一种疲劳试验装置及其方法与流程

本申请属于飞机后机身结构疲劳试验技术领域，具体涉及一种疲劳试验装置及其方法。

背景技术：

当前在进行飞机疲劳试验时，多忽略飞机结构飞行时的动特性，不能真实模拟飞机结构在飞行时的载荷环境，致使试验结构与实际存在偏差。

飞机后机身结构包括发动机机框、两相对的垂尾，在飞机飞行过程中受载复杂，其中，发动机机框在飞机飞行时承受发动机引起的振动载荷，垂尾承受流经其表面气流产生涡流的振动载荷，以及承受气动载荷。

在对飞机后机身结构进行疲劳试验时，如何准确模拟其在飞机飞行时的受载状态对获得准确的试验结果具有重要意义，当前，在进行飞机后机身结构疲劳试验时，缺少准确模拟飞机后机身结构于飞机飞行状态下受载状态的有效手段，难以获得有效的试验结果。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现要素：

本申请的目的是提供一种疲劳试验装置及其方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种疲劳试验装置，包括：

两个垂尾振动载荷加载装置，每个垂尾振动载荷加载装置用以对应连接至飞机后机身结构的一个垂尾，为对应的垂尾施加振动载荷；

两个垂尾气动载荷加载装置，每个垂尾气动载荷加载装置用以对应连接至飞机后机身结构的一个垂尾，为对应的垂尾施加气动载荷；

发动机机框振动载荷加载装置，用以连接至飞机后机身结构的发动机机框，为发动机机框施加振动载荷。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾振动载荷加载装置包括：

垂尾激振器；

垂尾激振杆，一端与垂尾激振器连接，另一端用以连接至对应的垂尾。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾振动载荷加载装置中，垂尾激振器与垂尾激振杆通过球铰连接。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾振动载荷加载装置还包括：

垂尾振动载荷加载接头，在垂尾激振杆上设置，其上具有垂尾振动载荷加载卡口；垂尾振动载荷加载卡口用以卡在对应垂尾的边缘。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾气动载荷加载装置包括：

垂尾气动载荷加载接头，具有垂尾气动载荷加载卡口；垂尾气动载荷加载卡口用以卡在对应垂尾的边缘；

两个垂尾气动载荷加载气圈，在垂尾气动载荷加载卡口内设置，分布在对应垂尾两侧，以能够在对应垂尾两侧施加预定压力。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾气动载荷加载装置还包括：

两个气泵，每个气泵对应与一个垂尾气动加载气圈通过管道连接。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，垂尾气动载荷加载控制器，与各个气泵连接，以能够同步控制各个气泵向对应的垂尾气动载荷加载气圈充入气体。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，发动机机框振动载荷加载装置包括：

两个发动机机框激振器；

两根发动机机框激振杆，每根发动机机框激振杆一端对应与一个发动机机框激振器连接，另一端用以连接至发动机机框。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，每个发动机机框激振器与对应的发动机机框激振杆通过球铰连接。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，还包括：

振动载荷加载控制器，与两个垂尾振动载荷加载装置、发动机机框振动载荷加载装置连接，以能够同步控制两个垂尾振动载荷加载装置、发动机机框振动载荷加载装置施加振动载荷。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，还包括：

加载框架，其上设置两个垂尾振动载荷加载装置、两个垂尾气动载荷加载装置、发动机机框振动载荷加载装置。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，还包括：

两个移动座，在加载框架上设置，能够在加载框架上滑动、转动；每个垂尾振动载荷加载装置对应在一个移动座上设置，从而能够跟随对应的移动座滑动、转动，以调节在展向、航向、垂向上的位置以及俯仰角度。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，还包括：

