率與真實飛機翼面的固有振動頻率誤差< 5?8% ;若在動態疲勞試驗中使用助力器真件提供翼面的動剛度，除了需要使用昂貴的助力器真件之外，在試驗中還需配套液壓、伺服控制和供電等外圍設備；這不僅大幅增加了試驗成本，還需要在試驗中對機電、液壓等設備進行維護和修復，也大大增加了設備的維護成本。
【發明內容】
[0003]本發明提供一種助力器動剛度模擬組件，用于克服現有技術中的缺陷，降低飛機翼面動態疲勞試驗成本和設備維護成本。
[0004]本發明提供一種助力器動剛度模擬組件，包括一在外力作用下能產生彈性變形的動剛度模擬件和兩連接件；
[0005]兩所述連接件各自一端分別與所述動剛度模擬件的兩受力端可拆卸連接；
[0006]兩所述連接件各自另一端分別用于轉動連接臺架支持裝置和飛機翼面試驗件搖臂。
[0007]作為上述方案的一種優選方式:
[0008]所述動剛度模擬件包括一個U形單元、V形單元、N形單元、W單元和/或橫置的S形單元。
[0009]進一步地:
[0010]所述U形單元的側壁上分別固定有連接柱；
[0011]所述連接柱與所述連接件螺紋連接。
[0012]更進一步地:
[0013]其中一個所述連接柱具有外螺紋，另一所述連接柱具有內螺紋；
[0014]所述連接件的一端具有一螺柱段，另一端具有關節軸承安裝孔；
[0015]所述助力器動剛度模擬組件還包括一螺紋管；
[0016]所述螺紋管一端具有與所述連接件的螺柱段配合的內螺紋；
[0017]所述螺紋管另一端具有與所述連接柱上外螺紋配合的內螺紋；
[0018]設在所述螺紋管內的上述兩內螺紋旋向相反。
[0019]優選地:
[0020]與具有內螺紋的所述連接柱連接的所述連接件上具有一用于固定該連接柱的鎖緊螺母。[0021]作為上述方案的另一種優選方式:
[0022]所述動剛度模擬件包括至少兩個U形單元；
[0023]相鄰兩所述U形單元之間彼此靠近的側壁通過一頂壁固定連接。
[0024]進一步地:
[0025]所述頂壁兩端分別連接相鄰兩所述U形單元的開口處；
[0026]每個所述頂壁與兩側臨近的所述U形單元其中一個側壁形成一個附加U形單元；
[0027]所述附加U形單元的開口方向與所述U形單元的開口方向相反。
[0028]本發明提供的助力器動剛度模擬組件，通過動剛度模擬件能夠準確模擬飛機真實助力器的動剛度，確保翼面試驗件的低階固有振動模態與真實翼面模態相比滿足精度要求；通過動剛度模擬件與連接件的可拆卸連接能實現調節翼面位置的功能，相對于現有技術大大減少了試驗設備，并大幅降低了試驗成本,此外,維護成本較低。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0029]圖1為本發明實施例一提供的助力器動剛度模擬組件的使用狀態示意圖；
[0030]圖2a為圖1中動剛度模擬件的局部剖視圖；
[0031]圖2b為圖2a的右視圖；
[0032]圖3為圖1中連接件的主視圖；
[0033]圖4為圖3中沿A-A向剖視圖；
[0034]圖5為圖3中沿B-B向剖視圖；
[0035]圖6為圖3中沿C-C向剖視圖；
[0036]圖7為圖1中鎖緊螺母的主視圖；
[0037]圖8為圖7中沿D-D向剖視圖；
[0038]圖9為圖1中螺紋管的剖視圖；
[0039]圖10為圖9的左視圖；
[0040]圖11為本發明實施例二提供的動剛度模擬件的結構示意圖；
[0041]圖12為本發明實施例三提供的動剛度模擬件的結構示意圖。
【具體實施方式】
[0042]如圖1-12所示，本發明實施例提供一種助力器動剛度模擬組件，包括一在外力作用下能產生彈性變形的動剛度模擬件I和兩連接件2 ;兩連接件各自一端2a分別與動剛度模擬件I的兩受力端Ia可拆卸連接；兩連接件各自另一端2b分別用于轉動連接臺架支持裝置10和飛機翼面試驗件搖臂20。
