助力器動(dòng)剛度模擬組件的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種助力器動(dòng)剛度模擬組件，該組件包括一在外力作用下能產(chǎn)生彈性變形的動(dòng)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(dòng)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(zhuǎn)動(dòng)連接臺(tái)架支持裝置和飛行器翼面試驗(yàn)件搖臂。本發(fā)明提供的助力器動(dòng)剛度模擬組件，通過(guò)動(dòng)剛度模擬件能夠準(zhǔn)確模擬飛機(jī)真實(shí)助力器的動(dòng)剛度，確保翼面試驗(yàn)件及其支持結(jié)構(gòu)的低階固有振動(dòng)模態(tài)滿足精度要求；通過(guò)動(dòng)剛度模擬件與連接件的可拆卸連接能實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)翼面位置的功能，相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)大大減少了試驗(yàn)設(shè)備，并大幅降低了試驗(yàn)成本，此外，維護(hù)成本較低。
【專利說(shuō)明】助力器動(dòng)剛度模擬組件
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航空翼面結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)技術(shù)，尤其涉及一種助力器動(dòng)剛度模擬組件。
【背景技術(shù)】
[0002]在對(duì)飛機(jī)真實(shí)翼面進(jìn)行翼面動(dòng)態(tài)疲勞(抖振疲勞)試驗(yàn)時(shí)，要獲取翼面結(jié)構(gòu)準(zhǔn)確可靠的動(dòng)態(tài)疲勞壽命與結(jié)構(gòu)破壞模式，首先就需要保證翼面試驗(yàn)件的低階固有振動(dòng)頻率與真實(shí)飛機(jī)翼面的固有振動(dòng)頻率誤差< 5?8% ;若在動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)中使用助力器真件提供翼面的動(dòng)剛度，除了需要使用昂貴的助力器真件之外，在試驗(yàn)中還需配套液壓、伺服控制和供電等外圍設(shè)備；這不僅大幅增加了試驗(yàn)成本，還需要在試驗(yàn)中對(duì)機(jī)電、液壓等設(shè)備進(jìn)行維護(hù)和修復(fù)，也大大增加了設(shè)備的維護(hù)成本。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明提供一種助力器動(dòng)剛度模擬組件，用于克服現(xiàn)有技術(shù)中的缺陷，降低飛機(jī)翼面動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)成本和設(shè)備維護(hù)成本。
[0004]本發(fā)明提供一種助力器動(dòng)剛度模擬組件，包括一在外力作用下能產(chǎn)生彈性變形的動(dòng)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(dòng)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(zhuǎn)動(dòng)連接臺(tái)架支持裝置和飛機(jī)翼面試驗(yàn)件搖臂。
[0007]作為上述方案的一種優(yōu)選方式:
[0008]所述動(dòng)剛度模擬件包括一個(gè)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(jìn)一步地:
[0010]所述U形單元的側(cè)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(jìn)一步地:
[0013]其中一個(gè)所述連接柱具有外螺紋，另一所述連接柱具有內(nèi)螺紋；
[0014]所述連接件的一端具有一螺柱段，另一端具有關(guān)節(jié)軸承安裝孔；
[0015]所述助力器動(dòng)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(nèi)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(nèi)螺紋；
[0018]設(shè)在所述螺紋管內(nèi)的上述兩內(nèi)螺紋旋向相反。
[0019]優(yōu)選地:
[0020]與具有內(nèi)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(yōu)選方式:
[0022]所述動(dòng)剛度模擬件包括至少兩個(gè)U形單元；
[0023]相鄰兩所述U形單元之間彼此靠近的側(cè)壁通過(guò)一頂壁固定連接。
[0024]進(jìn)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(kāi)口處；
[0026]每個(gè)所述頂壁與兩側(cè)臨近的所述U形單元其中一個(gè)側(cè)壁形成一個(gè)附加U形單元；
[0027]所述附加U形單元的開(kāi)口方向與所述U形單元的開(kāi)口方向相反。
[0028]本發(fā)明提供的助力器動(dòng)剛度模擬組件，通過(guò)動(dòng)剛度模擬件能夠準(zhǔn)確模擬飛機(jī)真實(shí)助力器的動(dòng)剛度，確保翼面試驗(yàn)件的低階固有振動(dòng)模態(tài)與真實(shí)翼面模態(tài)相比滿足精度要求；通過(guò)動(dòng)剛度模擬件與連接件的可拆卸連接能實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)翼面位置的功能，相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)大大減少了試驗(yàn)設(shè)備，并大幅降低了試驗(yàn)成本,此外,維護(hù)成本較低。
【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0029]圖1為本發(fā)明實(shí)施例一提供的助力器動(dòng)剛度模擬組件的使用狀態(tài)示意圖；
