(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 202210732335.7 (22)申请日 2022.06.27 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114778050 A (43)申请公布日 2022.07.22 (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 王彬文　刘海涵　黄文超　潘凯　 王纯　 (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 刘婷 (51)Int.Cl. G01M 7/02(2006.01) B64F 5/60(2017.01) G01M 99/00(2011.01) G01N 3/34(2006.01) G01N 3/14(2006.01) G01N 3/02(2006.01)(56)对比文件 CN 215339312 U,2021.12.28 CN 102991726 A,2013.0 3.27 CN 1083873 54 A,2018.08.10 CN 210293663 U,2020.04.10 CN 203824722 U,2014.09.10 CN 108910 080 A,2018.1 1.30 CN 212110522 U,2020.12.08 CN 110987343 A,2020.04.10 CN 215851969 U,202 2.02.18 CN 108146 654 A,2018.0 6.12 CN 112298603 A,2021.02.02 KR 100537380 B1,20 05.12.19 KR 10186 5364 B1,2018.0 6.07 JP 201616143 6 A,2016.09.0 5 KR 102062887 B1,2020.01.0 6 Chuang SHAO.Study o n vibrati on experiment for aircraft structure under static l oads. 《20 09 8th I nternati onally Conference on Reliability, Maintainability and Safety》 .20 09, (续) 审查员 陈改平 (54)发明名称 用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载 荷柔性施加系统 (57)摘要 本发明公开了用于飞机振动叠加疲劳强度 测试的疲劳载荷柔性施加系统， 属于飞机测试技 术领域， 施加系统包括试验台、 支撑组件和连接 组件； 试验台上设有试验件， 支撑组件包括内侧 固定梁、 外侧固定梁、 加载杆、 加载固定梁和转向 固定梁， 内侧固定梁、 外侧固定梁、 加载固定梁和 转向固定梁分别 与试验室内壁连接， 加载杆位于 外侧固定梁和加载固定梁之间， 连接组件用于将 内侧固定梁、 外侧固定梁、 加载杆、 加载固定梁、 转向固定梁和试验件 连接； 本发 明的施加系统结 构设计合理， 有利于提高飞机振动叠加疲劳强度测试结果的准确性。 [转续页] 权利要求书2页 说明书5页 附图5页 CN 114778050 B 2022.09.02 CN 114778050 B (56)对比文件 王彬文 等.GARTEUR 飞机模型振动特性研 究. 《振动工程学报》 .20 08,第21卷(第S 期), 邵闯 等.静载作用下的飞机结构振动试验 研究. 《机 械科学与技术》 .2009,第28卷(第1 1期), 孙中超.考虑综合因素的飞行器复杂机构可 靠性试验研究. 《中国优秀博硕士学位 论文全文 数据库(博士)工程科技 Ⅱ辑》 .2015,(第7 （2015） 期),2/2 页 2[接上页] CN 114778050 B1.