一种民用飞机适坠性应急断离销落震冲击试验台及试验方法与流程

1.本发明涉及民用飞机适坠性试验设备，特别是一种民用飞机适坠性应急断离销落震冲击试验台及试验方法。


背景技术：

2.当飞机发生迫降等应急工况时，飞机机体结构、座椅系统、逃生装置等应具有保护乘员人身安全并最大程度保障乘员不受致命伤害的特性，即满足民用飞机适坠性设计要求。应急断离设计属于飞机适坠性设计内容之一，通常包括起落架应急断离设计和发动机吊挂的应急断离设计，目的是防止因飞机发生应急坠落导致与油箱连接的系统部件戳穿油箱，造成燃油泄漏及火灾的发生，降低对乘客的二次伤害。
3.应急断离设计主要有连杆等结构件整体断离和连接接头的销轴(断离销、保险销)断离两种，其中断离销(又称保险销)因结构和受力分析简单、设计和制造方便，被各大飞机公司设计并采用。当前，国外已掌握民用飞机应急断离设计，并应用在波音、空客等飞机上，但受技术保密的约束，应急断离技术、试验方法和试验数据难以获取；国内在应急断离研究方面则处于起步探索阶段，主要集中在应急断离动力学仿真、应急断离销的结构设计、仿真和准静态试验研究方面。然而受飞机复杂坠撞工况的影响，应急断离销(保险销)准静态强度无法准确反应其在碰撞过程中动态的载荷响应，亟需采用动态冲击试验验证断离销(保险销)的动态冲击性能，为适坠性应急断离销(保险销)的结构设计、强度校核和断裂失效强度验证提供试验参考。