[0030]圖2a為圖1中動(dòng)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(fā)明實(shí)施例二提供的動(dòng)剛度模擬件的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0041]圖12為本發(fā)明實(shí)施例三提供的動(dòng)剛度模擬件的結(jié)構(gòu)示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0042]如圖1-12所示，本發(fā)明實(shí)施例提供一種助力器動(dòng)剛度模擬組件，包括一在外力作用下能產(chǎn)生彈性變形的動(dòng)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(dòng)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(zhuǎn)動(dòng)連接臺(tái)架支持裝置10和飛機(jī)翼面試驗(yàn)件搖臂20。
[0043]本發(fā)明提供的助力器動(dòng)剛度模擬組件，進(jìn)行模擬試驗(yàn)時(shí)，首先將兩連接件2各自的一端2a分別與動(dòng)剛度模擬件I的兩受力端Ia可拆卸連接，完成助力器動(dòng)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(dòng)剛度模擬件I的拉伸彈性變形方向相同；再將其中一個(gè)連接件2的另一端2b通過(guò)關(guān)節(jié)軸承與臺(tái)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(guò)關(guān)節(jié)軸承23與飛機(jī)翼面試驗(yàn)件的搖臂20懸置端鉸接，上述關(guān)節(jié)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(shí)施例中的動(dòng)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(gè)的組合，還可以是上述兩個(gè)以上U形單元的組合、兩個(gè)以上V形單元的組合、兩個(gè)以上N形單元的組合、兩個(gè)以上W單元的組合或兩個(gè)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(gè)方向上產(chǎn)生與真實(shí)助力器相同的動(dòng)剛度即可，這個(gè)方向在本實(shí)施例中是橫向，即兩連接件2的軸向(X軸方向)，關(guān)節(jié)軸承23的軸向是縱向(Y軸方向)，參見(jiàn)圖1及圖3-6 ;翼面試驗(yàn)件30通過(guò)一轉(zhuǎn)軸40與搖臂20固定連接，轉(zhuǎn)軸40支撐在臺(tái)架支持裝置10上。
[0045]翼面試驗(yàn)件30及其支持結(jié)構(gòu)(包括搖臂20和轉(zhuǎn)軸40)與真實(shí)飛機(jī)都是相同的，試驗(yàn)時(shí)，在翼面試驗(yàn)件30上施加動(dòng)態(tài)載荷譜，模擬翼面試驗(yàn)件30的真實(shí)受載荷情況，考核翼面及其支持結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度，暴露結(jié)構(gòu)疲勞薄弱部位和疲勞損傷關(guān)鍵部位，確定疲勞關(guān)鍵部位的裂紋形成壽命，為確定翼面及其支持結(jié)構(gòu)的疲勞壽命、檢查周期和維修方案提供根據(jù)；助力器動(dòng)剛度模擬組件在該試驗(yàn)中的作用與助力器的作用相同，使得翼面試驗(yàn)件30的低階固有振動(dòng)模態(tài)與飛機(jī)真實(shí)翼面模態(tài)相比滿足精度要求；通過(guò)動(dòng)剛度模擬件與連接件的可拆卸連接能實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)翼面位置的功能，相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)大大減少了試驗(yàn)設(shè)備，并大幅降低了試驗(yàn)成本,此外,維護(hù)成本較低。
[0046]為了保證翼面試驗(yàn)件及其支持結(jié)構(gòu)的低階固有振動(dòng)頻率與真實(shí)飛機(jī)的固有振動(dòng)頻率之間的誤差在要求的范圍內(nèi)，在制作助力器動(dòng)剛度模擬組件設(shè)計(jì)時(shí)，需要通過(guò)多次模擬試驗(yàn)對(duì)動(dòng)剛度模擬件的形狀和厚度進(jìn)行多次修正，動(dòng)剛度模擬件的動(dòng)剛度模擬方法是根據(jù)動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算結(jié)果來(lái)設(shè)計(jì)動(dòng)剛度模擬件的拉伸彈性變形量實(shí)現(xiàn)，比如動(dòng)剛度模擬件具體采用一 U形件，則通過(guò)對(duì)U形部位結(jié)構(gòu)的形狀、厚度等設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化迭代仿真計(jì)算，得到可以模擬真實(shí)助力器不同動(dòng)剛度要求的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)值，完成動(dòng)剛度模擬件設(shè)計(jì)與制造。本實(shí)施例中的模擬真實(shí)助力器動(dòng)剛度模擬件，已成功應(yīng)用于飛機(jī)垂尾抖振動(dòng)態(tài)疲勞試驗(yàn)，使用效果良好，大幅降低了試驗(yàn)成本，提高了試驗(yàn)效率。
[0047]作為動(dòng)剛度模擬件的一種實(shí)施例，如圖2a、圖2b所示，動(dòng)剛度模擬件I包括一個(gè)U形單元。本實(shí)施例具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、易于制作的優(yōu)點(diǎn)。
