技术领域
[0001] 本发明涉及飞机结构强度试验领域，具体提供了一种飞机储能设备安装结构强度试验装置及试验方法。
相关背景技术
[0002] 新能源飞机是以氢燃料和电能作为推进能源的飞机，能够解决传统燃油飞机的碳排放问题，储能设备在新能源飞机中往往都属于较大的集中质量，在飞机研制过程中对这些飞机上的集中质量的安装结构都有较高的要求，不仅要满足其安装的需求，还要考虑应急着陆工况下的惯性载荷作用，保证这些储能设备集中质量安装牢固。在CCAR23部中第23.561条就明确要求飞机在应急着陆情况下应能够保护乘员的安全，对于舱内可能伤害到乘员的集中质量要求必须能够承受向上（3.0个G）、侧向（4.5个G）、向前（18.0个G）的惯性冲击力，以保证这些集中质量及其安装结构不损坏。因此，为了满足这些要求，必须对这些储能设备集中质量及其安装结构进行强度验证。然而，这些储能设备集中质量安装在飞机机体结构内，在强度试验时使用传统的重物加载的方式因其空间及载荷所限，很难实现加载和及时完成加载，也不能模拟飞机的真实载荷工况，导致试验结果准确度降低。
[0003] 因此，研发一种用于飞机储能设备安装结构强度试验的试验装置及试验方法，以准确模拟飞机的真实工况，并实现准确加载，成为飞机研发的迫切需求。
具体实施方式
[0016] 下面将结合具体的实施方案对本发明进行进一步的解释，但并不局限本发明。
[0017] 如图1至图9所示，本发明提供了一种飞机储能设备安装结构强度试验装置，包括：试验框架结构100、机身约束工装200、向上载荷加载结构300、侧向载荷加载结构400、向前载荷加载结构和储能设备试验假件600；
所述试验框架结构100包括基础平台101、框架立柱102、顶部纵梁103和顶部横梁
104，所述框架立柱102为四个且间隔安装于所述基础平台101上，所述顶部纵梁103为两个且分别安装于两两一组的两组框架立柱102的顶部，形成两组平行设置的龙门架结构，所述顶部横梁104跨设安装于两个顶部纵梁103的上方且可沿所述顶部纵梁103的延伸方向运动；
所述机身约束工装200固定安装于所述基础平台101上且位于两组龙门架结构之间，用于固定机身试验件700，其中，所述机身试验件700上设置有储能设备安装结构，所述储能设备安装结构用于配合安装所述储能设备试验假件600；
所述向上载荷加载结构300包括第一伺服电缸301、第一加载杆302和第一拉压力传感器303，其中，所述第一伺服电缸301安装于所述顶部横梁104上，所述第一加载杆302竖直设置且一端通过所述第一拉压力传感器303与所述第一伺服电缸301的输出端固定连接，所述第一加载杆302的另一端用于与所述储能设备试验假件600的加载连接接口连接；
所述侧向载荷加载结构400包括侧向加载支撑立柱401、第二伺服电缸402、第二加载杆403和第二拉压力传感器404，其中，所述侧向加载支撑立柱401安装于所述基础平台
101上，所述第二伺服电缸402安装于所述侧向加载支撑立柱401上，所述第二加载杆403水平设置且一端通过所述第二拉压力传感器404与所述第二伺服电缸402的输出端固定连接，所述第二加载杆403的另一端用于与所述储能设备试验假件600的加载连接接口连接；
所述向前载荷加载结构包括滑轮支撑架501、滑轮502、第三伺服电缸503、钢丝绳
504和第三拉压力传感器505，其中，所述滑轮支撑架501固定设置于所述基础平台101的上方，所述滑轮502安装于所述滑轮支撑架501上，所述第三伺服电缸503安装于所述顶部横梁
104上，所述钢丝绳504的一端通过所述第三拉压力传感器505与所述第三伺服电缸503的输出端固定连接，所述钢丝绳504的另一端绕过所述滑轮502，用于与所述储能设备试验假件
600的加载连接接口连接。
[0018] 该飞机储能设备安装结构强度试验装置，可对机身试验件上的储能设备安装结构进行强度试验考核，试验过程如下：首先，安装储能设备试验假件600至机身试验件700上，将机身试验件700通过机身约束工装200安装于试验框架结构100上，之后，分别采用向上载荷加载结构300、侧向载荷加载结构400和向前载荷加载结构对储能设备试验假件600进行向上、侧向及向前的载荷加载，实现强度验证，其中，向上载荷加载结构300、侧向载荷加载结构400和向前载荷加载结构的位置可调，以适应不同尺寸的机身试验件，各加载结构采用伺服电缸实现载荷输出，通过加载杆或钢丝绳实现载荷的传递，拉压力传感器用于检测加载载荷的大小，可实现准确加载。
[0019] 作为技术方案的改进，如图1、图3、图6所示，所述基础平台101上设置有多孔点阵，以适应安装于其上的各部件的不同位置安装需求。