技术实现要素：

4.本发明所要解决的技术问题是，针对现有落震冲击试验台无法准确测试应急断离销(保险销)冲击破坏载荷(断离载荷)的问题，本发明提供一种民用飞机适坠性应急断离销落震冲击试验台及试验方法，用以验证应急断离销(保险销)的断离失效载荷和形式，为应急断离销(保险销)的结构设计、强度校核和断裂失效形式研究提供试验参考。
5.为解决上述技术问题，本发明采用了如下技术方案：
6.一种民用飞机适坠性应急断离销落震冲击试验台，包括主体型架，所述主体型架的顶部安装升降装置，底部设置落震撞击平台；
7.所述升降装置的下方通过锁机构安装落震冲击吊台，所述落震冲击吊台的下面经冲击夹具安装断离销，且所述断离销位于所述落震撞击平台的正上方；所述落震冲击吊台上配置有配重块；
8.所述落震撞击平台上安装动态力传感器，所述落震冲击吊台上安装速度传感器。
9.本发明使用时，将被测试的断离销(保险销)及其冲击夹具安装至落震冲击吊台上，通过调节落震冲击吊台的配重块质量及提升高度，然后静止释放，模拟断离销(保险销)坠落前承受的当量质量和坠落速度；同时，将可以采集冲击载荷数据的动态力传感器安装至落震撞击平台上，以获得高速冲击条件下断离销(保险销)准确的冲击载荷变化，并得到
断离销(保险销)失效破坏后的失效模式，在落震冲击吊台上安装速度传感器，以准确获得断离销的坠撞速度。
10.优选地，所述主体型架的两侧分别设置导轨，所述落震冲击吊台的两端分别安装滑轮，且所述落震冲击吊台经所述滑轮滑动安装在所述导轨上。
11.为防止落震冲击装置跌落至落震冲击平台与主体型架上造成破坏，所述主体型架的下部设置限位块，且所述限位块位于所述落震冲击装置的冲击行程终点。
12.优选地，所述落震冲击吊台上安装具有较好减震吸能作用的减震装置，减震装置在断离销(保险销)完全破坏后开始工作，保护整个试验台不发生撞击破坏。
13.优选地，所述减震装置为油气缓冲器或液压缸或气压缸。
14.优选地，所述冲击夹具为单剪结构夹具或双剪结构夹具。所述双剪结构夹具包括上夹具和下夹具，所述上夹具固定在所述落震冲击吊台上，且所述上夹具通过所述断离销铰接所述下夹具。
15.优选地，所述冲击夹具与所述落震撞击平台之间安装拉线位移传感器，所述冲击夹具上安装加速度传感器，所述断离销上安装应变片，所述落震撞击平台的上方安装高速摄像装置，且所述应变片、动态力传感器、位移传感器、速度传感器、加速度传感器分别经高速数据采集卡连接计算机。
16.基于同一发明构思，本发明还提供了一种所述民用飞机适坠性应急断离销落震冲击试验台的试验方法，其包括下列步骤：
17.首先，根据飞机质量分配计算获得断离销承受的重量，并以此为依据在落震冲击装置安装合适的配重；
18.其次，根据断离销实际安装尺寸和装配关系设计冲击夹具，所述冲击夹具需保证验证的断离销符合实际安装工况，并将带有断离销的冲击夹具安装至落震冲击吊台；
19.然后，根据实际应急坠落工况设定飞机下沉速度v，根据自由落体公式中速度和位移的关系：h＝v2/2g求得落震冲击吊台的提升高度h；
20.最后，将落震冲击吊台提升至提升高度h后，解锁锁机构而释放落震冲击吊台进行落震冲击试验，同时获得断离销的断离载荷、坠撞速度、断离时间，在此基础上，判定断离销结构设计是否满足飞机设计的断离销限制载荷、极限载荷和断离载荷要求，验证断离销的失效载荷计算和仿真模型的准确性。
附图说明
21.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
22.图1为本发明断离销(保险销)落震冲击试验台的结构图。
23.图2为双剪结构夹具的立体结构图。
24.图3为信号采集系统的原理结构图。
具体实施方式
25.以下结合具体优选的实施例对本发明作进一步描述，但并不因此而限制本发明的保护范围。
26.为了便于描述，各部件的相对位置关系，如：上、下、左、右等的描述均是根据说明书附图的布图方向来进行描述的，并不对本专利的结构起限定作用。
27.本发明民用飞机适坠性应急断离销落震冲击试验台一实施例包括机械部分和信号采集系统。
28.所述机械部分如图1所示，包括1-主体型架、2-升降装置、3-落震冲击吊台、4-减震装置、5-限位装置、6-落震撞击平台、7-冲击夹具、8-断离销(保险销)、9－滑轮、10－配重、11－锁机构。
29.所述主体型架1采用钢筋混泥土结构或结构钢(q235、q345、45钢等)材料制成，并通过强度校核设计具体尺寸，且主体型架1的两侧分别设置有导轨(图中未示)，以保证落震冲击吊台3沿导轨移动。为了防止落震冲击吊台3跌落至落震撞击平台6，所述主体型架1的下部设置限位装置5，且所述限位装置5位于所述落震冲击吊台3的冲击行程终点，以保障试验人员和试验台的安全。
30.所述升降装置2固定安装在主体型架1的上部，且升降装置2为现有结构，可采用电机驱动的升降装置，也可采用液压驱动的升降装置或纯机械式手动升降装置。
31.所述落震冲击吊台3安装在升降装置2的下方，其提升时，通过锁机构11连接至升降装置2。
32.升降装置2和落震冲击吊台3的两端分别安装滑轮9，且升降装置2和落震冲击吊台3的两端经所述滑轮9滑动安装在所述导轨上，并通过滑轮9在主体型架1的导轨上向上或向下移动。
33.落震冲击吊台3的下面经冲击夹具7安装断离销8，且所述断离销8位于所述落震撞击平台6的正上方。冲击夹具7根据应急断离销8的实际装配关系设计，通常有单剪结构或者双剪结构，本实施例中以双剪结构夹具为例进行说明。如图2所示，本实施例中冲击夹具7包括上夹具71和下夹具72两部分，所述上夹具71通过所述断离销8铰接所述下夹具72，实际装配时，上夹具71、下夹具72和断离销8在落震撞击平台6上完成装配后再将上夹具71通过螺栓连接固定在落震冲击吊台3上。另外，冲击夹具7采用高强钢或工具钢材料制成，硬度不低于60hrc，且冲击夹具7与断离销8接触部位应锐利，无缺损。
