一種非對(duì)稱(chēng)式飛機(jī)燃油系統(tǒng)模擬試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)及其設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于航空試驗(yàn)機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及一種非對(duì)稱(chēng)式飛機(jī)燃油系統(tǒng)模擬試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)及其設(shè)計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002]根據(jù)航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)(HB7169-1995)的規(guī)定，飛機(jī)燃油系統(tǒng)在研制過(guò)程中，必須進(jìn)行地面模擬試驗(yàn)，所需的設(shè)備為具有2自由度轉(zhuǎn)動(dòng)方向的飛機(jī)燃油系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)臺(tái)(以下簡(jiǎn)稱(chēng)試驗(yàn)臺(tái))。
[0003]目前公知的試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)都是對(duì)稱(chēng)式的，即相對(duì)于轉(zhuǎn)動(dòng)軸線運(yùn)動(dòng)的試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)分布是對(duì)稱(chēng)式的。如附圖1所示。對(duì)稱(chēng)式分布結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，通常由于負(fù)載重心偏離對(duì)稱(chēng)式分布結(jié)構(gòu)中心，使試驗(yàn)臺(tái)的不平衡力矩增大，由此帶來(lái)的后果是試驗(yàn)臺(tái)的驅(qū)動(dòng)力矩必須相應(yīng)增大，如此帶來(lái)設(shè)計(jì)的不合理性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]為了克服上述設(shè)計(jì)的不合理性，本發(fā)明提出了一種非對(duì)稱(chēng)式飛機(jī)燃油系統(tǒng)模擬試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)及其設(shè)計(jì)方法，并采用計(jì)算機(jī)3D軟件對(duì)試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行建模，模擬試驗(yàn)臺(tái)所有的載荷，包括結(jié)構(gòu)本身質(zhì)量產(chǎn)生的載荷以及負(fù)載載荷等，計(jì)算出試驗(yàn)平臺(tái)重心位置，由于通常對(duì)稱(chēng)情況下試驗(yàn)平臺(tái)重心偏向轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一的右邊，將更多的質(zhì)量分布于軸線的左邊，通過(guò)對(duì)左半外框進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，使左半外框向左擴(kuò)大形成不對(duì)稱(chēng)形狀，此時(shí)試驗(yàn)平臺(tái)重心將向轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一靠近，這樣就達(dá)到了減少試驗(yàn)臺(tái)不平衡力矩的目的。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)方案為:1.一種非對(duì)稱(chēng)式飛機(jī)燃油系統(tǒng)模擬試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)，包括地面支撐、驅(qū)動(dòng)端一、試驗(yàn)臺(tái)外框、軸承一、轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一、驅(qū)動(dòng)端二、試驗(yàn)臺(tái)右半外框、試驗(yàn)臺(tái)左半外框、試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框、轉(zhuǎn)動(dòng)軸線二、軸承二、負(fù)載和試驗(yàn)臺(tái)重心，所述驅(qū)動(dòng)端一安裝在地面支撐上，所述試驗(yàn)臺(tái)外框一端安裝在驅(qū)動(dòng)端一上，另一端安裝地面支撐上的軸承一上，所述試驗(yàn)臺(tái)外框在驅(qū)動(dòng)端一的驅(qū)動(dòng)下可繞轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一轉(zhuǎn)動(dòng)，所述驅(qū)動(dòng)端二安裝在試驗(yàn)臺(tái)右半外框上，所述試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框一端安裝在驅(qū)動(dòng)端二上，另一端安裝在試驗(yàn)臺(tái)左半外框上的軸承二上，所述試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框在驅(qū)動(dòng)端二的驅(qū)動(dòng)下可繞轉(zhuǎn)動(dòng)軸線二轉(zhuǎn)動(dòng)，所述負(fù)載安裝在試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框上，其特征在于:根椐計(jì)算機(jī)3D軟件對(duì)試驗(yàn)臺(tái)建模、模擬計(jì)算、優(yōu)化設(shè)計(jì)的結(jié)果，對(duì)所述左半外框的桿件在滿足強(qiáng)度與剛度條件下進(jìn)行加長(zhǎng)，使所述試驗(yàn)臺(tái)外框整體形成不對(duì)稱(chēng)形狀，所述試驗(yàn)臺(tái)重心向轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一靠近，直到試驗(yàn)臺(tái)重心與轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一的偏心距值為零值或盡可能接近零值。
