一种全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置的制作方法

1.本技术属于飞机疲劳试验设计领域，特别涉及一种全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置。


背景技术：

2.全尺寸飞机疲劳试验往往需要运行7-10年时间，试验机将接受2-3倍寿命疲劳试验载荷考核。长时间交变载荷下，试验机损伤、加载设备故障、支持设备损坏等因素都会带来飞机不可预期的较大变形，不及时停止疲劳载荷加载设备的话可能带来试验机的非预期破坏、参试人员伤害、试验设施损坏等不可估量的损失。在长达数年的运行时间里，如何预防发生突发性不可预期的较大变形带来灾难性后果，保障全尺寸飞机疲劳试验安全、可靠开展是亟待解决的问题。


技术实现要素：

3.为了解决上述技术问题，本技术提供了一种全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置，若试验运行中发生突发性不可预期的较大变形，能够及时停止试验，保障试验机及人员的安全。
4.本技术提供的全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置，包括多个限位保护单元，每个所述限位保护单元一端固定，另一端连接在机身上，用于在航向及侧向对飞机移动进行限位，各所述限位保护单元包括液压作动筒、限位套筒以及测力传感器，限位套筒固定在液压作动筒的活塞杆上，限位套筒的一端与液压作动筒之间预留设定距离的回收行程，限位套筒的另一端连接测力传感器，测力传感器的末端连接有与飞机对接的接头，所述测力传感器连接有全机疲劳试验控制系统，用于在所测载荷超过设定值时，通过全机疲劳试验控制系统对疲劳试验机进行卸压保护。
5.优选的是，所述限位保护单元包括前起落架航向限位保护装置、左机翼航向限位保护装置、右机翼航向限位保护装置、机头左侧限位保护装置、机头右侧限位保护装置、后机身左侧限位保护装置以及后机身右侧限位保护装置，其中，前起落架航向限位保护装置沿航向方向自前向后顶在飞机起落架上，左机翼航向限位保护装置与右机翼航向限位保护装置沿航向方向自后向前顶在飞机起落架上，机头左侧限位保护装置与机头右侧限位保护装置沿与航向方向垂直的侧向方向自外向内顶在飞机机头处，后机身左侧限位保护装置与后机身右侧限位保护装置沿所述侧向方向自外向内顶在飞机后机身处。
6.优选的是，所述前起落架限位保护装置预留的回收行程s1为飞机前起落架最大航向向前变形的1.2-1.5倍。
7.优选的是，所述左机翼航向限位保护装置与右机翼航向限位保护装置预留的回收行程s2相同，均为飞机机翼最大航向向后变形的1.2-1.5倍。
8.优选的是，所述机头左侧限位保护装置与机头右侧限位保护装置预留的回收行程s3相同，均为飞机机头最大侧向变形的1.2-1.5倍。
9.优选的是，所述后机身左侧限位保护装置与后机身右侧限位保护装置预留的回收行程s4相同，均为飞机后机身最大侧向变形的1.2-1.5倍。
10.本技术实现了飞机保护装置与加载装置的有机组合，保障了全尺寸飞机疲劳试验安全、可靠开展，具有重要的工程应用价值。
附图说明
11.图1是本技术全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置的一优选实施方式的整体结构示意图。
12.图2是各限位保护单元结构示意图。
13.其中，1-前起落架航向限位保护装置，2-左机翼航向限位保护装置，3-右机翼航向限位保护装置，4-机头左侧限位保护装置，5-机头右侧限位保护装置，6-后机身左侧限位保护装置，7-及后机身右侧限位保护装置，8-液压作动筒，9-活塞杆，10-限位套筒，11-测力传感器，12-接头。
具体实施方式
14.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
15.本技术提供了一种全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置，如图1及图2所示，主要包括多个限位保护单元，每个所述限位保护单元一端固定，另一端连接在机身上，用于在航向及侧向对飞机移动进行限位，各所述限位保护单元包括液压作动筒8、限位套筒10以及测力传感器11，限位套筒10固定在液压作动筒8的活塞杆9上，限位套筒10的一端与液压作动筒8之间预留设定距离的回收行程，限位套筒10的另一端连接测力传感器11，测力传感器11的末端连接有与飞机对接的接头12，所述测力传感器11连接有全机疲劳试验控制系统，用于在所测载荷超过设定值时，通过全机疲劳试验控制系统对疲劳试验机进行卸压保护。
16.本技术通过在液压作动筒活塞杆上安装限位套筒将液压作动筒回收行程限制在某一范围，若飞机变形超过回收行程限制范围，则引起传感器受压、控制系统超设定值后卸压保护，停止试验，防止飞机发生更大的位移变形或姿态发生更大的偏移。
17.在一些可选实施方式中，所述限位保护单元包括前起落架航向限位保护装置1、左机翼航向限位保护装置2、右机翼航向限位保护装置3、机头左侧限位保护装置4、机头右侧限位保护装置5、后机身左侧限位保护装置6以及后机身右侧限位保护装置7，其中，前起落架航向限位保护装置1沿航向方向自前向后顶在飞机起落架上，左机翼航向限位保护装置2与右机翼航向限位保护装置3沿航向方向自后向前顶在飞机起落架上，机头左侧限位保护装置4与机头右侧限位保护装置5沿与航向方向垂直的侧向方向自外向内顶在飞机机头处，
后机身左侧限位保护装置6与后机身右侧限位保护装置7沿所述侧向方向自外向内顶在飞机后机身处。
