Стенд для испытаний люка летательного аппарата



Стенд для испытаний люка летательного аппарата
Стенд для испытаний люка летательного аппарата
Стенд для испытаний люка летательного аппарата
Стенд для испытаний люка летательного аппарата
Стенд для испытаний люка летательного аппарата
Стенд для испытаний люка летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2444715:

Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" (RU)
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к средствам испытания авиационной техники. Предложено устройство стенда, включающее основание с проемом в центральной части, вертикальную раму, имитатор аэродинамического воздействия с пружинным блоком, установленным на вертикальной раме, блок имитации избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата с силовозбудителем и опорным элементом. Крышка люка летательного аппарата установлена над его проемом основания и через качалку соединена с пружинным блоком. Снизу крышка соединена с силовым пневмоцилиндром открытия крышки и силовозбудителем имитатора избыточного давления в фюзеляже. Технический результат заключается в возможности испытания люков летательных аппаратов с крышками, которые должны в ходе полета под воздействием скоростного аэродинамического напора и внутреннего избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата открываться. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Заявляемое изобретение относится к области испытательной техники, а именно к стендам для испытаний агрегатов летательных аппаратов, снабженных люками с крышками, которые в ходе полета должны открываться в условиях воздействия аэродинамических нагрузок и внутреннего давления летательного аппарата.

Из уровня техники известен стенд для испытания рамы седельного транспортного средства (см. патент РФ №1410645, МПК6 G01M 17/00, опубл. 27.11.1995 г., заявка №4008014 от 03.01.1986 г.). Известный стенд содержит основание с вертикальной и горизонтальной стенками. Стенд снабжен имитатором вертикального воздействия, который включает силовой цилиндр и несколько силовозбудителей, шарнирно закрепленных на горизонтальном основании. Штоки силового цилиндра и силовозбудителей имитатора вертикального воздействия шарнирно соединены с испытуемой рамой транспортного средства. Силовой цилиндр имитатора вертикального воздействия дает возможность имитировать силу тяжести. Силовозбудители имитатора вертикального воздействия позволяют имитировать воздействие на раму динамических нагрузок со стороны дорожного полотна. Кроме того, рассматриваемый стенд снабжен силовым цилиндром горизонтального нагружения, который шарнирно закреплен на вертикальной стенке, а его шток шарнирно через ферму соединен с испытуемой рамой транспортного средства.

Решение по этому патенту, повышая достоверность результатов испытаний седельного транспортного средства, например автомобиля, в условиях движения по дорожному полотну, не дает возможности исследования пространственного движения части испытуемого объекта при воздействии различных нагрузок.

Из патента РФ №915548 (МПК6 G01M 5/00, опубл. 27.05.1995 г., заявка №2932366, заявл. 02.06.1980 г.) известен стенд для прочностных испытаний шасси летательного аппарата. Этот стенд содержит силовую раму, снабженную колодцем в центральной части, и систему имитаторов воздействий (в терминологии источника - систему нагружения). Имитаторы воздействий выполнены в виде консолей, шарнирно закрепленных на силовой раме. Консоли шарнирно соединены со штоками силовозбудителей, шарнирно закрепленных на верхнем основании силовой рамы. Кроме того, стенд снабжен центральным силовозбудителем, помещенным в колодце силовой рамы. Объект испытаний установлен на верхнем основании силовой рамы рядом с отверстием колодца и соединен тягами и качалками с колоннами и центральным силовозбудителем. Система силовозбудителей стенда обеспечивает возможность имитации боковых и лобовых нагрузок, действующих на шасси летательного аппарата. Однако и этот стенд не дает возможности проводить испытания агрегатов летательного аппарата в процессе движения под действием аэродинамической нагрузки и давления внутри летательного аппарата.

Наиболее близким аналогом заявляемому решению является стенд для испытания замков шасси (см. патент РФ 1232013, МПК7 G01M 5/00, опубл. 27.05.2005 г., заявка №3803385, заявл. 18.10.1984 г.), который содержит раму с имитатором стойки шасси, шарнирно связанным с загрузочным гидроцилиндром. Кроме того, стенд содержит имитатор аэродинамического воздействия, закрепленный на раме и выполненный в виде пневмоцилиндра. Шток пневмоцилиндра имитатора аэродинамического воздействия взаимодействует с имитатором стойки шасси. Кроме того, стенд содержит качалку для установки замка и имитатора деформаций, при этом одно плечо качалки соединено с рамой, а другое плечо - с имитатором деформаций.

