(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 202210659659.2 (22)申请日 2022.06.13 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114778056 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 符伟超　王彬文　惠旭龙　杨欢　 (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) B64F 5/60(2017.01) G01N 3/02(2006.01) G01N 3/04(2006.01) G01N 3/06(2006.01) G01N 3/307(2006.01)B25B 11/00(2006.01) (56)对比文件 CN 216309380 U,202 2.04.15 CN 113800005 A,2021.12.17 CN 111409860 A,2020.07.14 CN 103645026 A,2014.0 3.19 CN 210180841 U,2020.0 3.24 CN 104359675 A,2015.02.18 CN 114323529 A,2022.04.12 CN 10269 2306 A,2012.09.26 CN 112683481 A,2021.04.20 JP 2016065856 A,2016.04.28 EP 1251343 A1,20 02.10.23 CA 2778574 A1,2012.12.14 WO 201310 5917 A2,2013.07.18 US 5872321 A,19 99.02.16 (续) 审查员 袁鑫伟 (54)发明名称 轻型飞机结构动态冲击力学性能测试的试 验系统及方法 (57)摘要 本发明提供了轻型飞机结构动态冲击力学 性能测试的试验系统及方法， 属于飞机测试技术 领域。 试验系统包括台车、 试验工装夹具、 测量控 制组件、 用于为试验系统提供照明的照明组件、 摄像测量组件以及设于所述试验工装夹具上的 轻型飞机 试验件， 所述轻型飞机试验件内放置有 航空假人； 本发明利用台车作为试验平台， 可 以 精确控制轻型 飞机试验件的加速度曲线， 试验工 装夹具不仅可以满足0 °和60°两个试验工况要 求， 还能满足其他角度的工 况需求， 可靠性高； 该 试验系统集成了测量控制组件、 摄像测量组件的 先进测试技术， 并且完成了多种装置的同步触 发， 能够满足通用轻型飞机水平冲击试验的要求， 并且可操作性强， 试验风险低， 具有广阔的应 用前景。 [转续页] 权利要求书2页 说明书6页 附图5页 CN 114778056 B 2022.09.02 CN 114778056 B (56)对比文件 郑亚明.某轻型飞机驾驶员座椅装机动态水 平冲击试验分析. 《中国科技信息》 .2015,(第10 期), 魏榕祥 等.轻型飞机全机水平 撞击试验 装 置设计研究. 《机 械科学与技术》 .2012,第31卷(第2期),全 文. Zhuo-ping Duan 等.Experimental research on impact l oading characteristics by ful l-scale airplane impacting on concrete target. 《Nuclear Engineering and Design》 .2018,全 文.2/2 页 2[接上页] CN 114778056 B1.轻型飞机结构动态冲击力学性能测试的试验系统， 其特征在于， 包括台车 （1） 、 试验 工装夹具 （2） 、 测量控制组件 （3） 、 用于为试验系统提供照明的照明组件 （4） 、 摄像测量组件 （5） 以及设于所述试验工装夹具 （2） 上的轻型飞机试验件 （6） ， 所述轻型飞机试验件 （6） 内放 置有航空假人； 所述试验工装夹具 （2） 包括设于所述 台车 （1） 上端的下连接面板 （20） 、 与所述下连接面 板 （20） 一端铰接的上连接面板 （21） 、 设于所述上连接面板 （21） 和下连接面板 （20） 之间的角 度调节支架组件 （22） 、 设于上连接面板 （21） 上端的机身 连接机构 （23） ， 轻型飞机试验件 （6） 通过机身连接 机构 （23） 安装于上 连接面板 （21） 上端； 所述角度调节支架组件 （22） 包括沿长度方向设于下连接面板 （20） 上且上端设有第一 调节滑槽 （2200） 的两个水平滑条 （220） 、 位于两个所述水平滑条 （220） 上端且底端通过第一 调节滑块 （2210） 与所述第一调节滑槽 （2200） 滑动连接的调节滑板 （221） 、 沿长度方 向设于 上连接面板 （21） 底面且内壁左右两侧均设有多个第一固定插孔 （2220） 的第二调节滑槽 （222） 、 设于调节滑板 （221） 与上连接面板 （21） 之间的角度调节杆 （223） ， 所述角度调节杆 （223） 一端与调节滑板 （221） 铰接， 另一端通过第二调节滑块 （2230） 与第二调节滑槽 （222） 滑动连接， 且第二调节滑块 （2230） 左右两侧通过插销与第一固定插孔 （2220） 连接， 调节滑 板 （221） 通过第一电动伸缩杆 （2 24） 驱动其在第一调节 滑槽 （2200） 内来回滑动； 所述测量控制组件 （3） 包括控制各个电气元件正常运行的控制器 （30） 、 与所述控制器 （30） 连接且用于测量测试冲击过程中所述轻型飞机试验件 （6） 的加速度的第一加速度传感 器 （31） 、 用于测量测试冲击过程中所述轻型飞机试验件 （6） 的应力的应变传感器 （32） 、 用于 测量测试冲击过程中的航空假人身体内部的加速度与受力情况的第二加速度传感器 （33） 和力传感器 （34） ； 通过所述摄像测量组件 （5） 拍摄轻 型飞机试验 件 （6） 的动态冲击测试 过程。 2.根据权利要求1所述的轻型飞机结构动态冲击力学性能测试的试验系统， 其特征在 于， 各个所述第一固定插孔 （2220） 内均设有第一电磁线圈 （2221）， 所述第二调节滑块 （2230） 左右两侧分别设有弹簧插 杆 （2231） ， 所述弹簧插 杆 （2231） 末端设有与所述第一电磁 线圈 （2221） 极性相同的第二电磁线圈 （2 232） 。 3.根据权利要求2所述的轻型飞机结构动态冲击力学性能测试的试验系统， 其特征在 于， 所述弹簧插杆 （2231） 有多个， 多个弹簧插杆 （2231） 分别对称设于所述第二调节滑块 （2230） 左右两侧。 4.根据权利要求1所述的轻型飞机结构动态冲击力学性能测试的试验系统， 其特征在 于， 所述机身连接机构 （23） 包括设于上连接面板 （21） 上且 上端沿长度方向设有第三调节滑 槽 （2300） 的滑槽连接板 （230） 、 设于滑槽连接板 （230） 上且底端通过第三调节滑块 （2310） 与 第三调节滑槽 （2300） 连接的两个连接夹持板 （231） 、 设于滑槽连接板 （230） 上且用于驱动连 接夹持板 （231） 左右 滑动的第二电动伸缩杆 （232） 。 5.根据权利要求4所述的轻型飞机结构动态冲击力学性能测试的试验系统， 其特征在 于， 两个所述连接夹持板 （231） 相对侧均设有多个防滑贴紧软垫 （2311） ， 且 所述防滑贴紧软 垫 （2311） 为软硅胶材质， 所述滑槽连接板 （230） 上设有多个第二固定插孔 （2301） ， 每个连接 夹持板 （231） 上贯 穿设有与所述第二固定插孔 （23 01） 螺纹连接的螺纹旋拧杆 （23 02） 。 6.根据权利要求5所述的轻型飞机结构动态冲击力学性能测试的试验系统， 其特征在权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114778056 B 3