Стенд для испытания на механическую прочность конструкции летательного аппарата с аэродинамическим профилем

Область техники, к которой относится полезная модель
Полезная модель относится к области испытательной техники и, конкретно, к стенду, предназначенному для испытания на механическую прочность конструкций летательного аппарата, имеющих аэродинамический профиль. К числу конструкций, испытания которых могут осуществляться на предлагаемом стенде, относятся преимущественно крыло летательного аппарата, а также элементы механизации крыла: интерцептор, элерон, закрылок и др.
Уровень техники
Известно устройство для испытания на прочность конструкции крыла летательного аппарата, имеющее основание, на которое опираются через гидравлические силовозбудители верхняя и нижняя многозвенные рамы, расположенные соответственно со стороны верхней и нижней обшивок крыла. На рамах размещены эластичные камеры, контактирующие с поверхностями обшивок и соединенные с источником давления. При проведении испытаний добиваются воспроизведения необходимого распределения нагрузок на поверхности крыла путем перемещения верхней и нижней многозвенных рам при помощи гидравлических силовозбудителей и одновременной подачи рабочей среды от источника давления в эластичные камеры (см. SU 581787 А1). Устройство имеет громоздкую, ненадежную и неудобную в эксплуатации конструкцию из-за использования двухсторонней схемы нагружения объекта испытаний (со стороны верхней и нижней обшивок), требующей применения двойного набора нагружающих средств, из-за значительного количества гидравлических силовозбудителей, использования эластичных камер и дополнительного использования источника давления для подачи рабочей среды в камеры.
Аналогичные недостатки характерны и для установки для испытания на прочность крыла летательного аппарата, в которой также использованы схема двухстороннего нагружения крыла, множество гидравлических силовозбудителей, каждый из которых служит для воздействия на приданный ему узел передачи нагрузки на крыло. При этом однако в качестве узлов передачи нагрузки использованы не эластичные камеры, а охватывающие крыло манжеты, что позволяет говорить о более надежной конструкции установки (см. US 2425273).
Известна также установка для испытания на прочность крыла летательного аппарата, в которой использован расположенный со стороны верхней обшивки крыла рычажный механизм, управляемый силовым приводом и несущий элементы локального воздействия на крыло. При этом в установке не предусмотрено использование силового узла крепления крыла при испытаниях, а элементы локального воздействия конструктивно не обеспечивают охват крыла по периметру его поперечного сечения, в силу чего в установку потребовалось вводить громоздкий опорный узел, усложняющий как саму конструкцию, так и ее обслуживание (см. US 2383491, фиг. 2).
Ближайшим аналогом к заявляемой полезной модели является установка для испытания на механическую прочность крыла летательного аппарата, содержащая оснастку для фиксации испытываемого объекта в горизонтальном положении при проведении испытаний и систему нагружения, соединённую с устройством создания механической нагрузки и с нагрузочными распределительными хомутами, расположенными вдоль указанного объекта и охватывающими его в поперечном направлении (см. US 4481817 А).
Недостатком известной установки является возможность проведения испытаний исключительно с фиксированной точкой приложения нагрузки, что позволяет имитировать в процессе испытаний только крейсерский режим полета. Однако в процессе реального полета меняется его режим, а следовательно, меняется угол атаки и меняется нагрузка на объект. В известной установке эти особенности воздействия на объект в реальных условиях не учитываются. При этом узлы, формирующие установку, имеют сложную ориентацию в пространстве, что усложняет обслуживание установки.
Раскрытие полезной модели
Задачей полезной модели является разработка стенда для проведения испытаний на механическую прочность конструкции летательного аппарата, имеющей аэродинамический профиль, с определением при этом НДС (напряженно-деформированного состояния) в условиях реальной работы при действии силы, эквивалентной аэродинамическому давлению, действующему на указанную конструкцию летательного аппарата при полете.
Технический результат, достигаемый при реализации заявляемой полезной модели, заключается в обеспечении возможности имитации в процессе испытаний нагружения конструкции летательного аппарата, имеющей аэродинамический профиль, при различных углах атаки, что позволяет приблизить условия испытаний к условиям эксплуатации указанной конструкции в реальных условиях.