Известное техническое решение стенда позволяет приблизить условия испытаний к реальным условиям функционирования объекта испытаний за счет использования имитатора аэродинамического воздействия и имитатора деформаций. Однако на данном стенде, объектом испытаний которого является замок шасси, не могут испытываться агрегаты и элементы конструкций летательных аппаратов, к функциональному назначению которых относится способность изменения положения во взаимодействии с аэродинамическим скоростным напором. К числу таких агрегатов относятся крышки люков летательных аппаратов, которые должны открываться в ходе полета летательного аппарата, испытывая воздействие избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата и скоростного аэродинамического напора.

Как правило, конструкции люков летательных аппаратов, выполненных с обеспечением возможности открытия в процессе полета, включают крышку, шарнирно закрепленную в окантовке люка и зафиксированную замками в закрытом положении. Замки установлены в окантовке люка, а их исполнительные элементы в закрытом положении замка находятся во взаимодействии с ответными элементами крышки. Замки соединены с пневмоцилиндрами открытия замков. Кроме того, крышка люка соединена с силовым пневмоцилиндром. Силовой пневмоцилиндр и пневмоцилиндры открытия замков соединены с источником сжатого газа. В полете конструкция закрытой крышки люка находится под воздействием избыточного давления фюзеляжа, а при открытии крышки - под воздействием скоростного аэродинамического напора. При открытии крышки сжатый воздух подается к пневмоцилиндрам открытия замков, которые должны развить достаточное усилие для преодоления силы трения, которая возникает между исполнительными элементами замков и ответными элементами крышки за счет избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата. После открытия замков силовой пневмоцилиндр должен развить усилие, достаточное для преодоления силы аэродинамического воздействия на крышку, и перевести крышку в открытое положение с отклонением на угол 80…90 градусов.

При наземных испытаниях такого типа люков летательных аппаратов возникает техническая задача как по всестороннему моделированию нагрузок, действующих на крышку люка, и исследованию процессов открытия замков фиксации и моделированию пространственного движения крышки, так и по проверке проектно-конструктивных решений, заложенных в конструкцию крышки и пневматических узлов, обеспечивающих ее открытие.

Техническим результатом, достигаемым заявляемым изобретением, является возможность разработки стенда для испытания люка летательного аппарата в процессе открытия его крышки, позволяющего имитировать открытие замка фиксации крышки при воздействии избыточного давления в фюзеляже самолета и процесс открытия крышки при воздействии на крышку аэродинамического напора.

В заявляемом решении стенд для испытания люка летательного аппарата содержит основание, вертикальную раму, имитатор аэродинамического воздействия, блок имитации избыточного давления, источник сжатого газа, крышку люка летательного аппарата с замками фиксации и силовой пневмоцилиндр открытия крышки.

В заявляемом решении горизонтальное основание стенда снабжено проемом в центральной части, вертикальная рама размещена сбоку от основания стенда.

Имитатор аэродинамического воздействия заявляемого решения снабжен пружинным блоком, установленным на верхней перекладине вертикальной рамы, и качалкой, шарнирно закрепленной на основании стенда. Первое плечо качалки первой тягой соединено с пружинным блоком.

В заявляемом решении блок имитации избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата снабжен опорным элементом и силовозбудителем. Силовозбудитель размещен вертикально в проеме основания стенда, а его шток шарнирно соединен с опорным элементом.

Крышка люка летательного аппарата в заявляемом решении шарнирно установлена на основании стенда и зафиксирована относительно него замками, снабженными пневматическими цилиндрами открытия.

Силовой пневмоцилиндр открытия крышки шарнирно закреплен на основании стенда.

В заявляемом решении крышка люка летательного аппарата установлена над проемом основания стенда и сверху шарнирно соединена второй тягой со вторым плечом качалки имитатора аэродинамического воздействия. Снизу крышка люка кронштейном соединена со штоком силового пневмоцилиндра открытия крышки и подперта через опорный элемент блока имитации избыточного давления внутри фюзеляжа летательного аппарата штоком силовозбудителя.

