專利名稱：一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)及試驗方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛行器的離心試驗技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)及試驗方法。
背景技術(shù)：
離心試驗使用離心機提供高加速度環(huán)境，研究試件在離心環(huán)境下的結(jié)構(gòu)性能及可靠性。該技術(shù)已廣泛應用于航空航天、電子、土木工程等領(lǐng)域。我國也有相關(guān)規(guī)定，需要對飛機、直升飛機、導彈等性能要求較高的產(chǎn)品進行模擬加速度環(huán)境試驗。隨著科學技術(shù)的發(fā)展，離心試驗技術(shù)也將應用到綜合環(huán)境試驗、熔體鑄造、生物技術(shù)等方面。對于各類飛行器的離心試驗系統(tǒng)，由于試件及試驗系統(tǒng)成本高，要求試驗過程具有良好的可靠性。為模擬飛行器的飛行姿態(tài)，試驗艙在安裝時多取一定偏角。從力學角度出發(fā)，按離心力平均分布，離心試驗前通常將試驗艙系統(tǒng)模塊重心調(diào)整至機臂與試驗艙連接部中心處。出于安全性考慮，試驗艙與機臂一般為固定連接，試驗過程中無法主動調(diào)整試驗艙偏角。然而，當前的航空航天類離心試驗方法沒有考慮的是，當試驗艙存在安裝偏角后，在離心場作用下，位于機臂上下部分的試驗艙及試件離心力不一致。該問題直接導致試驗艙系統(tǒng)模塊重心偏移，引起機臂與試驗艙連接部受力變化。更為嚴重時，機臂與試驗艙連接部受力過大，可能導致連接失效，產(chǎn)生重大安全隱患。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對現(xiàn)有飛行器設(shè)備使用的離心試驗系統(tǒng)的安全隱患問題，提供一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)及試驗方法，該系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，性能穩(wěn)定，試驗方法安全性高，可靠性強，可用于各類飛行器的綜合離心試驗。實現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)方案一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)，它包括試驗艙系統(tǒng)模塊、離心機系統(tǒng)模 塊、控制系統(tǒng)模塊、安全計算模塊及測試模塊，試驗艙系統(tǒng)模塊與離心機系統(tǒng)模塊的一端連接，離心機系統(tǒng)模塊的另一端與控制系統(tǒng)模塊的一端連接，控制系統(tǒng)模塊的另一端與測試模塊的一端連接，測試模塊的另一端與安全計算模塊連接；控制系統(tǒng)模塊控制離心機系統(tǒng)模塊實現(xiàn)既定參數(shù)，從而使離心機系統(tǒng)模塊驅(qū)動試驗艙系統(tǒng)模塊工作；安全計算模塊用于判斷試驗的安全性，當出現(xiàn)安全問題時，通過控制系統(tǒng)模塊控制試驗過程；測試模塊實時監(jiān)測試驗進程。所述的試驗艙系統(tǒng)模塊包括上配重艙段、上過渡艙段、上中間艙段、下中間艙段、下過渡艙段、下配重艙段、機臂與試驗艙連接部，上配重艙段位于上過渡艙段頂部，上過渡艙段置于上中間艙段頂端，上中間艙段位于下中間艙段頂端，機臂與試驗艙連接部位于上中間艙段與下中間艙段連接處中部，下中間艙段位于下過渡艙段頂端；下配重艙段置于下過渡艙段底部。