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公开(公告)号：CN114878375A
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202210810938.4
申请日：2022-07-11
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本申请提供一种飞机金属材料振动疲劳特性测试装置及测试方法，该测试装置包括：用于向金属试棒提供振动所需驱动力的振动台，该振动台与金属试棒的一端固定连接；固定设置在金属试棒非固定支撑一端的圆柱形配重块，配重块的圆柱面至少具有一个平行于金属试棒轴线的通槽，通过调节配重块的重量能够获得满足金属试棒振动疲劳特性的一阶拉伸频率；与通槽数量相同的限位块，该限位块具有平行于金属试棒轴向且适配通槽的凸条，通过凸条与通槽的配合实现金属试棒在振动拉伸时的防扭转。通过本申请的测试装置可以开展航空发动机典型金属材料的超高周常规拉压疲劳试验研究，获得金属材料的轴向拉压超高周振动疲劳S‑N曲线参数。
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公开(公告)号：CN114813000A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210716894.9
申请日：2022-06-23
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种飞机关键结构抖振试验的载荷监测装置及方法，该装置包括竖向设置在试验台的飞机垂尾试验件、设置在飞机垂尾试验件底部的载荷传动结构、以及连接在所述载荷传动结构上的载荷监测结构；所述载荷传动结构包括安装座、固定座、以及连接杆；该方法包括：一、标定载荷范围；二、安装载荷监测装置；三、获取并存储应变极限范围；四、监测飞机垂尾试验件的抖振试验。本发明利用载荷传动结构，可将所述飞机垂尾试验件受到的转动载荷传递到所述连接杆上，利用设置在所述连接杆上的应变片，得到在标定的载荷范围下所述连接杆的应变范围，后续抖振试验中应变片得到的应变值和标定的应变范围进行比较，判断抖振试验中试验载荷是否正常加载。
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公开(公告)号：CN114778049A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210708978.8
申请日：2022-06-22
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于飞机翼面结构的振动测试装置及振动模拟方法，该装置包括U型件、分别设置在U型件两边的左传动机构和右传动机构，U型件上设置有带动U型件振动的激振器，U型件的左边外侧设置有动态力传感器，左传动机构包括销钉、耳板和左锥形件，右传动机构包括螺纹顶杆和右锥形件，左锥形件和右锥形件分别夹持在翼面结构的两侧，该装置既能实现振动的传递，也能夹持不同厚度的翼面结构，还不会对翼面结构的蒙皮表面造成磨损。该方法包括以下步骤：一、安装振动测试装置；二、对翼面结构进行振动模拟测试，该方法实现了对飞机的翼面结构进行振动模拟测试试验，振动模拟的精确度高、效果好。
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公开(公告)号：CN111942614A
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN202010694514.7
申请日：2020-07-17
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 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，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。此外，涉及一种疲劳试验方法，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。
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公开(公告)号：CN104819816A
公开(公告)日：2015-08-05
申请号：CN201510243541.1
申请日：2015-05-13
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明公开了一种动载荷加载系统及飞机垂尾试验系统及方法。所述动载荷加载系统包括：第一激振源以及第二激振源，两者用于提供动载荷；第一激振杆，其用于将所述第一激振源所提供的动载荷传递给所述第一侧翼面；第二激振杆，其用于将所述第二激振源所提供的动载荷传递给所述第二侧翼面；其中，所述第一激振杆与所述第二激振杆的中心轴线重合。在本发明的动载荷加载系统能够模拟飞机在动态载荷作用下的情况，从而进行动态疲劳试验。且本发明的动载荷加载系统，不需要破坏飞机垂尾，即可进行试验。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115455704A
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202211132102.X
申请日：2022-09-16
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本申请属于输流管路共振可靠性分析技术领域，具体涉及一种输流管路共振可靠性分析方法，包括：构建输流管路共振失效功能函数；输流管路共振失效功能函数中，部分影响输流管路共振可靠性的随机变量，以凸集模型进行描述；基于输流管路共振失效功能函数，计算输流管路发生共振失效的概率。
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公开(公告)号：CN114813005A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210745122.8
申请日：2022-06-29
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本申请属于飞机部件试验件的测试技术领域，涉及一种飞机部件振动疲劳特性测试系统及其方法，其中方法包括：在宽频率范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件初始的共振频率、阻尼比以及与激振的幅值比，以及确定飞机部件试验件的共振频率搜索范围，并在该范围内对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件精确的共振频率、阻尼比以及与激振的幅值比，结合测试系统的频率分辨率，得到应用跟踪相位差；基于飞机部件试验件的精确共振频率，以飞机部件试验件的共振频率搜索范围为驻留范围，以应用跟踪相位差为跟踪相位差，采用相位差跟踪共振驻留法对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试。
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公开(公告)号：CN114509250A
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202111667022.X
申请日：2021-12-31
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本申请属于航空材料和结构的试验装备技术领域，具体涉及一种用于航空壁板的常规疲劳与振动载荷联合加载装置，包括：固定架，其包括两块第一L型板；滚轮架，其包括两块第二L型板，且两块第二L型板之间设有多个辊子；活动板，活动设置在两块第二L型板之间，并分别与两侧的辊子滑动接触；航空壁板试验件，一端与固定架固定，另一端端部与活动板固定；液压作动筒，用于为航空壁板试验件传递拉‑拉常规疲劳载荷；激振器，用于对航空壁板试验件施加垂直振动载荷。本申请的用于航空壁板的常规疲劳与振动载荷联合加载装置，能够为航空壁板结构的常规疲劳与振动疲劳联合加载试验提供保障，为常规疲劳与振动载荷耦合影响的分析方法研究提供试验验证。
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公开(公告)号：CN114186349A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111554412.6
申请日：2021-12-17
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本申请涉及一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法，包括：基于试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，得到飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵：基于特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵，计算飞机结构上特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息：其中，为试验工况下、特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点、不易直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵；为试验工况下、特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵。
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公开(公告)号：CN114186349B
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202111554412.6
申请日：2021-12-17
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本申请涉及一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法，包括：基于试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，得到飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵：#imgabs0#基于特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵，计算飞机结构上特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息：#imgabs1#其中，#imgabs2#为试验工况下、特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点、不易直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵；#imgabs3#为试验工况下、特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵。
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