В заявляемом решении пневматические цилиндры замков фиксации крышки и силовой пневмоцилиндр открытия крышки соединены с упомянутым источником сжатого газа.

Выполнение блока имитации избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата в виде силовозбудителя, размещенного вертикально в проеме основания стенда, шток которого соединен с опорным элементом, в сочетании с размещением крышки люка летательного аппарата над проемом основания во взаимодействии через опорный элемент с силовозбудителем обеспечивает имитацию воздействия на крышку избыточного давления. Имитация избыточного давления в фюзеляже самолета, величина которой при дозвуковых скоростях полета может составлять 0,1…0,25 атм, требует силового воздействия порядка 700…1500 кгс. Введение в блок имитации избыточного давления опорного элемента позволяет распределить это сосредоточенное усилие от штока силовозбудителя по тонкостенной конструкции крышки. В наиболее предпочтительном варианте использования заявляемого решения поверхность опорного элемента, обращенную к крышке люка, наиболее целесообразно выполнить близкой по форме к форме поверхности крышки люка.

В качестве силовозбудителя при небольших размерах крышки люка и высотах полета летательного аппарата до 500 км/час силовозбудитель может быть выполнен в виде пневмоцилиндра, соединенного с источником сжатого газа. При больших размерах крышки люка и больших высотах полета летательного аппарата силовозбудитель может быть выполнен в виде гидроцилиндра, соединенного с источником гидравлической энергии.

Величина аэродинамической нагрузки на крышку:

,

зависит от скорости потока (V), плотности воздуха (ρ), площади крышки (S), которая для реальных конструкций люка летательного аппарата может составлять от 0,9 до 1,2 м2, и коэффициента аэродинамического сопротивления (Cх), значение которого для плоской пластины, размещенной под углом 80…90 градусов к потоку, может составить 1,1…1,3. С учетом необходимого запаса, который требуют нормативные документы, для диапазона дозвуковых скоростей полета до 600 км/час имитатор аэродинамического воздействия должен обеспечить усилие на крышку в диапазоне от 200 до 3000 кгс.

Выполнение имитатора аэродинамического воздействия в виде пружинного блока, установленного на верхней перекладине вертикальной рамы, соединенного с качалкой, шарнирно закрепленной на основании стенда, первое плечо которой первой тягой соединено с пружинным блоком, а второе плечо второй тягой шарнирно соединено с крышкой люка летательного аппарата, позволяет обеспечить имитацию аэродинамической нагрузки на крышку люка в требуемых диапазонах. Подбор пружин с заданными характеристиками и их числа в пружинном блоке, геометрических размеров плеч качалки обеспечивает простое решение имитатора аэродинамических нагрузок.

В наиболее предпочтительном варианте стенда пружинный блок имитатора аэродинамического воздействия целесообразно выполнить из верхнего основания, шарнирно закрепленного на верхней перекладине вертикальной рамы, нижнего основания, шарнирно соединенного с первой тягой, и пружин одинаковой длины, которые помещены между основаниями блока.

Значительные силовые нагрузки от внутреннего избыточного давления в фюзеляже определяют значительную величину силы трения между исполнительным элементом замка фиксации крышки в закрытом положении и элементом конструкции крышки, с которой взаимодействует исполнительный элемент замка. Моделирование процесса открытия замка фиксации крышки, а также моделирование процесса пространственного движения крышки под воздействием аэродинамической нагрузки требует наличия в конструкции стенда исполнительной системы, подобной системе открытия люка, установленной на летательном аппарате.

Шарнирная установка крышки люка летательного аппарата на основании стенда с ее фиксацией относительно основания замками, снабженными пневматическими цилиндрами открытия, наличие в составе стенда силового пневмоцилиндра открытия крышки, шарнирно закрепленного на основании, шток которого соединен с крышкой, источника сжатого газа, который соединен с пневматическими цилиндрами замков фиксации крышки и силовым пневмоцилиндром открытия крышки позволяют провести на стенде испытание исполнительной системы открытия крышки люка.

Наиболее предпочтительно соединение крышки люка летательного аппарата со штоком силового пневмоцилиндра открытия крышки выполнить с использованием кронштейна, жестко закрепленного на крышке и шарнирно соединенного со штоком силового пневмоцилиндра. При этом может быть реализована простая кинематическая схема открытия крышки.