所述的離心機系統(tǒng)模塊包括機臂、轉(zhuǎn)軸、動平衡配重、減速器、聯(lián)軸器、電動機，電動機的輸出端與聯(lián)軸器相連，電動機的另一端與控制系統(tǒng)模塊相連；聯(lián)軸器的另一端與減速器相連；減速器的輸出端與轉(zhuǎn)軸相連；轉(zhuǎn)軸與機臂相連；動平衡配重與試驗艙系統(tǒng)模塊分別位于機臂兩端，機臂與轉(zhuǎn)軸連接。所述的離心機系統(tǒng)模塊的機臂與機臂與試驗艙連接部之間連接。一種高可靠性飛行器離心試驗方法，其特征在于它包括以下步驟(I)控制系統(tǒng)模塊控制離心機系統(tǒng)模塊實現(xiàn)既定參數(shù)，從而使離心機系統(tǒng)模塊按照既定參數(shù)驅(qū)動試驗艙系統(tǒng)模塊工作；(2)安全計算模塊將試驗艙系統(tǒng)模塊各艙段參數(shù)進行微元化處理，并對各艙段微元所受離心力以及對機臂與試驗艙連接部的力矩進行積分處理，得到各艙段所受離心力以及聯(lián)接部的力矩；(3)安全計算模塊將上述步驟(3)中的積分后的各艙段所受離心力和連接部的力矩求代數(shù)和，得到機臂與試驗艙連接部的扭轉(zhuǎn)角度及所受的剪力和扭轉(zhuǎn)應力；(4)安全計算模塊將上述步驟(4)中得到的連接部所受的剪力、扭轉(zhuǎn)應力求和，得到機臂與試驗艙連接部所受的最大應力；(5)安全計算模塊對機臂與試驗艙連接部中心軸取轉(zhuǎn)矩及各向力平衡，得到試驗艙系統(tǒng)模塊的重心偏移量；(6)通過安全計算模塊對比機臂與試驗艙連接部所受載荷與其材料的許用載荷和扭轉(zhuǎn)剛度，以及對比扭轉(zhuǎn)角度與其材料的扭轉(zhuǎn)剛度k，判斷試驗的安全性；(7)依據(jù)試驗艙系統(tǒng)模塊的重心偏移量；，使用上配重艙段及下配重艙段調(diào)整試驗艙系統(tǒng)模塊重心，使其抵消計算所得的重心偏移。所述的步驟(2)中的離心試驗艙的各艙段參數(shù)包括試驗艙系統(tǒng)模塊參數(shù)、上配重艙段參數(shù)、上過渡艙段參數(shù)、上中間艙段參數(shù)、下中間艙段參數(shù)、下過渡艙段參數(shù)、下配重艙段參數(shù)、機臂與試驗艙連接部參數(shù)。所述的機臂與試驗艙連接部參數(shù)包括連接部直徑、連接部長度、連接部材料參數(shù)。所述的機臂與試驗艙連接部材料參數(shù)包括材料彈性模量、泊松比、許用應力、扭轉(zhuǎn)剛度。所述的試驗艙系統(tǒng)模塊參數(shù)包括旋轉(zhuǎn)半徑、角速度以及試驗偏角。本發(fā)明的有益技術(shù)效果本發(fā)明適用于各類飛行器及敏感元器件的綜合離心環(huán)境試驗，可將試驗艙與機臂連接部所受載荷及試驗艙系統(tǒng)模塊重心偏移量反饋給操作者，依據(jù)所得數(shù)據(jù)判斷試驗的安全性及提前調(diào)整離心艙系統(tǒng)重心消除試驗引起的偏移。本試驗方法中，在輸入相關(guān)參數(shù)后，安全計算模塊獲取機臂與試驗艙連接部所受載荷以及試驗艙系統(tǒng)模塊重心的偏移量，采取預防措施包括調(diào)整試連接部的連接形式及按試驗艙重心偏移量調(diào)整配平，保障試驗的安全進行。該系統(tǒng)及試驗方法與現(xiàn)有技術(shù)相比，本試驗系統(tǒng)及方法考慮試驗艙偏角對試驗的影響，計算試驗艙與機臂連接部的實際載荷及試驗艙重心的偏移量，預判試驗的安全性，為配平試驗艙重心提供依據(jù)。


圖1為本發(fā)明所提供的一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)的組成示意圖；圖2為試驗艙系統(tǒng)模塊組成示意圖。圖3為本發(fā)明所提供的一種高可靠性飛行器離心試驗方法的流程圖。