Для достижения указанного технического результата предлагается стенд для испытания на механическую прочность конструкции летательного аппарата, имеющей аэродинамический профиль, содержащий оснастку для фиксации испытываемой конструкции, устройство создания механической нагрузки, распределительные хомуты, расположенные один за другим от участка фиксации испытываемой конструкции в оснастке и до дистальной, по отношению к участку фиксации, части конструкции, и охватывающие испытываемую конструкцию, и систему нагружения, соединённую с устройством создания механической нагрузки и с распределительными хомутами. Отличается заявленный стенд тем, что система нагружения содержит приводную траверсу, подсоединённую к устройству создания механической нагрузки, соединенные с ней промежуточные траверсы и распределительные траверсы, количество которых соответствует количеству хомутов, выполненные с возможностью передачи нагрузки на испытываемую конструкцию, и связанные попарно с соответствующими промежуточными траверсами, причем распределительные траверсы расположены друг за другом вдоль испытываемой конструкции от участка фиксации ее в оснастке и до указанной ее дистальной части и подсоединены своими тягами к соответствующим хомутам, при этом концы тяг промежуточных траверс соединены с балками распределительных траверс с возможностью перестановки их соединительных узлов в различные положения вдоль указанных балок.
Предпочтительно, в качестве устройства создания механической нагрузки использован гидроцилиндр.
Краткое описание чертежей
Полезная модель иллюстрируется чертежами, где:
На фиг. 1 схематично изображен предлагаемый стенд, в аксонометрии;
На фиг. 2 – предлагаемый стенд, вид спереди;
На фиг. 3 – крыло в поперечном сечении с охватывающим его хомутом;
На фиг. 4 – один из вариантов выполнения балки распределительной траверсы, вид сверху;
На фиг. 5 – второй вариант выполнения балки распределительной траверсы, вид сверху.
Осуществление полезной модели
Предлагаемый стенд обеспечивает возможность проведения испытаний на механическую прочность конструкции летательного аппарата, имеющей аэродинамический профиль. Испытания проводятся для определения НДС элементов испытываемой конструкции, оценки их жесткости и связаны с необходимостью проведения прочностного анализа конструкции для описания процесса разрушения конструкции с последующей экспериментальной верификацией полученных результатов.
Далее описание предлагаемого стенда показано на примере использования, в качестве испытываемой конструкции с аэродинамическим профилем, крыла летательного аппарата.
Стенд содержит силовую оснастку 1, которая обеспечивает фиксацию крыла 2 в горизонтальном положении в процессе проведения его испытаний, и систему нагружения, расположенную над оснасткой, т.е. выше закрепляемого в оснастке крыла 2. Силовая оснастка 1 должна предусматривать закрепление испытываемого крыла такое же, как и в реальной конструкции летательного аппарата (это условие должно соблюдаться и при испытании элементов механизации крыла летательного аппарата). Конкретная система нагружения, показанная на фиг. 1, включает приводную траверсу 3, расположенные под ней две промежуточные траверсы 4 и расположенные под траверсами 4 четыре распределительные траверсы 5.
Балка 6 приводной траверсы 3 через тягу 7 подсоединена к устройству создания механической нагрузки, в качестве которого, предпочтительно, используется гидроцилиндр (на чертеже условно не показан). Гидроцилиндр должен иметь запас хода не менее 200 мм, а также должен комплектоваться динамометром с высокой точностью измерений.
Тяги 8 приводной траверсы 3 соединяют концы балки 6 с серединами балок 9 промежуточных траверс 4. В свою очередь каждая промежуточная траверса 4 связана с соответствующими ей двумя распределительными траверсами 5 за счет соединения тяг 10 траверс 4 с балками 11 траверс 5. Распределительные траверсы 5 расположены друг за другом вдоль испытываемого крыла 2 (по длине испытываемого крыла), перпендикулярно ему и параллельно друг другу.
Если обратиться к конкретной схеме стенда, представленной на фиг. 1, то следует обратить внимание на определенную и наиболее предпочтительную ориентацию траверс, а именно: приводная траверса 3 и промежуточные траверсы 4 расположены в одной вертикальной плоскости, а распределительные траверсы 5 ориентированы перпендикулярно к этой вертикальной плоскости.
Балка 11 каждой распределительной траверсы 5 подсоединена тягами 12 к соответствующему распределительному нагрузочному хомуту 13, служащему вместе с другими хомутами для непосредственной передачи нагрузки на крыло 2.