В наиболее предпочтительном варианте использования стенда крышку люка в плане наиболее целесообразно выполнить по форме, близкой к форме прямоугольника, и закрепить ее к основанию парой шарниров, причем шарниры крепления крышки к основанию и кронштейн крепления крышки к силовому пневмоцилиндру наиболее целесообразно разместить вблизи одной из сторон крышки, а замки фиксации крышки разместить вдоль другой стороны крышки.

Дополнительное использование датчиков давления, датчиков силы, датчиков угла поворота, концевых выключателей, фиксирующих начало и завершение открытия крышки люка, и программного обеспечения обработки экспериментальных данных, известных из уровня техники, позволяет наглядно представить результаты испытаний люка летательного аппарата и дать необходимые рекомендации по проектным параметрам системы открытия люка.

Заявляемое решение стенда для испытаний крышки люка летательного аппарата иллюстрируется следующими материалами:

- фиг.1 - общий вид силовой конструкции стенда в изометрии,

- фиг.2 - общий вид стенда сбоку,

- фиг.3 - крышка люка летательного аппарата (вид А с фиг.2, элементы основания и элементы вертикальной рамы условно не показаны),

- фиг.4 - график зависимости усилия, развиваемого пружинным блоком, от угла открытия крышки люка при имитации скорости полета 190…210 км/час,

- фиг.5 - график зависимости усилия, развиваемого пружинным блоком, от угла открытия крышки люка при имитации скорости полета 440…460 км/час,

- фиг.6 - график качественных изменений давления в элементах стенда, усилий пружинного блока и угла открытия крышки от времени при испытаниях.

Заявляемый стенд для испытаний устроен следующим образом.

Имитаторы внешних силовых воздействий, элементы испытуемого объекта - люка летательного аппарата, другие элементы стенда монтируются на силовой конструкции стенда (см. фиг.1). Силовая конструкция стенда включает основание 1 и вертикальную раму 2, размещенную сбоку от основания. Силовая конструкция стенда может быть выполнена в виде форменной конструкции из балок квадратного профиля, как показано на фиг.1. Верхние горизонтальные балки 3 стенда формируют опорную поверхность основания с пятами 4 для установки элементов люка летательного аппарата. Основание стенда снабжено проемом в центральной части, вертикальная ось которого на фиг.1 обозначена поз.5.

Вертикальную раму 2 целесообразно жестко соединить с конструкцией основания, как показано на фиг.1.

Кроме указанных элементов силовой конструкции стенда, стенд содержит имитатор аэродинамического воздействия, блок имитации избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата, источник сжатого газа 7, крышку люка летательного аппарата (поз.8 - крышка в исходном положении, поз.9 - крышка в открытом положении) и силовой пневмоцилиндр 10 открытия крышки.

Имитатор аэродинамического воздействия стенда (см. фиг.2) содержит пружинный блок 11 и качалку (поз.12 - качалка в исходном положении при закрытой крышке люка, поз.13 - качалка при открытой крышке).

Пружинный блок 11 закреплен на верхней перекладине 6 вертикальной рамы. Пружинный блок может быть выполнен из верхнего основания 14, шарнирно закрепленного на верхней перекладине 6 вертикальной рамы, нижнего основания 15 и пружин 16 одинаковой длины. Наиболее целесообразно выполнить пружинный блок с обеспечением возможности изменения числа пружин в пружинном блоке.

Двуплечая качалка 12 шарнирно закреплена на основании стенда. Первое плечо 17 двуплечей качалки первой тягой 18 шарнирно соединено с нижним основанием 15 пружинного блока.

Блок имитации избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата содержит силовозбудитель 19 и опорный элемент 20. Силовозбудитель 19 размещен вертикально в проеме основания. Опорный элемент 20 шарнирно соединен со штоком силовозбудителя. В наиболее предпочтительном варианте использования заявляемого решения поверхность опорного элемента блока имитации избыточного давления, обращенную к крышке люка, наиболее целесообразно выполнить близкой по форме к форме поверхности крышки люка летательного аппарата.

В качестве силовозбудителя может быть использован пневмоцилиндр. При этом пневмоцилиндр может быть соединен с источником сжатого газа 7 воздуховодами 29, как показано на фиг.2.