移动控制器，与两个移动座连接，以能够同步控制两个移动座滑动、转动。

根据本申请的至少一个实施例，上述的疲劳试验装置中，移动台，能够移动，用以与飞机后机身结构连接，以将飞机后机身结构移动至预定位置。

另一方面提供一种疲劳试验方法，基于任一上述的疲劳试验装置实施，包括：

连接飞机后机身结构至移动台；

移动移动台至预定位置；

每个垂尾振动载荷加载卡口对应卡在一个垂尾边缘；每个垂尾气动载荷加载卡口对应卡在一个垂尾边缘，使每个垂尾气动载荷加载卡口内的两个垂尾气动载荷加载气圈分布在对应垂尾两侧；每根发动机机框激振杆远离对应发动机机框激振器的一端连接至发动机机框；

启动各个垂尾激振器，为对应的垂尾施加振动载荷；启动各个气泵，为对应的垂尾施加气动载荷；启动各个发动机机框激振器，为发动机机框施加振动载荷，进行疲劳试验。

本申请至少存在以下有益技术效果：

一方面提供一种疲劳试验装置，该疲劳试验装置应用于对飞机后机身结构疲劳试验，其通过两个垂尾振动载荷加载装置，为对应的垂尾施加振动载荷，以模拟飞机后机身结构中两个垂尾在飞机飞行过程中所承受的由流经其表面气流产生涡流的振动载荷；通过两个垂尾气动载荷加载装置，为对应的垂尾施加气动载荷，以模拟飞机后机身结构中两个垂尾在飞机飞行过程中承受的气动载荷；通过发动机机框振动载荷加载装置，为发动机机框施加振动载荷，实现对飞机后机身结构振动载荷与气动载荷的联合加载，准确模拟飞机后机身结构在飞机飞行过程中的受载，基于此进行飞机后机身结构的疲劳试验，可获得相对更为有效的试验结果。

另一方面提供一种疲劳试验方法，该疲劳试验方法基于上述疲劳试验装置实施，应用于对飞机后机身结构疲劳试验可获得相对更为有效的试验结果。

附图说明

图1是本申请实施例提供的疲劳试验装置的工作示意图；

图2是本申请实施例提供的疲劳试验装置的局部示意图；

其中：

1-垂尾；2-发动机机框；3-垂尾激振器；4-垂尾激振杆；5-垂尾振动载荷加载接头；6-垂尾气动载荷加载接头；7-垂尾气动载荷加载气圈；8-发动机机框激振器；9-发动机机框激振杆；10-加载框架；11-移动座；12-移动台。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

一方面提供一种疲劳试验装置，包括：

两个垂尾振动载荷加载装置，每个垂尾振动载荷加载装置用以对应连接至飞机后机身结构的一个垂尾1，为对应的垂尾1施加振动载荷；

两个垂尾气动载荷加载装置，每个垂尾气动载荷加载装置用以对应连接至飞机后机身结构的一个垂尾1，为对应的垂尾1施加气动载荷；

发动机机框振动载荷加载装置，用以连接至飞机后机身结构的发动机机框2，为发动机机框2施加振动载荷。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，该疲劳试验装置应用于对飞机后机身结构疲劳试验，其通过两个垂尾振动载荷加载装置，为对应的垂尾1施加振动载荷，以模拟飞机后机身结构中两个垂尾1在飞机飞行过程中所承受的由流经其表面气流产生涡流的振动载荷；通过两个垂尾气动载荷加载装置，为对应的垂尾1施加气动载荷，以模拟飞机后机身结构中两个垂尾1在飞机飞行过程中承受的气动载荷；通过发动机机框振动载荷加载装置，为发动机机框2施加振动载荷，实现对飞机后机身结构振动载荷与气动载荷的联合加载，准确模拟飞机后机身结构在飞机飞行过程中的受载，基于此进行飞机后机身结构的疲劳试验，可获得相对更为有效的试验结果。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员还可以理解的是，在将该疲劳试验装置应用于对飞机后机身结构疲劳试验时，其两个垂尾振动载荷加载装置、两个垂尾气动载荷加载装置、发动机机框振动载荷加载装置在飞机后机身结构的加载位置，可以由相关技术人员根据具体实际通过计算得到或者根据经验选定。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾振动载荷加载装置包括：

