(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 202210525906.X (22)申请日 2022.05.16 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114608782 A (43)申请公布日 2022.06.10 (73)专利权人 天津航天瑞莱科技有限公司 地址 300462 天津市滨 海新区天津开发区 西区中北三 街9号 (72)发明人 张部声　毛凯　李杰　崔修斌　 宁薇薇　朱大巍　张呈波　王苏波　 姚瑾　雷霆　张晓鹏　 (74)专利代理 机构 天津市三利专利商标代理有 限公司 12107 专利代理师 韩新城 (51)Int.Cl. G01M 7/08(2006.01) G01N 3/303(2006.01) G01N 3/02(2006.01)(56)对比文件 CN 111707437 A,2020.09.25 CN 108680 326 A,2018.10.19 CN 203772657 U,2014.08.13 CN 201885863 U,2011.06.29 CN 112198069 A,2021.01.08 CN 109297837 A,2019.02.01 CN 104034504 A,2014.09.10 JP 20120 37398 A,2012.02.23 朱德轩.民用飞机 机身燃油管路适 坠性适航 要求和验证方法研究. 《民用飞机设计与研究》 .2016,(第123期),第5 6-60页. 葛锐.民用飞机管路系统适 坠性仿真分析研 究. 《科技视界》 .2017,第3 03页. Saiaf Bi n Rayhan.Model ing of fuel i n crashworthiness study of aircraft w ith auxiliary fuel tan k. 《Internati onal Journal of Impact Engi neering》 .2011,第1- 13页. 审查员 朱天 (54)发明名称 一种航空燃油管路坠撞冲击试验 装置 (57)摘要 本发明公开一种航空燃油管路坠撞冲击试 验装置， 包括安装于基础平台上的分体式塔架及 一字型的燃油管路安装平台、 设置在分体式塔架 内部并位于燃油管路安装平台上方的导向系统， 受导向系统导向约束能实现自由落体垂直下 降 的落刀， 燃油管路安装平台包括两个沿长度方向 隔开的安装台， 安装台上有两个用于两端固定并 张紧燃油管路的安装座， 安装座立板上经水平布 置的螺栓同轴连接力传感器一端， 力传感器另一 端同轴连接能对燃油管路模拟注液及加压的转 接堵头， 两个安装台隔开空间的下方水平布置柔 性绳， 柔性绳下方设置缓冲装置。 该装置能实现 对内部进行了注液和加压的燃油管路开展自由 落体式坠撞冲击试验， 具备燃油管路动态冲击力和变形表征能力。 权利要求书1页 说明书5页 附图6页 CN 114608782 B 2022.08.02 CN 114608782 B 1.航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 包括安装于基础平台上的分体式塔 架以及一字型布置的燃油管路安装平台、 设置在分体式塔架内部并位于所述燃油管路安装 平台上方的导向系统， 受所述导向系统导向约束能实现自由落体垂直下降的落刀， 所述燃 油管路安装平台包括两个沿长度方向隔开安装的安装台， 每个所述安装台上有一安装座， 两个所述安装座用于安装于燃油管路两端并通过沿安装台轴向方向移动以张紧燃油管路， 每个所述安装座的立板上通过水平布置的螺栓同轴连接力 传感器的一端， 所述力 传感器的 另一端同轴连接能对燃油管路模拟注液及加压的转接堵头； 两个所述安装台的隔开空间的 下方水平布置柔性绳， 所述 柔性绳下方设置有缓冲装置 。 2.根据权利要求1所述航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 所述导向系统包 括四根呈矩形状布置的钢丝绳， 所述落刀具有配合所述钢丝绳的四个通孔， 所述钢丝绳穿 过所述通孔与所述 落刀连接 。 3.根据权利要求2所述航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 所述钢丝绳的顶 端各自通过吊环安装在分体式塔架的顶端， 底端绕过定滑轮和水平拉紧器连接进 行竖直拉 紧安装。 4.根据权利要求1所述航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 所述落刀包括楔 形状的刀座， 刀座的上端 可拆卸式安装有配重、 下端 可拆卸式安装有刀头， 电吸铁与配重顶 端的凹槽进 行间隙吸附配合， 所述电吸铁为 失电型电吸铁， 不通电时与配重吸附在一起， 通 电时断开。 