[0048]作為本實(shí)施例的優(yōu)選方案，如圖1-10所示，U形單元的側(cè)壁也就是受力端上分別固定有一連接柱11，參見(jiàn)圖2a ;連接柱11與連接件2螺紋連接。下面給出一種具體結(jié)構(gòu)，其中一個(gè)連接柱11上具有外螺紋，另一連接柱11具有內(nèi)螺紋，連接件2 —端具有一螺柱段21，另一端具有用于安裝關(guān)節(jié)軸承23的安裝孔22，具體參見(jiàn)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(nèi)螺紋31，螺紋管3另一端具有與連接柱11配合的第二內(nèi)螺紋32 ;設(shè)在螺紋管3內(nèi)的第一內(nèi)螺紋31與第二內(nèi)螺紋32旋向相反，具體參見(jiàn)圖9、圖10，需要調(diào)節(jié)助力器動(dòng)剛度模擬組件的整體長(zhǎng)度時(shí)，旋轉(zhuǎn)螺紋管3即可；另一連接柱11的內(nèi)螺紋與另一連接件2的螺柱段21配合，最終通過(guò)旋在該連接件2螺柱段21上的鎖緊螺母4進(jìn)行鎖緊，這種可拆卸連接結(jié)構(gòu)在調(diào)整翼面位置時(shí)，僅需要旋轉(zhuǎn)螺紋管3即可，通過(guò)調(diào)整助力器動(dòng)剛度模擬組件的整體長(zhǎng)度實(shí)現(xiàn)翼面位置的調(diào)整，調(diào)整到位后使用鎖緊螺母4緊固，防止滑動(dòng)，操作方便；并且在更換動(dòng)剛度模擬件I時(shí)，松開(kāi)鎖緊螺母4，即可將動(dòng)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(dòng)剛度模擬件的另一實(shí)施例，如圖11所示，動(dòng)剛度模擬件包括至少兩個(gè)U形單元12 ;相鄰兩U形單元12之間彼此靠近的側(cè)壁通過(guò)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(cè)壁的開(kāi)口處、也可以均連接在相鄰兩U形單元側(cè)壁的中部、還可以均連接在相鄰兩U形單元側(cè)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(shí)施例的優(yōu)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(kāi)口處；每個(gè)頂壁13與兩側(cè)臨近的U形單元其中一個(gè)側(cè)壁形成一個(gè)附加U形單元14 ;附加U形單元14的開(kāi)口方向與U形單元12的開(kāi)口方向相反。本實(shí)施例中多個(gè)U形單元12與附加U形單元14間隔排列呈波浪形，相對(duì)于單個(gè)U形單元構(gòu)成的動(dòng)剛度模擬件彈性更好。
[0051]最后應(yīng)說(shuō)明的是:以上各實(shí)施例僅用以說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制；盡管參照前述各實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解:其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分或者全部技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的范圍。
【權(quán)利要求】
1.一種助力器動(dòng)剛度模擬組件，其特征在于: 包括一在外力作用下能產(chǎn)生彈性變形的動(dòng)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(dòng)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(zhuǎn)動(dòng)連接臺(tái)架支持裝置和飛機(jī)翼面試驗(yàn)件搖臂。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的助力器動(dòng)剛度模擬組件，其特征在于: 所述動(dòng)剛度模擬件包括一個(gè)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(jù)權(quán)利要求2所述的助力器動(dòng)剛度模擬組件，其特征在于: 所述U形單元的側(cè)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(jù)權(quán)利要求3所述的助力器動(dòng)剛度模擬組件，其特征在于: 其中一個(gè)所述連接柱具有外螺紋，另一所述連接柱具有內(nèi)螺紋； 所述連接件的一端具有一螺柱段，另一端具有關(guān)節(jié)軸承安裝孔； 所述助力器動(dòng)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(nèi)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(nèi)螺紋； 設(shè)在所述螺紋管內(nèi)的上述兩內(nèi)螺紋旋向相反。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的助力器動(dòng)剛度模擬組件，其特征在于: 與具有內(nèi)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(jù)權(quán)利要求1所述的助力器動(dòng)剛度模擬組件，其特征在于: 所述動(dòng)剛度模擬件包括至少兩個(gè)U形單元； 相鄰兩所述U形單元之間彼此靠近的側(cè)壁通過(guò)一頂壁固定連接。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的助力器動(dòng)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(kāi)口處； 每個(gè)所述頂壁與兩側(cè)臨近的所述U形單元其中一個(gè)側(cè)壁形成一個(gè)附加U形單元； 所述附加U形單元的開(kāi)口方向與所述U形單元的開(kāi)口方向相反。
【文檔編號(hào)】G01M7/02GK104034497SQ201410171540
【公開(kāi)日】2014年9月10日 申請(qǐng)日期:2014年4月25日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月25日
【發(fā)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(qǐng)人:中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所, 成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所