(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202210643448.X (22)申请日 2022.06.09 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114739619 A (43)申请公布日 2022.07.12 (73)专利权人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 刘小川　刘昊林　王计真　张宇　 白春玉　 (74)专利代理 机构 北京栈桥知识产权代理事务 所(普通合伙) 11670 专利代理师 潘卫锋 (51)Int.Cl. G01M 7/08(2006.01) G01N 3/307(2006.01) G01N 3/24(2006.01) G01N 3/04(2006.01) G01N 3/02(2006.01)B64F 5/60(2017.01) (56)对比文件 CN 104697845 A,2015.0 6.10 CN 210368602 U,2020.04.21 CN 114509250 A,2022.05.17 CN 103335898 A,2013.10.02 CN 113335560 A,2021.09.0 3 US 2016258 837 A1,2016.09.08 CN 111537333 A,2020.08.14 CN 2137816 52 U,2021.07.23 CN 106989990 A,2017.07.28 CN 101886995 A,2010.1 1.17 CN 103149075 A,2013.0 6.12 US 6860156 B1,2005.03.01 JP H11323892 A,1999.11.26 CN 213536539 U,2021.0 6.25 CN 114323956 A,2022.04.12 CN 203405370 U,2014.01.2 2 (续) 审查员 秦鲲 (54)发明名称 飞机气动冲击测试用联合加载试验系统及 加载试验方法 (57)摘要 本发明公开飞机气动冲击测试用联合加载 试验系统及加载试验 方法， 属于飞机测试技术领 域， 联合加载试验系统包括加载试验架、 移动平 台、 夹持组件、 动力组件、 试验件和PLC控制器； 移 动平台卡接在加载试验架上， 移动平台内设有滚 珠丝杠， 滚珠丝杠上连接有滑动座， 夹持组件设 置有两个， 两个夹持组件分别设在加载试验架和 移动平台上， 动力组件包括为滚 珠丝杠提供动力 的水平位移电机和为移动平台提供动力的电动 拉杆， 试验件的两端分别与两个夹持组件卡接， PLC控制器分别与各用电设备电性连接； 本发明 的联合加载试验系统结构设计合理， 能够实现试 验件的拉伸 和剪切应力的联合加载， 为飞机气动冲击测试 试验的顺利开展奠定 了基础。 [转续页] 权利要求书2页 说明书6页 附图6页 CN 114739619 B 2022.08.26 CN 114739619 B (56)对比文件 Zhang Yo ngjie.Analy sis of Basic Mechanical Proper ties for St ructural Materials of L ight and Smal l UAV. 《IEEE Xplore》 .2021,王计真.考虑面内载荷的复合材 料层合板冲 击性能. 《复合材 料学报》 .2020, 邓凡臣 等.大 型飞机机身曲板多轴载荷试 验技术研究. 《实验力学》 .2018,2/2 页 2[接上页] CN 114739619 B1.飞机气动冲击测试用联合加载试验系统， 其特征在于， 包括加载试验架 （1） 、 移动平 台 （2） 、 夹持组件 （3） 、 动力组件 （4） 、 试验件 （5） 和PLC控制器； 所述加载试验架 （1） 包括底座 （10） 、 两个设置在所述底 座 （10） 上端面的立柱滑轨 （11） 和分别与两个立柱滑轨 （11） 顶端固 定连接的横梁 （12） ； 所述移动平台 （2） 水平设置在横梁 （12） 下方且通过滑套 （20） 分别与两个立柱滑轨 （11） 滑动卡接， 移动平台 （2） 内部水平设置有一端与移动平 台 （2） 内壁转动卡接， 另一端贯穿移 动平台 （2） 的滚珠丝杠 （21） ， 所述滚 珠丝杠 （21） 上螺纹连接有与移动平台 （2） 内底部滑动卡 接的滑动座 （22） ， 滚 珠丝杠 （21） 上套设有与 移动平台 （2） 内侧壁固定连接的连接块 （23） ， 所 述连接块 （23） 和滑动座 （2 2） 之间活动连接有水平拉力传感器 （24） ； 所述夹持组件 （3） 设置有两个， 夹持组件 （3） 包括一侧设置有紧固螺栓 （300） 的定位板 （30） 和套设在所述紧固螺栓 （300） 上的夹持板 （31） ， 所述夹持板 （31） 和定位板 （30） 相对的 一侧均设置有夹持齿牙 （310） ； 两个所述定位板 （30） 分别固定设置在横梁 （12） 和滑动座 （22） 上； 所述动力组件 （4） 包括固定设置在移动平台 （2） 外壁上且与滚珠丝杠 （21） 端部连接的 减速机 （40） 、 设置在所述减速机 （40） 上且为减速机 （40） 提供动力的水平 位移电机 （41） 和设 置在底座 （10） 上端面且通过竖直测力传感器 （42） 与 移动平台 （2） 下底 面活动连接的电动拉 杆 （43） ； 所述试验件 （5） 的两端分别通过两个夹持板 （31） 与对应侧的两个定位板 （30） 夹持固 定； 所述PLC控制器分别与水平拉力传感器 （24） 、 水平位移电机 （41） 、 竖直测力传感器 （42） 和电动拉杆 （43） 电性连接； 两个所述定位板 （30） 上均设置有定位柱 （32） ， 所述试验件 （5） 的两端均设置有用于与 所述定位柱 （32） 卡接的定位 孔 （50） ； 所述定位柱 （32） 内部中空且设置有导向杆 （320） ， 侧壁上均匀分布有数个与其内部导 通的移动槽 （321） ， 定位柱 （32） 上设置有防剪切组件 （33） ， 所述防剪切组件 （33） 包括贯穿定 位柱 （32） 且与定位板 （30） 外壁转动卡接的推动丝杠 （330） 、 螺纹连接在所述推动丝杠 （330） 上且与所述导向杆 （320） 滑动卡接的推动半球 （331） 、 滑动卡接在所述移动槽 （321） 上且底 端通过滚轮 （3 32） 与所述推动半球 （3 31） 抵接的防剪切弧板 （3 33） ； 所述防剪切弧板 （333） 通过支撑架 （334） 与滚轮 （332） 连接， 所述支撑架 （334） 的两侧均 设置有导向套 （3340）， 定位柱 （32） 内部设置有与所述导向套 （3340） 滑动卡接的支杆 （3341） 。 2.根据权利要求1所述的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统， 其特征在于， 所述移 动平台 （2） 上端面沿滚珠丝杠 （21） 长度方向平行设置有两个滑槽 （25） ， 所述滑动座 （22） 下 底面设置有两个与所述滑槽 （25） 滑动卡接的滑块 （25 0） 。 3.根据权利要求1所述的飞机气动冲击测试用联合加载试验系统， 其特征在于， 所述夹 持板 （31） 靠近定位板 （30） 的一侧设置有端部设置有环形锁止槽 （340） 的锁止拉杆 （34） ， 所 述环形锁止槽 （340） 远离夹持板 （31） 的一侧倾斜设置， 所述定位板 （30） 上设置有用于插接 所述锁止 拉杆 （34） 的锁止孔 （301） ， 定位板 （30） 内部且位于锁止 拉杆 （34） 周向均匀分布有4 个锁块 （35）， 各个所述锁块 （35） 端部均设置有能够与环形锁止槽 （340） 锁止的楔形块权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114739619 B 3