垂尾激振器3；

垂尾激振杆4，一端与垂尾激振器3连接，另一端用以连接至对应的垂尾1。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，各个垂尾振动载荷加载装置通过垂尾激振器3产生激振力，通过与垂尾激振器3连接的激振杆4将激振力传递至对应的垂尾1，为对应的垂尾1施加振动载荷。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾振动载荷加载装置中，垂尾激振器3与垂尾激振杆4通过球铰连接，该球铰可以是液压球铰。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，每个垂尾振动载荷加载装置中，设置垂尾激振器3与垂尾激振杆4通过球铰连接，以此使得垂尾激振杆4能够相对于垂尾激振器3发生转动，使得垂尾激振杆4能够自适应垂尾1的变形，始终与对应垂尾表面保持垂直，以此保证对对应垂尾1施加振动载荷的有效性。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾振动载荷加载装置还包括：

垂尾振动载荷加载接头5，在垂尾激振杆4上设置，其上具有垂尾振动载荷加载卡口；垂尾振动载荷加载卡口用以卡在对应垂尾1的边缘。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，每个垂尾振动载荷加载装置通过垂尾振动载荷加载接头5将激振力施加至对应的垂尾1，为对应的垂尾1施加振动载荷，其设计垂尾振动载荷加载接头5通过垂尾振动载荷加载卡口卡在对应垂尾1的边缘，不会对破坏飞机后机身的结构，且便于拆装。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾振动载荷加载接头5整体呈u型。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾气动载荷加载装置包括：

垂尾气动载荷加载接头6，具有垂尾气动载荷加载卡口；垂尾气动载荷加载卡口用以卡在对应垂尾1的边缘；

两个垂尾气动载荷加载气圈7，在垂尾气动载荷加载卡口内设置，分布在对应垂尾1两侧，以能够在对应垂尾1两侧施加预定压力。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，每个垂尾气动载荷加载装置可通过向其两个垂尾气动载荷加载气圈7充入不同压力的气体，使对应垂尾1两侧所承受的压力不同，在对应垂尾1两侧产生预定压差，该预定压差可由相关技术人员在具体实施本申请公开的技术内容时根据具体实际进行确定，使对应垂尾1发生相应变形，从而实现为对应垂尾1施加气动载荷。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，每个垂尾气动载荷加载装置可通过向其两个垂尾气动载荷加载气圈7充入不同压力的气体的形式实现为对应垂尾1施加气动载荷，与对应垂尾1间为柔性接触，不会影响飞机后机身结构的振动特性。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，垂尾气动载荷加载接头6整体呈u型。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，每个垂尾气动载荷加载装置还包括：

两个气泵，每个气泵对应与一个垂尾气动加载气圈7通过管道连接，以向对应垂尾气动加载气圈7充入相应压力的气体。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，垂尾气动载荷加载控制器，与各个气泵连接。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，其设计各个气泵与同一个垂尾气动载荷加载控制器连接，以此能够同步控制各个气泵向对应的垂尾气动载荷加载气圈7充入气体，使各个垂尾气动载荷加载气圈7充入气体协调一致。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，发动机机框振动载荷加载装置包括：

两个发动机机框激振器8；

两根发动机机框激振杆9，每根发动机机框激振杆9一端对应与一个发动机机框激振器8连接，另一端用以连接至发动机机框2。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，发动机机框振动载荷加载装置通过两个发动机机框激振器8产生激振力，通过与该两个发动机机框激振器8连接的两根发动机机框激振杆9将激振力传递至发动机机框2，为发动机机框2施加振动载荷。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，每个发动机机框激振器8与对应的发动机机框激振杆9通过球铰连接，该球铰可以是液压球铰。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，发动机机框振动载荷加载装置中，设置各个发动机机框激振器8与对应的发动机机框激振杆9通过球铰连接，以此使得发动机机框激振杆9能够相对于对应的发动机机框激振器8发生转动，使得发动机机框激振杆9能够发动机机框2的变形，始终与发动机机框2表面保持垂直，以此保证对发动机机框2施加振动载荷的有效性。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，还包括：