1.試驗艙系統(tǒng)模塊，Iul.上中間艙段，lu2.上過渡艙段，lu3.上配重艙段，Idl.下中間艙段，ld2.下過渡艙段，ld3.下配重艙段，104.機臂與試驗艙連接部；2.離心機系統(tǒng)模塊，201.機臂，202.轉(zhuǎn)軸，203.動平衡配重，204.減速器，205.聯(lián)軸器,206.電動機；3.控制系統(tǒng)模塊；4.安全計算模塊；5.測試模塊。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步詳細說明。如圖1所示，一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)，包括試驗艙系統(tǒng)模塊1、離心機系統(tǒng)模塊2、控制系統(tǒng)模塊3、安全計算模塊4及測試模塊5。如圖2所示，試驗艙系統(tǒng)模塊I包括上配重艙段lu3、上過渡艙段lu2、上中間艙段lul、下中間艙段ldl、下過渡艙段ld2、下配重艙段ld3、機臂與試驗艙連接部104。上配重艙段lu3位于上過渡艙段lu2頂部，上配重艙段lu3與上過渡艙段lu2之間螺紋固定連接；上過渡艙段lu2置于上中間艙段Iul頂端，上過渡艙段lu2與上中間艙段Iul之間焊接；上中間艙段Iul位于下中間艙段Idl頂端，上中間艙段Iul與下中間艙段Idl之間焊接。機臂與試驗艙連接部104位于上中間艙段Iul與下中間艙段Idl連接處中部。下中間艙段Idl位于下過渡艙段ld2頂端，下中間艙段Idl與下過渡艙段ld2之間焊接；下配重艙段ld3置于下過渡艙段ld2底部，下過渡艙段ld2與下配重艙段ld3之間螺紋固定連接。離心機系統(tǒng)模塊2包括機臂201、轉(zhuǎn)軸202、動平衡配重203、減速器204、聯(lián)軸器205、電動機206。電動機206的輸出端與聯(lián)軸器205的一端固定連接，電動機206的輸入端與控制系統(tǒng)模塊3相連。聯(lián)軸器205的另一端與減速器204的輸入端固定連接；減速器204的輸出端與轉(zhuǎn)軸202的輸入端固定連接；轉(zhuǎn)軸202的輸出端與機臂201中部固定連接。動平衡配重203與試驗艙系統(tǒng)模塊I位于機臂201兩端。機臂201與動平衡配重203之間采用滑軌連接。離心機系統(tǒng)模塊2的機臂201與機臂與試驗艙連接部104之間固定連接，兩者之間的固定連接方式可以為螺紋連接、銷連接、鉚接或焊接。離心機系統(tǒng)模塊2的電動機206的輸入端與控制系統(tǒng)模塊3連接，控制系統(tǒng)模塊3與測試模塊5連接，測試模塊5連接與安全計算模塊4連接。安全計算模塊4用于預判試驗的安全性安全計算模塊4用于計算機臂與試驗艙連接部104實際載荷以及試驗艙系統(tǒng)模塊I重心偏移de，依據(jù)計算結(jié)果使用上配重段lu3及下配重段ld3調(diào)整試驗艙系統(tǒng)模塊I的重心以抵消計算所得試驗艙重心偏移量de，保證試驗可靠進行?？刂葡到y(tǒng)模塊3控制離心機系統(tǒng)模塊2實現(xiàn)既定參數(shù)，電動機206啟動后，帶動聯(lián)軸器205，聯(lián)軸器205帶動減速器204降低速度，減速器204帶動轉(zhuǎn)軸202旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)軸202帶動機臂201旋轉(zhuǎn)。動平衡配重203及試驗艙系統(tǒng)模塊I位于機臂201兩端，當機臂201旋轉(zhuǎn)后即可實現(xiàn)驗艙系統(tǒng)模塊I的旋轉(zhuǎn)，從而進行相關(guān)試驗。試驗過程中，測試模塊5實時監(jiān)測試驗進程，并反饋給操作者。當出現(xiàn)安全問題時，通過控制系統(tǒng)模塊3控制試驗過程。