18.在一些可选实施方式中，所述前起落架限位保护装置1预留的回收行程s1为飞机前起落架最大航向向前变形的1.2-1.5倍。
19.在一些可选实施方式中，所述左机翼航向限位保护装置2与右机翼航向限位保护装置3预留的回收行程s2相同，均为飞机机翼最大航向向后变形的1.2-1.5倍。
20.上述两个实施例的三个限位保护单位相互配合使用，若飞机航向向前变形大于s1则控制系统超下限卸压保护，飞机航向向后变形大于s2则控制系统超下限卸压保护。
21.在一些可选实施方式中，所述机头左侧限位保护装置4与机头右侧限位保护装置5预留的回收行程s3相同，均为飞机机头最大侧向变形的1.2-1.5倍。
22.上述实施例的两个限位保护单位相互配合使用，若飞机机头侧向向向左变形大于s3，机头左侧测力传感器受压，控制系统超限卸压保护；若飞机机头侧向向向右变形大于s3，机头右侧测力传感器受压，控制系统超限卸压保护。
23.在一些可选实施方式中，所述后机身左侧限位保护装置6与后机身右侧限位保护装置7预留的回收行程s4相同，均为飞机后机身最大侧向变形的1.2-1.5倍。
24.上述实施例的两个限位保护单位相互配合使用，若飞机后机身侧向向向左变形大于s4，后机身左侧测力传感器受压，控制系统超限卸压保护；若飞机后机身侧向向向右变形大于s4，后机身右侧测力传感器受压，控制系统超限卸压保护。
25.上述实施例中，s1-s4均大于飞机指定方向的变形，通常为预期值的1.2-1.5倍，从而使得飞机航向或侧向发生了非预期较大变形后，能够及时对疲劳载荷施加设备进行卸压停止，保障飞机及人员安全。
26.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置，用于对长时间进行全尺寸飞机疲劳试验的飞机进行保护，其特征在于，包括多个限位保护单元，每个所述限位保护单元一端固定，另一端连接在机身上，用于在航向及侧向对飞机移动进行限位，各所述限位保护单元包括液压作动筒(8)、限位套筒(10)以及测力传感器(11)，限位套筒(10)固定在液压作动筒(8)的活塞杆(9)上，限位套筒(10)的一端与液压作动筒(8)之间预留设定距离的回收行程，限位套筒(10)的另一端连接测力传感器(11)，测力传感器(11)的末端连接有与飞机对接的接头(12)，所述测力传感器(11)连接有全机疲劳试验控制系统，用于在所测载荷超过设定值时，通过全机疲劳试验控制系统对疲劳试验机进行卸压保护。2.如权利要求1所述的全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置，其特征在于，所述限位保护单元包括前起落架航向限位保护装置(1)、左机翼航向限位保护装置(2)、右机翼航向限位保护装置(3)、机头左侧限位保护装置(4)、机头右侧限位保护装置(5)、后机身左侧限位保护装置(6)以及后机身右侧限位保护装置(7)，其中，前起落架航向限位保护装置(1)沿航向方向自前向后顶在飞机起落架上，左机翼航向限位保护装置(2)与右机翼航向限位保护装置(3)沿航向方向自后向前顶在飞机起落架上，机头左侧限位保护装置(4)与机头右侧限位保护装置(5)沿与航向方向垂直的侧向方向自外向内顶在飞机机头处，后机身左侧限位保护装置(6)与后机身右侧限位保护装置(7)沿所述侧向方向自外向内顶在飞机后机身处。3.如权利要求2所述的全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置，其特征在于，所述前起落架限位保护装置(1)预留的回收行程s1为飞机前起落架最大航向向前变形的1.2-1.5倍。4.如权利要求2所述的全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置，其特征在于，所述左机翼航向限位保护装置(2)与右机翼航向限位保护装置(3)预留的回收行程s2相同，均为飞机机翼最大航向向后变形的1.2-1.5倍。5.如权利要求2所述的全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置，其特征在于，所述机头左侧限位保护装置(4)与机头右侧限位保护装置(5)预留的回收行程s3相同，均为飞机机头最大侧向变形的1.2-1.5倍。6.如权利要求2所述的全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置，其特征在于，所述后机身左侧限位保护装置(6)与后机身右侧限位保护装置(7)预留的回收行程s4相同，均为飞机后机身最大侧向变形的1.2-1.5倍。

技术总结
本申请属于飞机疲劳试验设计领域，特别涉及一种全尺寸飞机疲劳试验水平方向限位保护装置。该装置包括多个限位保护单元，每个限位保护单元一端固定，另一端连接在机身上，用于在航向及侧向对飞机移动进行限位，各限位保护单元包括液压作动筒(8)、限位套筒(10)以及测力传感器(11)，限位套筒(10)固定在液压作动筒(8)的活塞杆(9)上，限位套筒(10)的一端与液压作动筒(8)之间预留设定距离的回收行程，限位套筒(10)的另一端连接测力传感器(11)，测力传感器(11)的末端连接有与飞机对接的接头(12)。本申请实现了飞机保护装置与加载装置的有机组合，保障了全尺寸飞机疲劳试验安全、可靠开展。展。展。


技术研发人员：王孟孟 郑建军 刘冰 马远达 朱亚辉 张宝军
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：2023.03.30
技术公布日：2023/5/16