[发明专利]飞行器液压管路系统地面模拟试验装置及实验方法

说明书

本发明涉及航空液压管路系统振动试验技术领域，提出一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置及实验方法，该飞行器液压管路系统地面模拟试验装置包括：模拟器件、液压管路、振动组件以及液压源。模拟器件用于模拟支撑所述液压管路的飞行器部件；液压管路固定连接于所述模拟器件；振动组件连接于所述模拟器件，用于向所述模拟器件施加振动激励；液压源用于向所述液压管路输入预设参数的液压脉动。本公开能够在地面模拟飞行器自身振动以及液压管道中液压脉动对液压管道自身振动状态以及应变的影响。

技术领域

本发明涉及航空液压管路系统振动试验技术领域，尤其涉及一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置及实验方法。

背景技术

飞行器液压管路的结构特点和服役环境均非常特殊。飞行器液压管路具“安装空间受限”、“弱支承”的特点。飞行器液压管路的敷设布置是在已有的机体结构上展开的，此时会受到航空结构完整性或未预留安装空间等多种因素的限制，所以实际工程中航空管路需要做弯曲处理或者卡箍有时无法布置在理论最优位置，即“安装空间受限”。此外，飞行器液压管路还具有“弱支承”的特点，所谓“弱支承”是指管路所安装的机体结构、连接卡箍等的支承刚度较弱，这些结构不同于全约束，对管路的支承刚度较弱。弱支承主要体现在：一方面轻量化飞机机体多为薄壁壳体结构(如机匣、肋框结构等)、卡箍及辅助支架结构等。

另一方面，飞机服役过程中机体结构还不可避免地发生变形或振动位移(大展弦比机翼的变形量更大)，造成管路系统的支承刚度受到进一步削弱。航空管路系统的这种“位置受限”和“弱支承刚度”的特性，会使得原本设计方案下的管路系统的动力学特性会发生非预期的变化。不但影响航空管路系统的固定和调频效果，也会引起管路-卡箍的应力状态变化，易引发管路系统的共振失效和削弱整个管路系统的动态品质。因此，需要提供一种实验装置对飞行器液压管路的震动特性和应力特性进行模拟试验。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置及实验方法，以对飞行器液压管道的振动特性、应力特性进行准确的试验分析。

本发明的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本发明的实践而习得。

根据本公开的一方面，提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置，该飞行器液压管路系统地面模拟试验装置包括：模拟器件、液压管路、振动组件、液压源。模拟器件用于模拟支撑所述液压管路的飞行器部件；液压管路固定连接于所述模拟器件；振动组件连接于所述模拟器件，用于向所述模拟器件施加振动激励；液压源用于向所述液压管路输入预设参数的液压脉动。

在本公开的一种示例性实施例中，所述液压管路为拦阻钩液压管路，所述拦阻钩液压管路固定于所述飞行器的发动机外筒、以及多个机腹肋梁，所述模拟器件包括支撑台、圆桶结构、多个肋板结构。圆桶结构固定连接于所述支撑台，用于模拟所述飞行器的发动机外筒；多个肋板结构连接于所述支撑台，用于模拟所述飞行器的机腹肋梁。

在本公开的一种示例性实施例中，所述拦阻钩液压管路通过卡箍固定连接于多个所述肋板结构上。

在本公开的一种示例性实施例中，所述拦阻钩液压管路通过卡箍通过卡箍固定连接于所述圆桶结构上。

在本公开的一种示例性实施例中，所述振动组件包括激振器、振动台。激振器固定于所述肋板结构上，用于向所述肋板结构施加振动激励；振动台与所述圆桶结构固定连接，用于向所述圆桶结构施加振动激励。

在本公开的一种示例性实施例中，所述支撑台上设置有沿所述拦阻钩液压管路延伸方向延伸的滑槽，所述肋板结构滑动连接于所述滑槽内。