Кроме того, в качестве силовозбудителя может быть использован гидроцилиндр, соединенный с источником гидравлической энергии.

Крышка 8 люка летательного аппарата установлена шарнирно на основании стенда. Как правило, крышки люков летательных аппаратов выполнены в виде тел с поверхностями одинарной или двойной кривизны. При испытаниях люка целесообразно использовать крышку люка, которая по геометрическим формам и массово-инерционным характеристикам идентична крышке, устанавливаемой на летательном аппарате. Однако возможно и использование модели крышки, совпадающей по массово-инерционным характеристикам с крышкой, устанавливаемой на летательном аппарате, так, в качестве примера на фиг.2 приведена модель крышки с плоской формой наружной и внутренней поверхности.

Наиболее целесообразно крышку 8 люка в плане выполнить по форме, близкой к форме прямоугольника (см. фиг.3), например в форме прямоугольника со скругленными углами. При этом крышку целесообразно закрепить к основанию через кронштейны парой шарниров 21.

В исходном положении крышка 8 зафиксирована относительно основания 1 замками фиксации 22. Замки фиксации могут быть выполнены близкими по устройству к замкам выпущенного и убранного положения стоек шасси самолета (см. Г.И.Житомирский. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 2005 г., стр.262-263). Исполнительные элементы замков фиксации через общий вал 23 могут быть соединены с пневматическими цилиндрами открытия замков 24.

Силовой пневмоцилиндр 10 открытия крышки шарнирно закреплен на основании стенда под верхними горизонтальными балками 3 основания. Шток силового пневмоцилиндра 10 открытия крышки соединен шарнирно с кронштейном 25, жестко закрепленным на крышке.

В наиболее предпочтительном варианте использования стенда при выполнении крышки по форме, близкой к форме прямоугольника, шарниры 21 крепления крышки к основанию и кронштейн 25 крепления крышки к силовому пневмоцилиндру целесообразно разместить вблизи одной из сторон крышки, а замки фиксации 22 крышки разместить вдоль другой стороны крышки.

Крышка 8 люка летательного аппарата установлена над его проемом и сверху шарнирно соединена второй тягой 26 со вторым плечом 27 качалки имитатора аэродинамического воздействия. Снизу крышка подперта через опорный элемент 20 блока имитации избыточного давления внутри фюзеляжа летательного аппарата штоком силовозбудителя 19.

Пневматические цилиндры 24 открытия замков фиксации 22 крышки и силовой пневмоцилиндр 10 открытия крышки соединены воздуховодами 28 с источником сжатого газа 7.

Кроме отмеченных элементов, стенд для испытания люка летательного аппарата снабжен и другими элементами, такими как клапана, дроссели и датчики пневматической системы, осуществляющей подачу и регулирование воздуха к силовому пневмоцилиндру открытия крышки и пневматическим цилиндрам замков фиксации, концевые выключатели, фиксирующие начало и завершение открытия крышки, измерительные элементы, средствами электронно-вычислительной техники и программным обеспечением, осуществляющими регистрацию и обработку измерительной информации о процессе испытаний. Схемное построение таких систем построено на использовании известных инженерных приемов и методов расчета.

Заявляемое устройство стенда для испытания люка летательного аппарата работает следующим образом.

Собранная силовая конструкция стенда комплектуется имитатором аэродинамического воздействия с пружинным блоком 11 с необходимым числом пружин 16 и качалкой 12, блоком имитации избыточного давления в фюзеляже с силовозбудителем 19 и опорным элементом 20, источником сжатого газа 7. На стенд устанавливаются силовые конструктивные элементы люка летательного аппарата: силовой пневмоцилиндр 10, замки фиксации 22 крышки с валом 23 и пневмоцилиндрами 24 открытия замков. Источник сжатого газа 7 соединяется воздуховодами 28 с силовым пневмоцилиндром 10 и пневмоцилиндрами 24 открытия замков. Пневмосистема стенда комплектуется необходимыми датчиками давления, дросселями и клапанами.

На верхние горизонтальные балки 6 основания стенда устанавливается испытуемая крышка 8 люка летательного аппарата, кронштейн 25 крышки 8 соединяется с силовым пневмоцилиндром 10, а замки 22 устанавливаются в положение, фиксирующее закрытое положение крышки. Стенд комплектуется необходимыми концевыми выключателями, сигнализирующими о факте начала и завершения открытия крышки люка.