[0043]本發明提供的助力器動剛度模擬組件，進行模擬試驗時，首先將兩連接件2各自的一端2a分別與動剛度模擬件I的兩受力端Ia可拆卸連接，完成助力器動剛度模擬件組裝好，連接件2呈柱狀，這里連接件2的軸線方向Y與動剛度模擬件I的拉伸彈性變形方向相同；再將其中一個連接件2的另一端2b通過關節軸承與臺架支持裝置10鉸接；最后將另一連接件2的另一端2b也通過關節軸承23與飛機翼面試驗件的搖臂20懸置端鉸接，上述關節軸承23的軸線方向Y與連接件2的軸線方向X均垂直。
[0044]本實施例中的動剛度模擬件可以是一 U形單元、V形單元、N形單元、W單元或橫置的S形單元，也可以是上述任意幾個的組合，還可以是上述兩個以上U形單元的組合、兩個以上V形單元的組合、兩個以上N形單元的組合、兩個以上W單元的組合或兩個以上橫置的S形單元的組合，具體組合形式在此不限，只要滿足能在一個方向上產生與真實助力器相同的動剛度即可，這個方向在本實施例中是橫向，即兩連接件2的軸向(X軸方向)，關節軸承23的軸向是縱向(Y軸方向)，參見圖1及圖3-6 ;翼面試驗件30通過一轉軸40與搖臂20固定連接，轉軸40支撐在臺架支持裝置10上。
[0045]翼面試驗件30及其支持結構(包括搖臂20和轉軸40)與真實飛機都是相同的，試驗時，在翼面試驗件30上施加動態載荷譜，模擬翼面試驗件30的真實受載荷情況，考核翼面及其支持結構的疲勞強度，暴露結構疲勞薄弱部位和疲勞損傷關鍵部位，確定疲勞關鍵部位的裂紋形成壽命，為確定翼面及其支持結構的疲勞壽命、檢查周期和維修方案提供根據；助力器動剛度模擬組件在該試驗中的作用與助力器的作用相同，使得翼面試驗件30的低階固有振動模態與飛機真實翼面模態相比滿足精度要求；通過動剛度模擬件與連接件的可拆卸連接能實現調節翼面位置的功能，相對于現有技術大大減少了試驗設備，并大幅降低了試驗成本,此外,維護成本較低。
[0046]為了保證翼面試驗件及其支持結構的低階固有振動頻率與真實飛機的固有振動頻率之間的誤差在要求的范圍內，在制作助力器動剛度模擬組件設計時，需要通過多次模擬試驗對動剛度模擬件的形狀和厚度進行多次修正，動剛度模擬件的動剛度模擬方法是根據動力學仿真計算結果來設計動剛度模擬件的拉伸彈性變形量實現，比如動剛度模擬件具體采用一 U形件，則通過對U形部位結構的形狀、厚度等設計參數進行優化迭代仿真計算，得到可以模擬真實助力器不同動剛度要求的結構設計參數值，完成動剛度模擬件設計與制造。本實施例中的模擬真實助力器動剛度模擬件，已成功應用于飛機垂尾抖振動態疲勞試驗，使用效果良好，大幅降低了試驗成本，提高了試驗效率。
[0047]作為動剛度模擬件的一種實施例，如圖2a、圖2b所示，動剛度模擬件I包括一個U形單元。本實施例具有結構簡單、易于制作的優點。
[0048]作為本實施例的優選方案，如圖1-10所示，U形單元的側壁也就是受力端上分別固定有一連接柱11，參見圖2a ;連接柱11與連接件2螺紋連接。下面給出一種具體結構，其中一個連接柱11上具有外螺紋，另一連接柱11具有內螺紋，連接件2 —端具有一螺柱段21，另一端具有用于安裝關節軸承23的安裝孔22，具體參見圖3-6 ;組件還包括一螺紋管3，螺紋管3 —端具有與連接件2的螺柱段21配合的第一內螺紋31，螺紋管3另一端具有與連接柱11配合的第二內螺紋32 ;設在螺紋管3內的第一內螺紋31與第二內螺紋32旋向相反，具體參見圖9、圖10，需要調節助力器動剛度模擬組件的整體長度時，旋轉螺紋管3即可；另一連接柱11的內螺紋與另一連接件2的螺柱段21配合，最終通過旋在該連接件2螺柱段21上的鎖緊螺母4進行鎖緊，這種可拆卸連接結構在調整翼面位置時，僅需要旋轉螺紋管3即可，通過調整助力器動剛度模擬組件的整體長度實現翼面位置的調整，調整到位后使用鎖緊螺母4緊固，防止滑動，操作方便；并且在更換動剛度模擬件I時，松開鎖緊螺母4，即可將動剛度模擬件3另一端的連接柱11與連接件2分離，也方便更換。
