Устройство для испытаний закрылка самолета

 

Использование изобретения: для испытаний закрылка самолета, в частности для обеспечения более полного воспроизведения эксплуатационных нагрузок за счет создания вибрационного воздействия на испытываемый закрылок с одновременным снижением влияния этого воздействия на статическую составляющую нагрузки и одновременным обеспечением возможности изменения направления вектора статической результирующей аэродинамической нагрузки в зависимости от режима испытаний. Сущность изобретения: устройство для испытаний снабжено вибрационным возбудителем, взаимодействующим с испытываемым закрылком, связанным с программно-временным управляющим устройством. При этом упругие элементы выполнены в виде овально изогнутых пластин и жестко соединены с опорой и с испытываемым закрылком. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к испытательному оборудованию и предназначено для ресурсных испытаний закрылка самолета. Изобретение может быть также использовано для испытаний предкрылков и других выдвигаемых и отклоняемых элементов механизации крыла самолета.

Известно устройство для испытания на выносливость элементов конструкции летательного аппарата (см. авт. свид. СССР N 576821, кл. G 01 M 5/00, 1975 г), содержащее механизм статической нагрузки, включающий установленный на основании эксцентриковый механизм, каждый эксцентрик которого контактирует с соответствующим подпружиненным штоком, который через шарнирно соединенную с ним накладку взаимодействует с нижней стенкой соответствующей гибкой камеры, размещенной в ячейке жесткого корпуса и контактирующей с поверхностью испытываемого элемента конструкции. Это устройство не позволяет достаточно полно приблизить условия испытаний к эксплуатационным, т.к. отсутствует возможность изменения направления вектора статической результирующей аэродинамической нагрузки, соответствующего отклоняющемуся закрылку на различных режимах полета из-за того, что гибкая камера, контактирующая с испытываемым элементом, заключена в неподвижный корпус и изменяющаяся по величине нагрузка передается только в вертикальном направлении.

Известно также устройство для испытания на прочность конструкций летательного аппарат (см. авт. свид. СССР N 581787, кл. G 01 M 5/00, 1976 г) содержащее механизм статической нагрузки, включающий состоящую из шарнирно соединенных между собой секций опорную раму и соединенные с источником давления упругие камеры, контактирующие с испытываемой конструкцией. При этом секции рамы соединены с основанием при помощи регулируемых тяг.

Это устройство обеспечивает требуемую величину статической нагрузки на испытываемую конструкцию за счет создания необходимого давления рабочей среды в упругих камерах, контактирующих с ней, а направление вектора статической нагрузки по нормали к испытываемой поверхности за счет перемещения секций опорной рамы с помощью регулируемых тяг перед испытаниями. Однако при проведении ресурсных испытаний известное устройство не может обеспечить изменение направления вектора статической результирующей аэродинамической нагрузки на испытываемый закрылок на различных режимах полета из-за отсутствия механизма отслеживания направления вектора. Кроме того, это устройство, также как и устройство, описанное в авт. свид. СССР N 576821, не обеспечивает достаточно полного воспроизведения условий ресурсных испытаний в сравнении с эксплуатационными, так как в процессе испытаний необходимо обеспечить имитацию, возникающих при эксплуатации колебаний конструкции, но при этом максимально снизить из влияние на работу механизма статической нагрузки.

Задачей предлагаемого изобретения является приближение условий испытаний к эксплуатационным за счет обеспечения более полного воспроизведения эксплуатационных нагрузок, а именно за счет воспроизведения вибрационного воздействия на испытываемый закрылок с одновременным снижением влияния этого воздействия на статическую составляющую нагрузку, а также обеспечение возможности изменения направления вектора статической результирующей аэродинамической нагрузки в зависимости от режима испытаний.

Поставленная задача обеспечивается тем, что устройство для испытаний закрылка самолета, содержащее механизм статической нагрузки, включающий установленные на основании силовые гидроцилиндры, кинематически связанные с опорой с размещенными на ней упругими элементами, контактирующими с испытываемым закрылком, и связанные с программно-временным управляющим устройством (ПВУУ), согласно изобретению, снабжено вибрационным возбудителем, взаимодействующим с испытываемым закрылком и управляемым ПВУУ, а упругие элементы выполнены в виде овально изогнутых пластин и жестко соединены с опорой, на которой они размещены, и с испытываемым закрылком.