Для проверки факта удержания замками фиксации крышки в закрытом положении при воздействии избыточного давления в фюзеляже задают усилие силовозбудителя, обеспечивающее превышение в 2…3 раза величины избыточного давления в фюзеляже. В соответствии с этим развивают усилие на силовозбудителе. Контроль удержания крышки замками фиксации может проводиться визуально или по сигналам от концевых выключателей.

Стенд позволяет провести проверку работы замков фиксации крышки при их открытии. При закрытом положении замков 22 фиксации крышки силовозбудителем 19 имитируют избыточное давление в фюзеляже летательного аппарата на уровне 0,1…0,2 атм, затем к пневмоцилиндрам 24 открытия замков от источника сжатого газа 7 через дроссель подают сжатый воздух. Наиболее предпочтительно выполнить конструкцию замков фиксации и пневмоцилиндров открытия замков с обеспечением их открытия по достижении давления в пневмоцилиндрах до уровня 16…20 атм. С использованием датчиков давления фиксируют давление срабатывания замков, а визуально или с использованием концевых выключателей оценивают время срабатывания (открытия) замков.

Для испытания люка летательного аппарата при воздействии аэродинамического напора второй тягой 26 крышка 8 соединяется со вторым плечом 27 качалки 12. Предварительно по заданной величине скорости летательного аппарата и в соответствии с зависимостью изменения аэродинамической нагрузки на крышку 8 от угла открытия крышки подбирается необходимое число пружин 16 пружинного блока.

Наиболее целесообразно в пружинном блоке использовать набор стальных пружин длиной 0,8…1,2 м. Сравнение графиков зависимостей теоретической аэродинамической нагрузки 30 на крышку и нагрузки 31, развиваемой пружинным блоком, от угла открытия крышки для скорости полета 190…210 км/час (фиг.4) и скорости полета 440…460 км/час (фиг.5) показывает достаточную для испытаний точность имитации аэродинамической нагрузки, действующей на крышку. При этом моделирование аэродинамической нагрузки для скорости полета 190…210 км/час требует использования в пружинном блоке 2…3 пружин, моделирование аэродинамической нагрузки для скорости полета 440…460 км/час требует увеличения числа пружин в пружинном блоке до 10…13 с такой же длиной и аналогичными характеристиками упругости.

Качественный характер изменений давления в элементах стенда, усилий пружинного блока, усилий в силовозбудителе и угла открытия крышки от времени при испытании приведен на фиг.6.

В начале проведения испытаний (см. фиг.6) давление в источнике сжатого газа (кривая 32 на фиг.6) может составлять 180…210 атм, давление в пневматических цилиндрах открытия замков (кривая 33) и в силовом пневмоцилиндре открытия крышки (кривая 35) близко к атмосферному.

При закрытом положении замков 22 фиксации крышки силовозбудителем 19 имитируют избыточное давление (0,1…0,2 атм) в фюзеляже летательного аппарата, опорный элемент 20 распределяет сосредоточенное усилие от штока силовозбудителя по поверхности крышки 8.

При подаче команды на открытие замков фиксации крышки в момент τ0 сжатый воздух от источника сжатого газа подается в пневматические цилиндры открытия замков (кривая 33). При достижении давления в пневматических цилиндрах (кривая 33) открытия крышки до 16…20 атм замки фиксации крышки к моменту τ1 открываются. Далее давление в пневмоцилиндрах открытия замков практически сравнивается с давлением в источнике сжатого газа.

Одновременно в момент τ0 сжатый воздух от источника сжатого газа через дроссель (не показан на чертежах) подается в силовой пневмоцилиндр открытия крышки (кривая 35). После открытия замков фиксации крышки при превышении величиной момента относительно шарниров 21 от усилия в силовом пневмоцилиндре величины момента от усилия пружинного блока (кривая 34) крышка начинает открываться. При этом движение крышки через тяги и качалку передается на пружинный блок, пружины растягиваются и имитируют увеличение аэродинамического скоростного напора (см. кривую 34). Факт открытия замков фиксации крышки и начала ее открытия в момент τ1 может быть зафиксирован сигналом 37 от концевых выключателей. По мере открытия крышки (кривая 36) усилие на крышку от пружинного блока (кривая 34) возрастает, возрастает и давление в силовом пневмоцилиндре открытия крышки (кривая 35) и соответственно возрастает момент, действующий со стороны силового пневмоцилиндра на крышку. Крышка открывается на угол 80…90 градусов, что может быть зафиксировано сигналом 38 от соответствующего концевого выключателя в момент τ2.