5.根据权利要求4所述航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 所述电吸铁通过 其顶端连接的垂直布置的起吊绳与吊葫芦连接， 所述吊葫芦安装于分体式塔架的顶端。 6.根据权利要求4所述航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 所述刀座的楔形 的角度小于 燃油管路变形的角度， 以防止所述刀座在坠撞过程中触碰 到燃油管路。 7.根据权利要求1所述航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 所述转接堵头具 有L形注液加压通道， 该L形注液加压通道的两端开孔分别形成于该转接堵头的侧壁以及端 面上。 8.根据权利要求1所述航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 所述缓冲装置为 沙袋， 所述 安装台上通过卡箍支撑座 安装有燃油管路的卡箍。 9.根据权利要求1所述航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 在燃油管路的正 前方布置高速摄 像机。 10.根据权利要求1所述航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 其特征在于， 所述螺栓与力 传感器螺纹连接， 所述力传感器与所述转接堵头螺纹连接， 所述转接堵头与燃油管路螺纹 连接。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114608782 B 2一种航空 燃油管路坠撞冲击 试验装置 技术领域 [0001]本发明涉及冲击试验技术领域， 特别是涉及一种航空燃油管路坠撞冲击试验装 置。 背景技术 [0002]燃油管路被比为航空器上的 “血管”， 其在设计定型前， 必须要考虑其在航空器可 生存坠撞条件下拥有足够的变形能力且不会出现燃油管路的破裂， 以降低航空器在可能发 生的坠撞情形下起火的风险， 这就要求燃油管路必须要开展坠撞冲击试验。 CCAR25.993(f) 中要求“机身内每根燃油导管的设计和安装， 必须允许有合理程度的变形和拉伸而不漏 油”。 航空器的典型代表民用飞机， 其燃油管路长度可达4米以上， 其可生存坠撞条件下的最 大坠撞速度达到47ft/s， 机体上可能对燃油管路造成伤害的物体重量大于30kg、 冲击接触 尺寸小于 5mm。 [0003]为了实现如此长的燃油导管的上述坠撞冲击考核， 必须要有适合燃油管路的坠撞 冲击试验装置， 该装置必须要 具备可对很长的燃油管路注液加压以模拟实际工作情形的能 力， 必须要冲击垂 直度高、 速度大且损耗小， 必须要 可调节落刀重量且满足特定刀头形状的 冲击， 同时该装置应具 备冲击力和冲击变形表征能力。 [0004]目前， 现有的落锤类试验设备不具 备开展上述长 燃油管路坠撞冲击试验的能力。 发明内容 [0005]本发明的目的是针对现有技术中存在的技术缺陷， 而提供一种航空燃油管路坠撞 冲击试验装置,  该装置能够实现对内部进 行了注液和加压的燃油管路开展不同落刀重量、 不同刀头形式的自由落体式坠撞冲击， 并具 备燃油管路动态冲击力和变形表征能力。 [0006]为实现本发明的目的所采用的技 术方案是： [0007]一种航空燃油管路坠撞冲击试验装置， 包括安装于基础平台上的分体式塔架以及 一字型布置的燃油管路安装平台、 设置在分体式塔架内部并位于所述燃油管路安装平台上 方的导向系统， 受所述导向系统导向约束能实现自由落体垂直下降的落刀， 所述燃油管路 安装平台包括两个沿长度方向隔开安装的安装台， 每个所述安装台上有一安装座， 两个所 述安装座用于安装于燃油管路两端并通过沿安装台轴向方向移动以张紧燃油管路， 每个所 述安装座的立板上通过水平布置的螺栓同轴连接力 传感器的一端， 所述力 传感器的另一端 同轴连接能对燃油管路模拟注液及加压的转接堵头； 两个所述安装台的隔开空间的下方水 平布置柔性绳， 所述 柔性绳下方设置有缓冲装置 。 [0008]藉由前述设计， 使得本发明较之 现有技术至少具有如下优点： [0009]1） 本发明中采用分体式塔架自上而下组装和搭建， 不仅易搭建而且易拆卸， 极大 地提高了工程实现的便捷性和经济性； [0010]2） 本发明中采用四根 （直径为10mm） 磷化涂层垂直钢丝绳作为落刀导向系统， 使落 刀的冲击 速度损失低于 5%、 冲击垂直角度偏差低于2 °；说　明　书 1/5 页 3 CN 114608782 B 3