振动载荷加载控制器，与两个垂尾振动载荷加载装置、发动机机框振动载荷加载装置连接，以能够同步控制两个垂尾振动载荷加载装置、发动机机框振动载荷加载装置施加振动载荷。

对于上述实施例公开的疲劳试验装置，领域内技术人员可以理解的是，振动载荷加载控制器与两个垂尾振动载荷加载装置、发动机机框振动载荷加载装置连接，具体为振动载荷加载控制器与两个垂尾激振器3、两个发动机机框激振器8连接，即两个垂尾激振器3、两个发动机机框激振器8与同一个振动载荷加载控制器连接，以此能够同步控制两个垂尾激振器3、两个发动机机框激振器8向飞机后机身结构施加相应的振动载荷。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，还包括：

加载框架10，其上设置两个垂尾振动载荷加载装置、两个垂尾气动载荷加载装置、发动机机框振动载荷加载装置，具体为两个垂尾激振器3、两个垂尾气动载荷加载接头6、两个发动机机框激振器8设置在加载框架10上，即加载框架10为两个垂尾激振器3、两个垂尾气动载荷加载接头6、两个发动机机框激振器8提供支撑。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，还包括：

两个移动座11，在加载框架10上设置，能够在加载框架10上滑动、转动；每个垂尾振动载荷加载装置对应在一个移动座11上设置，从而能够跟随对应的移动座11滑动、转动，以调节在展向、航向、垂向上的位置以及俯仰角度，即每个移动座11能够带动对应的垂尾振动载荷加载装置滑动、转动，以调节对应的垂尾振动载荷加载装置在展向、航向、垂向上的位置，以及调节对应的垂尾振动载荷加载装置的俯仰角度。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，还包括：

移动控制器，与两个移动座11连接，即两个移动座11与同一个移动控制器连接，以能够同步控制两个移动座11滑动、转动，实现对两个垂尾振动载荷加载装置在展向、航向、垂向上的位置，以及俯仰角度的同步调节。

在一些可选的实施例中，上述的疲劳试验装置中，移动台12，能够移动，用以与飞机后机身结构连接，以将飞机后机身结构移动至预定位置，具体是将飞机后机身结构移动加载框架10内，以便于每个垂尾振动载荷加载卡口能够卡在对应垂尾1边缘，每个垂尾气动载荷加载卡口能够卡在对应垂尾1边缘，以及每根发动机机框激振杆9远离对应发动机机框激振器8的一端连接至发动机机框2。

另一方面提供一种疲劳试验方法，基于任一上述的疲劳试验装置实施，包括：

连接飞机后机身结构至移动台12；

移动移动台12至预定位置；

每个垂尾振动载荷加载卡口对应卡在一个垂尾边缘；每个垂尾气动载荷加载卡口对应卡在一个垂尾边缘，使每个垂尾气动载荷加载卡口内的两个垂尾气动载荷加载气圈7分布在对应垂尾1两侧；每根发动机机框激振杆9远离对应发动机机框激振器8的一端连接至发动机机框2；

启动各个垂尾激振器3，为对应的垂尾1施加振动载荷；启动各个气泵，为对应的垂尾1施加气动载荷；启动各个发动机机框激振器8，为发动机机框2施加振动载荷，进行疲劳试验。

对于上述实施例公开的疲劳试验方法，领域内技术人员可以理解的是，该疲劳试验方法基于上述疲劳试验装置实施，应用于对飞机后机身结构疲劳试验可获得相对更为有效的试验结果。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。