用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统， 其特征在于， 包括试验 台 （1） 、 支撑组件 （2） 和连接组件 （3） ； 所述试验台 （1） 上通过螺栓固定连接有试验件 （4） ， 所 述试验件 （4） 的纵截面为倒U 型结构， 试验件 （4） 的外壁上水平分布有数个外侧加载座 （40） ， 试验件 （4） 内部远离所述外侧 加载座 （40） 的内壁上 水平分布有数个内侧 加载座 （41） ； 所述支撑组件 （2） 包括内侧固定梁 （20） 、 外侧固定梁 （21） 、 加载杆 （22） 、 加载固定梁 （23） 和转向固定梁 （24） ； 所述内侧固定梁 （20） 、 外侧固定梁 （21） 、 加载杆 （22） 、 加载固定梁 （23） 和转向固定梁 （24） 之间相互平行， 内侧固定梁 （20） 设置在试验件 （4） 内部且与试验台 （1） 的上端面固定连接， 内侧固定梁 （20） 上端面均匀分布有数个第一导 向滑轮 （200） ； 所述 外侧固定梁 （21） 、 加载固定梁 （23） 和转向固定梁 （24） 分别与试验室承重墙固定连接， 外侧 固定梁 （21） 位于试验件 （4） 左上方， 外侧固定梁 （21） 上端面均匀分布有数个第二导 向滑轮 （210） ； 所述加载杆 （22） 活动设置在外侧固定梁 （21） 上方， 所述加载固定梁 （23） 位于加载杆 （22） 上方， 加载固定梁 （23） 下底 面设置有数个第三导向滑轮 （230） ； 所述转向固定梁 （24） 位 于外侧固定梁 （21） 左上方， 转向固定梁 （2 4） 靠近外侧固定梁 （21） 的一侧均匀分布有数个第 四导向滑轮 （240） ； 所述连接组件 （3） 包括第一加载钢缆 （30） 、 第二加载钢缆 （31） 、 第三加载钢缆 （32） 、 第 四加载钢缆 （33） 、 第五加载钢缆 （34） 、 第六加载钢缆 （35） 和第七加载钢缆 （36） ； 所述第二加 载钢缆 （31） 、 第三加载钢缆 （32） 、 第四加载钢缆 （33） 、 第五加载钢缆 （34） 、 第七加载钢缆 （36） 均设置有数个， 第一加载钢缆 （30） 的一端依次穿过各个第一导向滑轮 （200） ； 各个所述 第二加载钢缆 （31） 的一端分别与各个内侧加载座 （4 1） 一一对应固定连接， 另一端分别穿过 对应侧的第一导向滑轮 （200） 后与第一加载钢缆 （30） 固定连接； 各个所述第三加载钢缆 （32） 的一端分别与各个外侧加载座 （40） 一一对应固定连接； 各个所述第四加载钢缆 （33） 的 一端均设置有加载砝码 （50） ， 另一端分别穿过各个第四导向滑轮 （2 40） ， 其中一个第四加载 钢缆 （33） 的另一端通过连接橡 皮绳 （51） 与第一加载钢缆 （30） 的另一端固定连接， 剩余各个 第四加载钢 缆 （33） 的另一端分别通过所述连接橡皮绳 （51） 与各个第三加载钢缆 （32） 的另 一端一一对应固定连接； 各个所述第五加载钢缆 （34） 的一端分别与各个连接橡皮绳 （51） 远 离第四加载钢缆 （33） 的一端一一对应固定连接， 其中一个第五加载钢缆 （34） 的另一端依次 穿过对应侧的第二导向滑轮 （210） 、 加载杆 （22） 和对应侧的第三导向滑轮 （230） 后连接有内 侧载荷加载接头 （52） ， 剩余各个第五加载钢缆 （34） 的另一端分别穿过对应侧的第二导向滑 轮 （210） 后与加载杆 （22） 的下底面固定连接； 所述第六加载钢缆 （35） 的一端设置有外侧载 荷加载接头 （53） ， 另一端依次穿过剩余各个第三导向滑轮 （230） ； 所述第七加载钢缆 （36） 的 一端分别与加载杆 （22） 的上端面固定连接， 另一端分别穿过对应侧的第三导 向滑轮 （230） 后与第六加载钢缆 （3 5） 固定连接 。 2.根据权利要求1所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统， 其特征在于， 所述外侧加载座 （40） 、 内侧加载座 （41） 均粘贴固定在试验件 （4） 上， 外侧加载 座 （40） 和内侧 加载座 （41） 上均通过轴承座 （40 0） 连接有加载转轴 （401） 。 3.根据权利要求1所述的用于飞机振动叠加疲劳强度测试的疲劳载荷柔性施加系统， 其特征在于， 各个所述连接橡皮绳 （51） 的两端均设置有快速接头 （54） ， 所述快速接头 （54） 包括外壳体 （540） 、 夹持弧板 （541） 和紧固环 （542） ， 所述外壳体 （540） 设置有两个， 两个外壳 体 （540） 之间通过螺纹套 （543） 活动连接， 两个外壳体 （540） 相远离的一侧均设置有对接孔权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114778050 B 3