Распределительные хомуты 13 расположены вдоль крыла 2 по всей его длине один за другим от проксимального участка фиксации крыла 2 в оснастке 1 и до дистальной, по отношению к участку фиксации, части крыла, и охватывают испытываемое крыло в поперечном направлении (т.е. по периметру поперечных сечений крыла 2). Из четырех хомутов, как показано на фиг. 1, крайний хомут 13а установлен в непосредственной близости к силовой оснастке 1, а второй крайний хомут 13b - на концевом участке крыла 2. Каждый из хомутов 13 состоит из двух зажимных губок 14 и 15,
Преимущественно балки всех траверс 3, 4 и 5 имеют тавровое сечение.
Концы тяг 10 промежуточных траверс 4 соединены с балками 11 распределительных траверс 5, с возможностью перестановки их соединительных узлов 16 в различные положения вдоль указанных балок 11. Такая перестановка может быть ступенчатой, при которой по длине каждой балки 11 в её верхней полке 17 выполнены независимые гнезда 18. В гнезде 18 каждой балки 11 фиксируется соединительный узел 16 соответствующей тяги 10 траверс 4. Однако перестановка может быть и бесступенчатой, для чего, вместо независимых гнезд, в полке 17 выполняется направляющий паз 19, в котором фиксируется узел 16.
Жесткостные параметры всех элементов испытательного стенда, а также кинематические параметры всего стенда должны обеспечивать стабильный характер распределения нагрузки на исследуемую конструкцию на всем протяжении испытаний.
Для поддержания стабильности распределения нагрузки во время проведения эксперимента, деформации элементов стенда не должны критически менять характер этого распределения. Также, чтобы минимизировать воздействие локальных изгибающих моментов (в местах установки хомутов 13), обратных общему изгибу крыла 2, предусматривается шарнирное соединение хомутов и тяг с осями вращения 20, расположенными не выше хорды 21 крыла 2 (фиг. 3). Соединительные узлы хомутов 13 и тяг 12 расположены на боковых вертикальных торцах 22 хомутов.
Испытание конструкции крыла летательного аппарата на предлагаемом стенде осуществляется следующим образом.
В процессе сборки крыла производится установка тензометрических датчиков, в зависимости от заданных условий на проведение испытаний, в разных позициях: на верхнюю обшивку крыла, на нижнюю обшивку крыла, на носок корневой нервюры крыла, на хвостовую часть корневой нервюры крыла, на концевую нервюру крыла, на стенку крыла, на обтекатель крыла.
Испытываемое крыло 2 летательного аппарата закрепляют в силовой оснастке 1. В соответствующих позициях крыла 2 устанавливают распределяющие нагрузку хомуты 13 распределительных траверс 5. Хомуты 13 через прокладки из мягкой резины на внутренних поверхностях их губок 14, 15 приклеивают к обшивкам крыла 2 (во избежание проскальзывания хомутов вдоль крыла). К распределительным траверсам подвешивают промежуточные траверсы 4, соединяемые с приводной траверсой 3, которую в свою очередь подсоединяют к гидроцилиндру.
В зависимости от особенностей проводимых испытаний узлы 16 тяг 10 промежуточных траверс 4 устанавливают и фиксируют либо в серединах балок 11, либо со смещением относительно середин балок 11. Для этого в первом случае соединительные узлы 16 фиксируют в среднем гнезде 18а, либо в середине направляющего паза 19, что позволяет имитировать в процессе испытаний крейсерский режим полета. Во втором случае, т.е. при фиксации узлов 16 со смещением относительно середины балок 11, например, в гнездах 18b, испытания крыла проводят в условиях реальной работы при действии силы, эквивалентной аэродинамическому давлению, действующему на крыло летательного аппарата при полете. Установкой соединительных узлов 16 тяг в гнездах 18 или в направляющих пазах 19 на различных расстояниях от середин балок 11 (т.е. благодаря изменению положения места соединения концов тяг и балок) обеспечивают возможность имитировать нагружение крыла летательного аппарата при различных углах атаки, что позволяет приблизить условия испытаний крыла к условиям его эксплуатации в реальных условиях. Принятая в конструкции стенда система ориентации траверс в пространстве обеспечивает наиболее удобный доступ к узлам конструкции, что позволяет значительно упростить обслуживание установки.
В процессе испытаний крыло 2 подвергают изгибу посредством его принудительного отклонения через систему траверс 3, 4, 5. В процессе проведения испытаний регистрируют следующие показатели:
действующую нагрузку;
вертикальное перемещение точки крепления гидроцилиндра;
вертикальное перемещение точек Xb и Xf (фиг. 3);
показатели тензометрических датчиков.