При испытании проверяют срабатывание замков, открытие крышки, угол и время открытия, фиксацию крышки в открытом положении, давление в силовом пневмоцилиндре и пневмоцилиндрах открытия замков.

Результаты испытаний на заявляемом стенде позволяют провести проверку основных конструктивных решений, заложенных в конструкцию люка летательного аппарата: удержание замками фиксации крышки в закрытом положении при имитации внутреннего избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата, время открытия замков фиксации крышки люка, которое, как правило, не должно превышать 1…2 сек, время открытия крышки люка, которое не должно превышать 3…5 с и открытие крышки люка на угол 80…90 градусов.

Заявляемое изобретение может быть использовано на предприятиях авиационной и ракетно-космической промышленности, занимающихся разработкой и испытаниями летательных аппаратов.

1. Стенд для испытания люка летательного аппарата, содержащий основание, снабженное проемом в центральной части, вертикальную раму, размещенную сбоку от основания, имитатор аэродинамического воздействия, снабженный пружинным блоком, установленным на верхней перекладине вертикальной рамы, и качалкой, шарнирно закрепленной на основании стенда, первое плечо которой первой тягой соединено с пружинным блоком, блок имитации избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата, снабженный силовозбудителем, размещенным вертикально в проеме основания, и опорным элементом, соединенным со штоком силовозбудителя, источник сжатого газа, крышку люка летательного аппарата, установленную шарнирно на основании стенда, зафиксированную относительно него замками, соединенными с пневматическими цилиндрами открытия замков, и шарнирно закрепленный на основании стенда силовой пневмоцилиндр открытия крышки, при этом крышка люка летательного аппарата установлена над его проемом и сверху шарнирно соединена второй тягой со вторым плечом качалки имитатора аэродинамического воздействия, а снизу соединена со штоком силового пневмоцилиндра открытия крышки и подперта через опорный элемент блока имитации избыточного давления внутри фюзеляжа летательного аппарата штоком силовозбудителя, кроме того, пневматические цилиндры замков фиксации крышки и силовой пневмоцилиндр открытия крышки соединены с упомянутым источником сжатого газа.

2. Стенд для испытания люка летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что поверхность опорного элемента блока имитации избыточного давления в фюзеляже летательного аппарата, обращенная к крышке люка, близка по форме к форме поверхности крышки люка.

3. Стенд для испытания люка летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что пружинный блок имитатора аэродинамического воздействия выполнен из верхнего основания, шарнирно закрепленного на верхней перекладине вертикальной рамы, нижнего основания, шарнирно соединенного с первой тягой, и пружин одинаковой длины.

4. Стенд для испытания люка летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что соединение крышки люка летательного аппарата со штоком силового пневмоцилиндра открытия крышки выполнено через кронштейн, жестко закрепленный на крышке и шарнирно соединенный со штоком силового пневмоцилиндра.

5. Стенд для испытания люка летательного аппарата по п.5, отличающийся тем, что крышка люка в плане выполнена по форме, близкой к форме прямоугольника, и закреплена к основанию парой шарниров, причем шарниры крепления крышки к основанию и кронштейн крепления крышки к силовому пневмоцилиндру размещены вблизи одной из сторон крышки, а замки фиксации крышки размещены вдоль другой стороны крышки.

6. Стенд для испытания люка летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что силовозбудитель выполнен в виде пневмоцилиндра, соединенного с источником сжатого газа.

7. Стенд для испытания люка летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что силовозбудитель выполнен в виде гидроцилиндра, соединенного с источником гидравлической энергии.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к измерительной технике. .

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для тестирования конструкций, в частности венца фюзеляжа с продольной и окружной кривизной.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение для нагружения сжатым воздухом гермофюзеляжа летательного аппарата. .