[0049]作為動剛度模擬件的另一實施例，如圖11所示，動剛度模擬件包括至少兩個U形單元12 ;相鄰兩U形單元12之間彼此靠近的側壁通過一頂壁13固定連接。頂壁13的具體形狀以及U形單元上與頂壁13兩端連接的位置均不限，比如，頂壁13為一直板，則該直板兩端可以均連接在相鄰兩U形單元側壁的開口處、也可以均連接在相鄰兩U形單元側壁的中部、還可以均連接在相鄰兩U形單元側壁的彎折處；此外頂壁13還可以為弧形等曲線形。
[0050]作為本實施例的優選方案，如圖12所示，頂壁13兩端分別連接相鄰兩U形單元12的開口處；每個頂壁13與兩側臨近的U形單元其中一個側壁形成一個附加U形單元14 ;附加U形單元14的開口方向與U形單元12的開口方向相反。本實施例中多個U形單元12與附加U形單元14間隔排列呈波浪形，相對于單個U形單元構成的動剛度模擬件彈性更好。
[0051]最后應說明的是:以上各實施例僅用以說明本發明的技術方案，而非對其限制；盡管參照前述各實施例對本發明進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理解:其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分或者全部技術特征進行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本發明各實施例技術方案的范圍。
【權利要求】
1.一種助力器動剛度模擬組件，其特征在于: 包括一在外力作用下能產生彈性變形的動剛度模擬件和兩連接件； 兩所述連接件各自一端分別與所述動剛度模擬件的兩受力端可拆卸連接； 兩所述連接件各自另一端分別用于轉動連接臺架支持裝置和飛機翼面試驗件搖臂。
2.根據權利要求1所述的助力器動剛度模擬組件，其特征在于: 所述動剛度模擬件包括一個U形單元、V形單元、N形單元、W單元和/或橫置的S形單J Li ο
3.根據權利要求2所述的助力器動剛度模擬組件，其特征在于: 所述U形單元的側壁上分別固定有連接柱； 所述連接柱與所述連接件螺紋連接。
4.根據權利要求3所述的助力器動剛度模擬組件，其特征在于: 其中一個所述連接柱具有外螺紋，另一所述連接柱具有內螺紋； 所述連接件的一端具有一螺柱段，另一端具有關節軸承安裝孔； 所述助力器動剛度模擬組件還包括一螺紋管； 所述螺紋管一端具有與所述連接件的螺柱段配合的內螺紋； 所述螺紋管另一端具有與所述連接柱上外螺紋配合的內螺紋； 設在所述螺紋管內的上述兩內螺紋旋向相反。
5.根據權利要求4所述的助力器動剛度模擬組件，其特征在于: 與具有內螺紋的所述連接柱連接的所述連接件上具有一用于固定該連接柱的鎖緊螺母。
6.根據權利要求1所述的助力器動剛度模擬組件，其特征在于: 所述動剛度模擬件包括至少兩個U形單元； 相鄰兩所述U形單元之間彼此靠近的側壁通過一頂壁固定連接。
7.根據權利要求6所述的助力器動剛度模擬組件，其特征在于: 所述頂壁兩端分別連接相鄰兩所述U形單元的開口處； 每個所述頂壁與兩側臨近的所述U形單元其中一個側壁形成一個附加U形單元； 所述附加U形單元的開口方向與所述U形單元的開口方向相反。
【文檔編號】G01M7/02GK104034497SQ201410171540
【公開日】2014年9月10日 申請日期:2014年4月25日 優先權日:2014年4月25日
【發明者】路波, 金偉, 余立, 周世俊, 郭洪濤, 陳園方, 閆昱, 呂彬彬, 寇西平, 楊曉娟 申請人:中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所, 成都飛機設計研究所