如圖3所示，本發(fā)明所提供的一種高可靠性飛行器離心試驗方法，包括以下步驟(I)控制系統(tǒng)模塊3控制離心機系統(tǒng)模塊2實現(xiàn)既定參數(shù)，從而使離心機系統(tǒng)模塊2按照既定參數(shù)驅(qū)動試驗艙系統(tǒng)模塊I工作上述既定參數(shù)包括電動機206的啟動停止方式、啟動停止過程、穩(wěn)定轉(zhuǎn)動速度等。電動機206啟動后，帶動聯(lián)軸器205，聯(lián)軸器205帶動減速器204降低速度，減速器204帶動轉(zhuǎn)軸202旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)軸202帶動機臂201旋轉(zhuǎn)。動平衡配重203及驗艙系統(tǒng)模塊I位于機臂201兩端，當機臂201旋轉(zhuǎn)后即可實現(xiàn)驗艙系統(tǒng)模塊I的旋轉(zhuǎn)。 (2)安全計算模塊4將試驗艙系統(tǒng)模塊I各艙段參數(shù)進行微元化處理，并對各艙段微元所受離心力以及對機臂與試驗艙連接部104的力矩進行積分處理，得到各艙段所受離心力以及聯(lián)接部104的力矩試驗艙系統(tǒng)模塊I的參數(shù)包括旋轉(zhuǎn)半徑R、角速度ω及試驗偏角Θ。上中間艙段Iul的參數(shù)包括上中間艙段高度hul、上中間艙段底面半徑rul、上中間艙段壁厚度tul、上中間艙段材料密度Pul ；下中間艙段Idl的參數(shù)包括下中間艙段高度hdl、下中間艙段底面半徑rdl、下中間艙段壁厚度tdl、下中間艙段材料密度P dl ；上過渡艙段lu2的參數(shù)包括上過渡艙段高度hu2、上過渡艙段底面半徑ru2、上過渡艙段壁厚度tu2、上中間艙段材料密度P u2 ；下過渡艙段ld2 的參數(shù)包括下過渡艙段高度hd2、下過渡艙段底面半徑rd2、下過渡艙段壁厚度td2、下過渡艙段材料密度P d2 ；上配重艙段lu3的參數(shù)包括上配重艙段高度hu3、上配重艙段底面半徑ru3、上配重艙段壁厚度tu3、上配重艙段材料密度P u3 ；下配重艙段ld3的參數(shù)包括下配重艙段高度hd3、下配重艙段底面半徑rd3、下配重艙段壁厚度td3、下配重艙段材料密度P d3 ；機臂與試驗艙連接部104包括連接部直徑D、連接部長度1、材料彈性模量E、泊松比μ、扭轉(zhuǎn)剛度k、連接部軸材料的許用應力τ ；上中間艙段Iul所受離心力為Ful = f ΡΜ\π\(zhòng)γη\ _(r i
u[ JR-Ki sm^ wi L v J」sin 沒上中間艙段Iul所受離心力對機臂與試驗艙連接部104的力矩Tul = ￡ . ΡΛπVrul2 -(rul ~tul)2Y° . (R-x)xdx
JR-1iulSme L 、,」Sill ^下中間艙段Idl所受離心力為Fdl = \1+Κ 5 ηθPd^rdl2 ~(rdl-tdl)2l^-^xdx下中間艙段Idl所受離心力對機臂與試驗艙連接部104的力矩
r ] τ pi +^dlsm^ Γ 2 / χ2 CQ2 COS^ / ^ 、 TTdl =ρΛπ rdl -(rdl-tdl) -^-(R-x)xdx上過渡艙段lu2所受離心力為
γ P rR-^ιηθΓ /、2~| 仞2 ,Fu2 =puln ruu2 ~(ruu2 -tu2)xdx
ul JR-1iulSme-1Tu2Sme u2 [_ v uul ul,」sin沒
式中，ruu2為上過渡艙段對應微元的底面半徑
權(quán)利要求