[0006]2.一種非對(duì)稱(chēng)式飛機(jī)燃油系統(tǒng)模擬試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，其特征在于:所述試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法是采用計(jì)算機(jī)3D軟件對(duì)試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行建模，并模擬試驗(yàn)臺(tái)所有的載荷，包括結(jié)構(gòu)本身和負(fù)載質(zhì)量產(chǎn)生的載荷以及由于轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的慣性載荷等，在此基礎(chǔ)上優(yōu)化試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)，使試驗(yàn)臺(tái)本體質(zhì)量與負(fù)載質(zhì)量進(jìn)行全部或盡可能平衡，同時(shí)在滿足強(qiáng)度與剛度等設(shè)計(jì)參數(shù)的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)確定新的試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)。
[0007]本發(fā)明試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)不僅具有不平衡力矩小，結(jié)構(gòu)合理的優(yōu)點(diǎn)，而且設(shè)計(jì)方法簡(jiǎn)單可行。更重要的是由此可大大減少試驗(yàn)臺(tái)的驅(qū)動(dòng)力矩，降低了建造試驗(yàn)臺(tái)的成本。
【附圖說(shuō)明】
[0008]圖1是原對(duì)稱(chēng)式分布結(jié)構(gòu)示意圖；
圖2是本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖；
圖中:1-地面支承，2-驅(qū)動(dòng)端一，3-試驗(yàn)臺(tái)外框4-軸承一，5-轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一，6-驅(qū)動(dòng)端一，7-試驗(yàn)臺(tái)右半外框，8-試驗(yàn)臺(tái)左半外框，9-試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框，10-轉(zhuǎn)動(dòng)軸線二，11-軸承二，12負(fù)載，13-試驗(yàn)臺(tái)重心。
【具體實(shí)施方式】
[0009]下面結(jié)合附圖及【具體實(shí)施方式】對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。
[0010]如附圖2所示，一種非對(duì)稱(chēng)式飛機(jī)燃油系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)，包括地面支承1、驅(qū)動(dòng)端一 2、試驗(yàn)臺(tái)外框3、軸承一 4、轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一 5、驅(qū)動(dòng)端二 6、試驗(yàn)臺(tái)右半外框7、試驗(yàn)臺(tái)左半外框8、試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框9、轉(zhuǎn)動(dòng)軸線二 10、軸承二 11、負(fù)載12和試驗(yàn)臺(tái)重心13。采用計(jì)算機(jī)3D建模軟件如CATIA、UG等軟件對(duì)試驗(yàn)臺(tái)全部結(jié)構(gòu)包括結(jié)構(gòu)本體以及負(fù)載12進(jìn)行一比一的真實(shí)建模，并對(duì)各部分結(jié)構(gòu)賦予真實(shí)的材料特性，此時(shí)，建模軟件將自動(dòng)求出試驗(yàn)臺(tái)的重心13，由于通常對(duì)稱(chēng)情況下試驗(yàn)平臺(tái)重心13偏向轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一 5右邊，對(duì)左半外框8結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，將更多的質(zhì)量分布于軸線的左邊，比如對(duì)左半外框8的桿件在滿足強(qiáng)度剛度條件下進(jìn)行加長(zhǎng)(本實(shí)施列優(yōu)選)或加粗，或者在不影響負(fù)載即飛機(jī)燃油系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)安裝的前提下對(duì)右邊杠件縮短等，此時(shí)試驗(yàn)平臺(tái)重心13將向轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一 5靠近，直到偏心距值為零值或盡可能接近零值。此時(shí)試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)左右兩側(cè)的質(zhì)量已全部或大部分平衡，這樣就達(dá)到了減少試驗(yàn)臺(tái)不平衡力矩的目的，同時(shí)在滿足強(qiáng)度與剛度等設(shè)計(jì)參數(shù)的基礎(chǔ)上，確定新的試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)方案。