34.落震冲击吊台3上安装减震装置4，减震装置4可为具有减震吸能作用的油气缓冲器或液压缸或气压缸。减震装置4在断离销8完全破坏后开始工作，保护落震冲击吊台3在断离销(保险销)8断裂失效后不至于撞击落震撞击平台6，以保障各项试验数据的采集准确可靠。
35.落震冲击吊台3上还配置有配重10，以模拟断离销8断离坠落前承受的当量质量。
36.落震撞击平台6安装于主体型架1的底板上，用于承载整个落震冲击吊台3的冲击。
37.如图3所示，所述信号采集系统包括应变片17、动态力传感器18、拉线位移传感器19、速度传感器12、加速度传感器13、高速摄像装置16、高速数据采集卡14和计算机15。
38.为了获得准确的断离销断离载荷，所述落震撞击平台6的下部支柱上安装动态力传感器18。断离销8承受的断离载荷等于各动态力传感器18测得的载荷之和。由于断离销8
的冲击破坏发生时间极短，动态力传感器18优选采用应变式冲击力传感器。同时，将应变片17贴至断离销8的承载面上，获得断离销8的应变变化，并根据广义胡克定律计算断离销8的应力变化。此外，为了准确获得坠撞速度，在落震冲击吊台3的滑轮9上安装速度传感器12，其中最大的坠撞速度为落震冲击吊塔3与落震撞击平台6接触的一瞬间。在冲击夹具7和落震撞击平台6之间安装拉线位移传感器19，以准确获得断离销8的提升高度。加速度传感器13布置于冲击夹具7上，以获得冲击夹具7的加速度变化，根据牛顿第二定律推算冲击夹具7承受的载荷，以判定冲出夹具7是否发生过载。高速摄像装置16布置于落震撞击平台6上方，实时拍摄断离销8断离全过程，并通过拍摄频率计算断离时间。所述应变片17、动态力传感器18、拉线位移传感器19、速度传感器12、加速度传感器13分别经高速数据采集卡14连接计算机15。
39.本发明试验原理为：将被测试的断离销(保险销)8及其冲击夹具7安装至落震冲击吊台3上，通过增加落震冲击吊台3上的配重10质量及提升高度，模拟断离销(保险销)8坠落前承受的当量质量和坠落速度；同时，将动态力传感器18安装至落震撞击平台6上，以获得高速冲击条件下断离销(保险销)8准确的断离载荷变化，并得到断离销(保险销)8失效破坏后的失效模式。
40.本发明试验方法为：首先，根据飞机载荷分配计算获得断离销(保险销)8承受的当量质量，并以此为依据设定配重10，并将配重10安装至落震冲击吊台3上；其次，根据断离销(保险销)8实际安装尺寸和装配关系设计冲击夹具7，保证验证的断离销(保险销)8符合实际安装工况，并将带有断离销(保险销)8的冲击夹具7安装至落震冲击吊台3上；然后，根据实际应急坠落工况设定飞机下沉速度v，根据自由落体公式中速度和位移的关系及飞机下沉速度v计算落震冲击吊台3的提升高度h＝v2/2g，并通过升降装置2将落震冲击吊台3提升到提升高度h，并解锁锁机构11释放落震冲击吊台3进行落震冲击试验。最后，根据落震冲击试验获得的断离销(保险销)8断离载荷、坠撞速度、断离时间等试验数据，判定断离销(保险销)结构设计是否满足飞机设计的断离销限制载荷、极限载荷和断离载荷要求(断离销的限制载荷、极限载荷和断离载荷要求为本领域技术人员公知)，验证断离销(保险销)的断离失效载荷计算和仿真模型的准确性(断离失效载荷计算和仿真模型的制备都为本领域技术人员公知)。
41.需要说明的是：
42.1、上述提到的断离销承受的极限载荷依据《飞机主起落架强度设计指南》要求，可在主起落架落震试验中获得；或者，根据主起落架地面载荷计算得到；或者根据主起落架应急断离动力学仿真获得。
43.以计算方法获得为例，断离销的极限载荷fu计算如下：
44.fu＝s
×fl
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
45.式中：fu为断离销的极限载荷；f
l
为断离销的限制载荷(已知)；s为安全系数，试航标准中规定该安全系数取1.5。
46.2、所述判定断离销(保险销)结构设计是否满足断离载荷要求是指落震冲击试验获得的断离销(保险销)8断离载荷是否在最小断离载荷与最大断离载荷之间。具体而言，根据主起落架结构完整性和最小断离载荷破坏失效要求确定最小断离载荷；再根据材料容差、几何公差、主起落架刚度容差和机翼刚度容差确定最大断离载荷；断离销的最小断离载
荷f
dmin
通过公式(2)计算获得：
47.f
dmin
＝ n1×fu
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)；
48.断离销的最大断离载荷f
dmax
通过公式(3)计算获得：
49.f
dmax
＝ n2×fdmin
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
50.上述(2)、(3)式中：n1、n2为断离载荷系数(已知)，n1取1.1，n2取1.03。
51.3、根据设计的断离销断离载荷及其与机翼和起落架的安装尺寸要求，设计应急断离销内外径尺寸和内部结构，最终通过本发明民用飞机适坠性应急断离销落震冲击试验台进行冲击断离试验，以验证断离销的断离载荷是否满足设计要求，验证仿真模型的准确性，同时可进一步校核公式(2)和(3)中断离载荷系数，为主起落架应急断离设计提供试验参考。
52.以上所述，仅为本发明的具体实施方案，但本发明的保护范围不限于此，任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围的情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均应落在本发明技术方案保护的范围内。