1.一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)，其特征在于它包括試驗艙系統(tǒng)模塊(I)、離心機系統(tǒng)模塊(2)、控制系統(tǒng)模塊(3)、安全計算模塊(4)及測試模塊(5)，試驗艙系統(tǒng)模塊(1)與離心機系統(tǒng)模塊(2)的一端連接，離心機系統(tǒng)模塊(2)的另一端與控制系統(tǒng)模塊(3)的一端連接，控制系統(tǒng)模塊(3)的另一端與測試模塊(5)的一端連接，測試模塊(5)的另一端與安全計算模塊(4)連接；控制系統(tǒng)模塊(3)控制離心機系統(tǒng)模塊(2)實現(xiàn)既定參數(shù)，從而使離心機系統(tǒng)模塊(2)驅(qū)動試驗艙系統(tǒng)模塊(I)工作，安全計算模塊(4)用于判斷試驗的安全性，當出現(xiàn)安全問題時，通過控制系統(tǒng)模塊(3)控制試驗過程；測試模塊(5)實時監(jiān)測試驗進程。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)，其特征在于所述的試驗艙系統(tǒng)模塊(I)包括上配重艙段(lu3)、上過渡艙段(lu2)、上中間艙段(Iul)、下中間艙段(Idl)、下過渡艙段(ld2)、下配重艙段(ld3)、機臂與試驗艙連接部(104)，上配重艙段(lu3)位于上過渡艙段(lu2)頂部，上過渡艙段(lu2)置于上中間艙段(Iul)頂端，上中間艙段(Iul)位于下中間艙段(Idl)頂端，機臂與試驗艙連接部(104)位于上中間艙段(Iul)與下中間艙段(Idl)連接處中部，下中間艙段(Idl)位于下過渡艙段(ld2)頂端；下配重艙段(ld3)置于下過渡艙段(ld2)底部。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)，其特征在于所述的離心機系統(tǒng)模塊(2)包括機臂(201)、轉(zhuǎn)軸(202)、動平衡配重(203)、減速器(204)、聯(lián)軸器(205)、電動機(206),電動機(206)的輸出端與聯(lián)軸器(205)相連，電動機(206)的另一端與控制系統(tǒng)模塊(3)相連；聯(lián)軸器(205)的另一端與減速器(204)相連；減速器(204)的輸出端與轉(zhuǎn)軸(202)相連；轉(zhuǎn)軸(202)與機臂(201)相連；動平衡配重(203)與試驗艙系統(tǒng)模塊(I)分別位于機臂(201)兩端，機臂(201)與轉(zhuǎn)軸(202)連接。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)，其特征在于所述的離心機系統(tǒng)模塊(2)的機臂(201)與機臂與試驗艙連接部(104)之間連接。
5.一種高可靠性飛行器離心試驗方法，其特征在于它包括以下步驟 (1)控制系統(tǒng)模塊(3)控制離心機系統(tǒng)模塊(2)實現(xiàn)既定參數(shù)，從而使離心機系統(tǒng)模塊(2)按照既定參數(shù)驅(qū)動試驗艙系統(tǒng)模塊(I)工作； (2)安全計算模塊(4)將試驗艙系統(tǒng)模塊(I)各艙段參數(shù)進行微元化處理，并對各艙段微元所受離心力以及對機臂與試驗艙連接部(104)的力矩進行積分處理，得到各艙段所受離心力以及聯(lián)接部(104)的力矩； (3)安全計算模塊(4)將上述步驟(3)中的積分后的各艙段所受離心力和連接部的力矩求代數(shù)和，得到機臂與試驗艙連接部(104)的扭轉(zhuǎn)角度及所受的剪力和扭轉(zhuǎn)應力； (4)安全計算模塊⑷將上述步驟⑷中得到的連接部(104)所受的剪力、扭轉(zhuǎn)應力求和，得到機臂與試驗