Изобретение относится к устройству тестирования венца (10) фюзеляжа, например, летательного аппарата с продольной и окружной кривизной, содержащему набор средств (80) приложения сил к венцу фюзеляжа.

Изобретение относится к способам неразрушающего контроля технического состояния пролетных строений (ПС) и может быть использовано для контроля и диагностики сталежелезобетонных пролетных строений.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к стендам для прочностных испытаний летательных аппаратов. .

Изобретение относится к моделированию конструкций, в частности балок судового набора, преимущественно работающих на изгиб. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в машиностроении для определения параметров жесткости и увода винтовых пружин сжатия. .

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано при испытаниях авиационных конструкций. .

Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к установкам для прочностных испытаний авиационных конструкций

Изобретение относится к области гидравлики, в частности к сливу жидкостей из емкостей

Изобретение относится к области красильно-отделочного производства текстильной промышленности, а также может быть использовано в целлюлозно-бумажной, полиграфической, химической и других отраслях, где применяется валковое оборудование

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов

Изобретение относится к области неразрушающего контроля, а именно к диагностике и мониторингу состояния конструкции зданий или других инженерно-строительных сооружений в процессе строительства и эксплуатации
Изобретение относится к способам неразрушающего контроля технического состояния конусов и устоев железнодорожных мостов и может быть использовано для контроля и диагностики конусов и устоев мостов

Изобретение относится к измерительной технике и может использоваться для проведения испытаний на устойчивость электронных плат (ЭП) и их компонентов к механическим воздействиям, например, в космической промышленности. Сущность: осуществляют закрепление платы в оснастке, приложение к ней локальной нагрузки перпендикулярно поверхности платы с последующей проверкой работоспособности и определением максимального перемещения (прогиба) платы. Точки приложения нагрузки и точку с максимальным перемещением определяют расчетным путем по огибающим максимальных значений перемещений из результатов испытаний предварительно разработанной конечно-элементной модели прибора с платой на всех этапах штатной эксплуатации, а величину нагрузки в каждой из выбранных точек определяют по формуле. Нагружение выбранных точек проводят последовательно, контролируя перемещения в остальных точках, и при необходимости увеличивают перемещение в последующих точках, определяя максимальное перемещение по формуле. В оснастке для установки платы обеспечивают граничные условия, аналогичные условиям крепления платы в составе прибора. Технический результат: разработка универсального способа испытаний на механические воздействия электронных плат при задаваемой обобщенной нагрузке. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к стендам для прочностных испытаний авиационных конструкций. Стенд содержит маслонасосную станцию, электрогидравлические усилители, гидравлические цилиндры. В маслонасосной станции стенда установлен дополнительно насос высокого давления постоянной производительности небольшой мощности, подключенный к общему напорному коллектору, обеспечивающий пусконаладочные работы отдельно по каждому каналу многоканальной системы нагружения, независимо от общей системы нагружения с основными насосами высокого давления большой мощности. Технический результат заключается в уменьшении энергозатрат и повышении технологичности испытаний при пусконаладочных работах. 1 ил.

Изобретение относится к области прочностных испытаний конструкций летательных аппаратов (ЛА) с тепловым и силовым нагружением. Cтенд теплопрочностных испытаний содержит радиационные нагреватели, дополнительные нагреватели в районе наиболее теплонапряженных и теплоемких мест объекта испытаний (ОИ), снабженные индивидуальными источниками регулируемого напряжения, и систему силового нагружения. Дополнительные нагреватели выполнены в виде контактных нагревателей с резистивными элементами, прижимаемыми электрическими контактами непосредственно к электропроводящей поверхности наиболее теплонапряженных и теплоемких мест ОИ, а один из полюсов электрических контактов соединен общей шиной. Резистивные элементы выполнены в виде двухслойного пакета электропроводящих частиц из высокотемпературных материалов, переходные сопротивления между которыми в основном и определяют общее электрическое сопротивление резистивного элемента. Слой пакета, непосредственно прилегающий к объекту испытаний, обладает большим сопротивлением, а размеры пакета, частиц и степень их сжатия определяются опытным путем. Технический результат заключается в обеспечении необходимой температуры наиболее теплонапряженных и теплоемких мест ОИ, чем обеспечивается большее приближение условий испытаний к натурным. 1 ил.
Наверх