Таким образом, введение вибровозбудителя, взаимодействующего с испытываемым закрылком, управляемого ПВУУ и действующего независимо от механизма статической нагрузки, обеспечена возможность имитации комплексной нагрузки, воздействующий на отклоняющийся закрылок. При этом взаимное влияние составляющих нагрузки максимально снижено, так как статическая нагрузка передается через овально изогнутые пластины заданной упругости, жестко связанные с испытываемым закрылком, а вибрационная составляющая поглощается благодаря различию частоты колебаний закрылка и частоты собственных колебаний изогнутых пластин. Заданная жесткость пластин в вертикальном направлении позволяет им прогибаться под действием статической составляющей нагрузки до расчетного предела, сохраняя при этом упругость для поглощения вибрационной составляющей нагрузки, действующей в том же направлении. Причем, так как пластины имеют овальную форму, их жесткость в продольном и поперечном направлениях во много раз превышает жесткость в вертикальном направлении. Поэтому деформация пластины в продольном и поперечном направлениях в диапазоне прикладываемых усилий практически исключена. В результате, вектор статической результирующей аэродинамической нагрузки может быть направлен не только по нормали, но и под различными углами к плоскости испытываемого закрылка в зависимости от режима испытаний.

На фиг. 1 показана кинематическая схема устройства с механизмом статической нагрузки и вибровозбудителем; на фиг. 2 упругая овально-изогнутая пластина с крепежно-фиксирующими отверстиями в изометрии.

Устройство для испытаний закрылка самолета содержит установленные на основании 1 (фиг. 1) приводной гидроцилиндр 2, стойку 3, шарнирно соединенную с гидроцилиндром 2. Со стойкой 3 шарнирно соединены силовой гидроцилиндр 4 и рычаг 5, концы которого соединены с гидроцилиндром 4 и тензодинамометром 6, на котором установлен датчик положения 7. Выходное звено 8 датчика 7 через промежуточное звено 9 шарнирно соединено с балкой 10 с жестко закрепленными на ней упругими овально изогнутыми пластинами 11 (фиг. 2), которые жестко соединены с испытываемым закрылком 12 (фиг. 1). Кроме того, на закрылке 12 закреплен вибровозбудитель 13. Приводной гидроцилиндр 2, силовой гидроцилиндр 4, тензодинамометр 6, датчик положения 7 и вибровозбудитель 13 соединены с программно-временным управляющим устройством (ПВУУ) 14.

Устройство работает следующим образом.

Закрылок 12 (фиг. 1) приводят в движение от штатной системы управления через ПВУУ 14. В результате этого закрылок 12 движется по расчетной траектории. Одновременно включаются работающие в программно-следящем режиме приводной гидроцилиндр 2 и загрузочный гидроцилиндр 4. Шток гидроцилиндра 2 перемещается, поворачивая стойку 3, рычаг 5 и загрузочный гидроцилиндр 4 до тех пор, пока тензодинамометр 6 не займет заданное положение, которое определяется уровнем сигнала, поступающего от датчика положения 7 в ПВУУ 14. В любом положении ось тензодинамометра 6 совпадает с направлением действия вектора статической результирующей аэродинамической нагрузки, создаваемой с помощью загрузочного гидроцилиндра 4 и передаваемой на закрылок 12 через рычаг 5, тензодинамометр 6, балку 10 и упругие пластины 11. Величина действующей силы определяется уровнем сигнала, поступающего от тензодинамометра 6 в ПВУУ 14.

Таким образом создается статическая составляющая нагрузки.

С началом движения закрылка 12 через ПВУУ 14 включается работающий в программно-следящем режиме вибровозбудитель 13, который передает собственные колебания на закрылок 12. В результате этого закрылок 12 одновременно находится под воздействием управляемых статической и вибрационной нагрузок. При этом жесткость упругих пластин 11 подобрана таким образом, что вибрационная составляющая нагрузки максимально поглощается ими и практически не передается на балку 10 и тензодинамометр 6, снижая возможность возникновения колебаний в последнем до минимума, в результате чего снижается до минимума искажение сигнала, поступающего в ПВУУ 14 с тензодинамометра 6, и величина статической нагрузки поддерживается в заданных пределах.

Таким образом обеспечивается более полное, по сравнению с известными устройствами, воспроизведение эксплуатационных нагрузок на испытываемый закрылок, а именно одновременно воспроизведение статической и вибрационной нагрузок с максимальным исключением влияния вибрационной составляющей на работу механизма статической нагрузки, а также обеспечивается возможность изменения направления вектора статической результирующей аэродинамической нагрузки в зависимости от ежима ресурсных испытаний.

Формула изобретения

Устройство для испытаний закрылка самолета, содержащее механизм статической нагрузки, включающий установленные на основании силовые гидроцилиндры, кинематически связанные с опорой, с размещенными на ней упругими элементами, контактирующий с испытуемым закрылком, отличающееся тем, что оно снабжено вибрационным возбудителем, взаимодействующим с испытуемым закрылком и связанным с программно-временным управляющим устройством, а упругие элементы выполнены в виде овально изогнутых пластин и жестко соединены с опорой, на которой они размещены, и с испытуемым закрылком.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2