(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210627045.6 (22)申请日 2022.06.06 (71)申请人 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 张宇　王彬文　白春玉　王计真　 (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 3/30(2006.01) B25H 1/02(2006.01)B25H 1/08(2006.01) B25H 1/18(2006.01) (54)发明名称 飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度 固定试验系统 (57)摘要 本发明涉及飞机测试技术领域， 公开了飞机 离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验 系统， 包括水平设置在地面上的支撑装置， 设置 在所述支撑装置上的变角度固定试验台； 所述变 角度固定试验台包括设置在所述支撑装置上的 第一角度调节装置， 活动设置在所述第一角度调 节装置上的第二角度调节装置； 所述第一角度调 节装置包括固定设置在所述支撑装置上方的圆 形连接盘， 设置在所述圆形连接盘中心的环形轴 套， 活动设置在所述环形轴套上且直径与圆形连 接盘一致的转动盘， 以及设置在所述圆形连接盘 与转动盘 之间的动力组件； 本发 明能够对试验件 进行不同姿态的控制， 有效提高离散源冲击损伤 测试结果的精确度。 权利要求书2页 说明书5页 附图4页 CN 114778055 A 2022.07.22 CN 114778055 A 1.飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统， 其特征在于， 包括水平设 置在地面上的支撑装置 （1） ， 设置在所述支撑装置 （1） 上的变角度固定试验台； 所述变角度固定试验台包括设置在所述支撑装置 （1） 上的第一角度调 节装置 （2） ， 活动 设置在所述第一角度调节装置 （2） 上的第二角度调节装置 （3） ； 所述第一角度调节装置 （2） 包括 固定设置在所述支撑装置 （1） 上方的圆形连接盘 （20） ， 设置在所述圆形连接盘 （20） 中心的环形轴套 （21） ， 活动设置在所述环形轴套 （21） 上且直径 与圆形连接盘 （20） 一致的转动盘 （22） ， 以及设置在所述圆形连接盘 （20） 与转动盘 （22） 之间 的动力组件 （23） ； 所述第二角度调节装置 （3） 包括设置在所述转动盘 （22） 上的调节组件 （30） ， 设置在所 述调节组件 （30） 上方的试验件固定台 （31） ， 以及设置在所述调节组件 （30） 与试验件固定台 （31） 之间的连接支撑架 （32） ； 所述调节组件 （30） 包括两组垂直设置在所述转动盘 （22） 上的调节板 （300） ， 活动设置 在两组所述调节板 （300） 之间的转动架 （301） ， 以及设置在所述调节板 （300） 上用于锁定转 动架 （301） 的锁定结构 （3 3） ； 所述调节板 （300） 中部设置有中心孔 （302） ； 所述调节板 （300） 上设置有以中心孔 （302） 为中心的弧形槽 （3 03） ； 所述调节板 （3 00） 侧面设置有L型 结构件 （3 08） ； 所述转动架 （301） 包括与连接支撑架 （32） 连接的连接台 （304） ， 固定设置在 所述连接台 （304） 侧面的转动件 （305） ， 设置在所述转动件 （305） 中部且与中心孔 （302） 旋转连接的中心 转轴 （306） ， 一端设置在所述 转动件 （3 05） 上且与弧形槽 （3 03） 滑动连接的滑动轴 （3 07） ； 所述锁定结构 （33） 包括设置在 所述弧形槽 （303） 上的弧形齿条 （330） ， 设置在 所述滑动 轴 （307） 另一端的限位块 （331） ， 设置在所述限位块 （331） 上的顶杆 （332） ， 以及设置在所述 顶杆 （332） 上且与弧形齿条 （3 30） 能够耦合的锁块 （3 33） 。 2.根据权利要求1所述的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统， 其 特征在于， 所述支撑装置 （1） 包括设置在水平 地面上的底部基盘 （10） ， 设置在底部基盘 （10） 上且与圆形 连接盘 （20） 连接的姿态调整组件； 所述底部基盘 （10） 包括水平设置在地面上的中心固定盘 （100） ， 多个设置在所述中心 固定盘 （100） 上且沿中心固定盘 （100） 径向均匀分布的延长杆 （101） ， 多个分别设置在所述 延长杆 （101） 端部的连接座 （102） ； 所述连接座 （102） 上表面设置有第一连接吊耳 （103） ， 连接座 （102） 下表面设置有接地 固定组件 （10 6） ； 所述圆形连接盘 （20） 下表面活动设置有多个且分别与第一连接吊耳 （103） 对应的第二 连接吊耳 （104） ； 所述姿态调整组件包括多组下端分别与第一连接吊耳 （103） 连接、 上端分别与第二连 接吊耳 （104） 连接的支撑调节组件 （1 1） 。 3.根据权利要求2所述的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统， 其 特征在于， 所述支撑调节组件 （11） 包括上端与第二连接吊耳 （104） 活动铰接、 下端与第一连 接吊耳 （103） 活动铰接的支撑杆 （110） ， 水平设置在所述支撑杆 （110） 下方且位于中心固定 盘 （100） 上的液压推缸固定座 （111） ， 安装在所述液压推缸固定座 （111） 上且伸缩端指向第权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114778055 A 2一连接吊耳 （103） 的液压推缸 （112） ， 下端与所述液压推缸 （112） 活动铰接、 上端与所述支撑 杆 （110） 中部活动铰接的调节杆 （1 13） 。 4.根据权利要求3所述的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统， 其 特征在于， 所述圆形连接盘 （20） 下表面设置有吊耳滑槽 （105） ； 所述第二连接吊耳 （104） 滑 动设置在所述吊耳滑槽 （10 5） 内。 5.根据权利要求3所述的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统， 其 特征在于， 所述调节杆 （113） 包括上端与支撑杆 （110） 铰接的工字型调节杆 （114） ， 滑动设置 在所述工 字型调节杆 （1 14） 上且下端与液压推缸 （1 12） 铰接的U型滑动杆 （1 15） ； 所述工字型调节杆 （114） 上设置有锁定齿条； 所述U型滑动杆 （115） 上设置有与锁定齿 条连接的棘轮装置 （1 16） 。 6.根据权利要求5所述的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统， 其 特征在于， 所述液压推缸 （1 12） 与U型滑动杆 （1 15） 连接处设置有铰接连接件 （1 17） ； 所述延长杆 （101） 上表面设置有限位槽 （1 18） ； 所述铰接连接件 （1 17） 滑动设置在所述限位槽 （1 18） 上。 7.根据权利要求2所述的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统， 其 特征在于， 所述姿态调整组件包括四组下端分别与第一连接吊耳 （103） 连接、 上端分别与第 二连接吊耳 （104） 连接的支撑调节组件 （1 1） 。 8.根据权利要求1所述的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统， 其 特征在于， 所述动力组件 （23） 包括设置在圆形连接盘 （20） 外边缘的动力齿槽 （230） ， 均匀设 置在所述转动盘 （22） 边部的齿轮固定架 （231） ， 活动设置在所述齿轮固定架 （231） 上的动力 齿轮 （232） ， 以及用于向所述动力齿轮 （232） 提供动力的动力电机 （23 3） 。 9.根据权利要求1所述的飞机离散源冲击损伤测试中试验件变角度固定试验系统， 其 特征在于， 所述试验件固定台 （31） 包括设置在所述连接支撑架 （32） 上的固定台本体 （310） ， 均匀设置在所述固定台本体 （310） 上的卡槽 （311） ， 下端安装在所述卡槽 （311） 上的卡接件 （312） ， 设置在所述 卡接件 （312） 上的试验 件夹持爪 （313） 。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114778055 A 3