[0020] 为了实现对顶部横梁位置的调整，作为技术方案的改进，所述顶部纵梁103的顶部安装有导轨和滑块，所述顶部横梁104通过所述滑块滑动安装于所述顶部纵梁103的导轨上并通过止动器锁死。
[0021] 作为技术方案的改进，所述顶部横梁104和侧向加载支撑立柱401均沿其长度方向设置有两排安装孔，用于调整伺服电缸的安装位置。
[0022] 作为技术方案的改进，如图6、图7所示，所述机身约束工装200包括左翼身分离面约束工装201、右翼身分离面约束工装202、左主起约束工装203、右主起约束工装204和前起约束工装205；所述左翼身分离面约束工装201、右翼身分离面约束工装202、左主起约束工装203、右主起约束工装204和前起约束工装205的下部均连接于所述基础平台101上；所述左翼身分离面约束工装201、右翼身分离面约束工装202、左主起约束工装203、右主起约束工装204和前起约束工装205的上方分别用于与机身试验件700的左侧翼身分离面接口、右侧翼身分离面接口、主起落架左安装接口、主起落架右安装接口、前起落架安装接口连接。
[0023] 作为技术方案的改进，如图6、图7所示，所述左翼身分离面约束工装201和右翼身分离面约束工装202分别滑动安装于安装座206上并通过止动器锁死，所述安装座206固定安装于所述基础平台101上，用于进一步调整左翼身分离面约束工装201和右翼身分离面约束工装202在基础平台101的位置。
[0024] 作为技术方案的改进，所述滑轮支撑架501的左右两端分别固定于所述左翼身分离面约束工装201和右翼身分离面约束工装202上。
[0025] 作为技术方案的改进，如图8、图9所示，所述储能设备试验假件600包括氢气瓶试验假件601和电池组试验假件602，所述氢气瓶试验假件601和电池组试验假件602上均设置有向上、侧向及向前的加载连接接口。
[0026] 本发明还提供了一种飞机储能设备安装结构强度试验方法，采用上述飞机储能设备安装结构强度试验装置，所述试验方法包括如下步骤：将储能设备试验假件600配合安装于机身试验件700的储能设备安装结构内；
根据机身试验件700的尺寸将机身约束工装200安装于所述试验框架结构100上；
将机身试验件700与所述机身约束工装200连接，实现对机身试验件700的约束；
对所述储能设备安装结构进行向上载荷工况试验、侧向载荷工况试验和向前载荷工况试验；
其中，所述向上载荷工况试验方法如下：
安装所述向上载荷加载结构300，其中，所述第一伺服电缸301安装于所述顶部横梁104上且位于所述储能设备试验假件600的正上方，所述第一加载杆302竖直设置且一端通过所述第一拉压力传感器303与所述第一伺服电缸301的输出端固定连接，所述第一加载杆302的另一端与所述储能设备试验假件600的加载连接接口连接；之后，开启所述第一伺服电缸301并按设定的载荷值进行加载，直至完成后卸载，完成向上载荷工况试验的加载；
所述侧向载荷工况试验方法如下：
安装所述侧向载荷加载结构400，其中，所述侧向加载支撑立柱401安装于所述基础平台101上且位于所述储能设备试验假件600的一侧，所述第二伺服电缸402安装于所述侧向加载支撑立柱401上，所述第二加载杆403水平设置且一端通过所述第二拉压力传感器
404与所述第二伺服电缸402的输出端固定连接，所述第二加载杆403的另一端与所述储能设备试验假件600的加载连接接口连接；之后，开启所述第二伺服电缸402并按设定的载荷值进行加载，直至完成后卸载，完成侧向载荷工况试验的加载；
所述向前载荷工况试验方法如下：
安装所述向前载荷加载结构，其中，所述滑轮支撑架501固定设置于所述基础平台
101的上方，所述滑轮502安装于所述滑轮支撑架501上，所述第三伺服电缸503安装于所述顶部横梁104上且位于所述滑轮502的正上方，所述钢丝绳504的一端通过所述第三拉压力传感器505与所述第三伺服电缸503的输出端固定连接，所述钢丝绳504的另一端绕过所述滑轮502与所述储能设备试验假件600的加载连接接口连接；之后，开启所述第三伺服电缸
503并按设定的载荷值进行加载，直至完成后卸载，完成向前载荷工况试验的加载。
[0027] 本发明的具体实施方式是按照递进的方式进行撰写的，着重强调各个实施方案的不同之处，其相似部分可以相互参见。
[0028] 上面结合附图对本发明的实施方式做了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化。