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種非對(duì)稱(chēng)式飛機(jī)燃油系統(tǒng)模擬試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)，包括地面支撐[I]、驅(qū)動(dòng)端一 [2]、試驗(yàn)臺(tái)外框[3]、軸承一 [4]、轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一 [5]、驅(qū)動(dòng)端二 [6]、試驗(yàn)臺(tái)右半外框[7]、試驗(yàn)臺(tái)左半外框[8]、試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框[9]、轉(zhuǎn)動(dòng)軸線二 [10]、軸承二 [11]、負(fù)載[12]和試驗(yàn)臺(tái)重心[13]，所述驅(qū)動(dòng)端一 [2]安裝在地面支撐[I]上，所述試驗(yàn)臺(tái)外框[3] —端安裝在驅(qū)動(dòng)端一 [2]上，另一端安裝地面支撐[I]上的軸承一 [4]上，所述試驗(yàn)臺(tái)外框[3]在驅(qū)動(dòng)端一 [2]的驅(qū)動(dòng)下可繞轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一 [5]轉(zhuǎn)動(dòng)，所述驅(qū)動(dòng)端二 [6]安裝在試驗(yàn)臺(tái)右半外框[7]上，所述試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框[9] 一端安裝在驅(qū)動(dòng)端二 [6]上，另一端安裝在試驗(yàn)臺(tái)左半外框[8]上的軸承二[11]上，所述試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框[9]在驅(qū)動(dòng)端二 [6]的驅(qū)動(dòng)下可繞轉(zhuǎn)動(dòng)軸線二 [10]轉(zhuǎn)動(dòng)，所述負(fù)載[12]安裝在試驗(yàn)臺(tái)內(nèi)框[9]上，其特征在于:根椐計(jì)算機(jī)3D軟件對(duì)試驗(yàn)臺(tái)建模、模擬計(jì)算、優(yōu)化設(shè)計(jì)的結(jié)果，對(duì)所述左半外框(8)的桿件在滿足強(qiáng)度、剛度條件下進(jìn)行加長(zhǎng)，使所述試驗(yàn)臺(tái)外框[3]整體形成不對(duì)稱(chēng)形狀，所述試驗(yàn)臺(tái)重心[13]向轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一(5)靠近，直到試驗(yàn)臺(tái)重心[13]與轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一(5)的偏心距值為零值或盡可能接近零值。
2.一種非對(duì)稱(chēng)式飛機(jī)燃油系統(tǒng)模擬試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，其特征在于:所述試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法是采用計(jì)算機(jī)3D軟件對(duì)試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行建模，并模擬試驗(yàn)臺(tái)所有的載荷，包括結(jié)構(gòu)本身和負(fù)載質(zhì)量產(chǎn)生的載荷以及由于轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的慣性載荷等，建模軟件將自動(dòng)求出試驗(yàn)臺(tái)的重心，在此基礎(chǔ)上優(yōu)化試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)，使試驗(yàn)臺(tái)本體質(zhì)量與負(fù)載質(zhì)量進(jìn)行全部或盡可能平衡，同時(shí)在滿足強(qiáng)度與剛度等設(shè)計(jì)參數(shù)的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)確定新的試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)。
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種非對(duì)稱(chēng)式飛機(jī)燃油系統(tǒng)模擬試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)及其設(shè)計(jì)方法，包括地面支撐、驅(qū)動(dòng)端一、試驗(yàn)臺(tái)外框、軸承一、轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一、試驗(yàn)臺(tái)右半外框、試驗(yàn)臺(tái)左半外框、負(fù)載和試驗(yàn)臺(tái)重心等。該試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法是采用計(jì)算機(jī)3D軟件進(jìn)行建模，并模擬試驗(yàn)臺(tái)所有的載荷，包括結(jié)構(gòu)本身和負(fù)載質(zhì)量產(chǎn)生的載荷以及由于轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的慣性載荷等，建模軟件將自動(dòng)求出試驗(yàn)臺(tái)的重心，在此基礎(chǔ)上優(yōu)化試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)，使試驗(yàn)臺(tái)本體質(zhì)量與負(fù)載質(zhì)量進(jìn)行全部或盡可能平衡，對(duì)左半外框的桿件在滿足強(qiáng)度與剛度條件下進(jìn)行加長(zhǎng)，使試驗(yàn)臺(tái)外框整體形成不對(duì)稱(chēng)形狀，試驗(yàn)臺(tái)重心向轉(zhuǎn)動(dòng)軸線一靠近。本發(fā)明試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)不僅具有不平衡力矩小，結(jié)構(gòu)合理的優(yōu)點(diǎn)，降低了建造試驗(yàn)臺(tái)的成本。
【IPC分類(lèi)】B64F5-00
【公開(kāi)號(hào)】CN104773305
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510097167
【發(fā)明人】王冠遠(yuǎn), 黎輝, 鄧新華, 劉珍, 張?zhí)?
【申請(qǐng)人】江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司
【公開(kāi)日】2015年7月15日
【申請(qǐng)日】2015年3月5日