艙連接部(104)所受的最大應力； (5)安全計算模塊(4)對機臂與試驗艙連接部(104)中心軸取轉(zhuǎn)矩及各向力平衡，得到試驗艙系統(tǒng)模塊(I)的重心偏移量； (6)通過安全計算模塊(4)對比機臂與試驗艙連接部(104)所受載荷與其材料的許用載荷和扭轉(zhuǎn)剛度，以及對比扭轉(zhuǎn)角度與其材料的扭轉(zhuǎn)剛度k，判斷試驗的安全性； (7)依據(jù)試驗艙系統(tǒng)模塊(I)的重心偏移量，使用上配重艙段(lu3)及下配重艙段(ld3)調(diào)整試驗艙系統(tǒng)模塊(I)重心，使其抵消計算所得的重心偏移。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種高可靠性飛行器離心試驗方法，其特征在于所述的步驟(2)中的離心試驗艙的各艙段參數(shù)包括試驗艙系統(tǒng)模塊(I)參數(shù)、上配重艙段(lu3)參數(shù)、上過渡艙段(lu2)參數(shù)、上中間艙段(Iul)參數(shù)、下中間艙段(Idl)參數(shù)、下過渡艙段(ld2)參數(shù)、下配重艙段(ld3)參數(shù)、機臂與試驗艙連接部(104)參數(shù)。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種高可靠性飛行器離心試驗方法，其特征在于所述的機臂與試驗艙連接部(104)參數(shù)包括連接部直徑、連接部長度、連接部材料參數(shù)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的一種高可靠性飛行器離心試驗方法，其特征在于所述的機臂與試驗艙連接部(104)材料參數(shù)包括材料彈性模量、泊松比、許用應力、扭轉(zhuǎn)剛度。
9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種高可靠性飛行器離心試驗方法，其特征在于所述的試驗艙系統(tǒng)模塊(I)參數(shù)包括旋轉(zhuǎn)半徑、角速度以及試驗偏角。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛行器的離心試驗技術(shù)領(lǐng)域，具體公開一種高可靠性飛行器離心試驗系統(tǒng)以及方法，該系統(tǒng)包括試驗艙系統(tǒng)模塊、離心機系統(tǒng)模塊、控制系統(tǒng)模塊、安全計算模塊及測試模塊；該試驗方法包括輸入連接部、試驗艙、整機試驗參數(shù)，得到連接部所受載荷；對連接部中心軸取力矩及力平衡，得到試驗艙系統(tǒng)模塊重心偏移量；依據(jù)重心偏移量，用配重調(diào)整試驗艙系統(tǒng)模塊重心，抵消重心偏移；安全計算模塊判斷試驗安全性；控制系統(tǒng)模塊調(diào)節(jié)離心機系統(tǒng)模塊參數(shù)；離心機系統(tǒng)模塊帶動試驗艙系統(tǒng)模塊試驗；測試模塊監(jiān)測試驗過程；出現(xiàn)安全問題時通過控制系統(tǒng)模塊控制試驗過程。該系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，性能穩(wěn)定，試驗方法可靠性強，可用于各類飛行器的綜合離心試驗。
文檔編號G01M99/00GK103063453SQ20111031916
公開日2013年4月24日 申請日期2011年10月19日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月19日
發(fā)明者嚴魯濤, 張琪, 丁洋, 楊志鵬 申請人:北京強度環(huán)境研究所, 中國運載火箭技術(shù)研究院