本发明提供一种飞机面板连接件振动试验装置，其包括振动台、转接单元、面板单元和加载单元，振动台固定在地面上，转接单元的一个安装侧面与振动台的台面固定连接，面板单元通过压板固定在转接单元上，加载单元的一端固定在转接单元上，加载单元的另一端通过钢丝绳与面板单元相连接。本发明还提供飞机面板连接件振动试验的方法。本发明试验效率高，试验更准确，适用于航空航天、机械工业等多领域夹层连接结构的振动和冲击的相关试验，易于推广应用，具有较大的实用价值。
1.一种飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：其包括振动台、转接单元、面板单元和加载单元，
所述振动台固定在地面上，所述转接单元的一个安装侧面与振动台的台面固定连接，所述面板单元通过压板固定在所述转接单元上，所述加载单元的第一端固定在转接单元上，所述加载单元的第二端通过钢丝绳与所述面板单元相连接，所述转接单元包括转接板以及四个用于固定所述面板单元的连接机构，所述转接板包括第一侧板以及第二侧板，所述第一侧板与所述第二侧板垂直设置形成L形结构，四个连接机构均匀分布在第一侧板的四个边角处，所述面板单元借助于四个连接机构固定在转接板的第一侧板上，
所述的面板单元包括面板、口框和至少三个飞机面板连接件，所述面板通过飞机面板连接件固定在所述口框上，所述口框通过四个连接机构固定在转接板上，所述面板通过钢丝绳与加载单元相连接，
所述加载单元包括加载支架、多个滑轮、钢丝绳、弹簧和加载砝码，所述加载支架的底部与所述转接板的第一侧板或者第二侧板的外端部固定连接；所述弹簧设置在所述钢丝绳的一个端部，所述砝码与所述弹簧连接，所述钢丝绳的另一个端部借助于多个滑轮与所述面板单元的面板连接，所述多个滑轮设置在所述加载支架的顶部，在进行试验时，所述转接板的第一侧板或第二侧板与所述振动台的台面固定，从而能够改变所述面板单元的振动方向，
四个连接机构包括第一连接机构、第二连接机构、第三连接机构以及第四连接机构，所述第一连接机构包括第一压板和第一套筒，所述第二连接机构包括第二压板和第二套筒，所述第三连接机构包括第三压板和第三套筒，所述第四连接机构包括第四压板和第四套筒，四个压板压在所述口框上并借助于各自的套筒通过螺栓固定在第一侧板上，多个滑轮包括第一滑轮、第二滑轮和第三滑轮。
2.根据权利要求1所述的飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：所述面板单元还包括铰链，所述飞机面板连接件通过铰链固定在口框上，所述面板借助于至少一个飞机面板连接件进行连接。
3.根据权利要求1所述的飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：所述转接板的第一侧板或第二侧板通过螺栓固定在所述振动台的台面上。
4.根据权利要求2所述的飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：所述面板为平板或曲面盘型结构件，所述面板能够安装飞机面板连接件。
5.根据权利要求4所述的飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：所述口框为内部带有凸缘结构的环形结构件，用于飞机面板连接件与所述凸缘结构连接。
6.根据权利要求3所述的飞机面板连接件振动试验装置，其特征在于：试验包括飞机面板连接件垂直方向的试验、飞机面板连接件第一径向方向的试验以及飞机面板连接件第二径向方向的振动试验；
当转接板的第一侧板固定在所述振动台的台面上时，此时振动方向沿飞机面板连接件垂直向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对飞机面板连接件进行垂直方向的试验；
当转接板的第二侧板固定在所述振动台的台面上时，此时振动方向沿飞机面板连接件水平面方向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对飞机面板连接件进行水平第一径向方向的试验；
当转接板的第二侧板固定在所述振动台的台面上时，松开四个压板，沿面板的轴向旋转面板单元90度，此时振动方向沿飞机面板连接件水平面方向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对飞机面板连接件进行水平第二径向方向的试验。
7.一种基于权利要求1所述的飞机面板连接件振动试验装置进行飞机面板连接件振动试验的方法，其特征在于：其包括以下步骤：S1、进行振动试验之前的准备：选择弹簧的频率，加载砝码，将面板单元固定在转接单元上，并将飞机面板连接件安装在面板上；
S2、将转接板的第一侧板固定在所述振动台的台面上，此时振动方向沿飞机面板连接件垂直向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对飞机面板连接件进行垂直方向的试验，并记录试验数据；
S3、将转接板的第二侧板固定在所述振动台的台面上时，此时振动方向沿飞机面板连接件水平面方向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对飞机面板连接件进行水平第一径向方向的试验，并记录试验数据；
S4、在步骤S3的基础上，松开四个压板，沿面板的轴向旋转面板单元90度，固定四个压板，此时振动方向沿飞机面板连接件水平面方向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对飞机面板连接件进行水平第二径向方向的试验，并记录试验数据。
一种飞机面板连接件振动试验装置及试验方法
技术领域
[0001] 本发明涉及标准件试验技术领域，具体地涉及一种飞机面板连接件振动试验装置及试验方法。
背景技术
[0002] 飞机面板及口盖是飞机上一种用于实现结构部件的连接、内部结构的快速开敞及装饰等功能的零部件。典型的飞机面板及口盖通过螺栓螺母组合、快卸锁等连接件实现面
板的连接，典型的飞机面板结构件由上夹层、下夹层和飞机面板或口盖连接件组成。
[0003] 振动试验是通过试验室模拟实物或模型，在实际工况下的耐振性能进行考核。通过对飞机面板或口盖连接件组件的振动考核，能够模拟组件在实际工况，即恒定力载荷条
件下，对其振动环境适应性进行考核。现有试验装置对飞机面板或口盖连接件组件振动和
冲击试验考核不施加载荷或施加质量载荷，未考核承受一定恒定力载荷，例如：气动载荷条
件下飞机面板连接件环境性能，无法真实模拟试验件在恒定力载荷实际工况条件。
发明内容
[0004] 为了克服现有飞机面板连接件振动试验装置无法模拟恒定力载荷实际工况环境、振动方向转换繁琐等缺点提供了一种结构紧凑、可模拟实际恒定力工况载荷、振动方向转
换便捷的一种飞机面板连接件振动试验装置。
[0005] 具体地，本发明提供一种飞机面板连接件振动试验装置，其包括振动台、转接单元、面板单元和加载单元，
[0006] 所述振动台固定在地面上，所述转接单元的一个安装侧面与振动台的台面固定连接，所述面板单元通过压板固定在所述转接单元上，所述加载单元的第一端固定在转接单
元上，所述加载单元的第二端通过钢丝绳与所述面板单元相连接，
[0007] 所述转接单元包括转接板以及四个用于固定所述面板单元的连接机构，所述转接板包括第一侧板以及第二侧板，所述第一侧板与所述第二侧板垂直设置形成L形结构，所述
第一侧面固定在振动台的台面上，四个连接机构均匀分布在第一侧板的四个边角处，所述
面板单元借助于四个连接机构固定在转接板的第一侧板上，
[0008] 所述的面板单元包括面板、口框和至少三个飞机面板连接件，所述面板通过飞机面板连接件固定在所述口框上，所述口框通过四个连接机构固定在转接板上，所述面板通
过钢丝绳与加载单元相连接，
[0009] 所述加载单元包括加载支架、多个滑轮、钢丝绳、弹簧和加载砝码，所述加载支架的底部与所述转接板的第一侧板的外端部固定连接，所述弹簧设置在所述钢丝绳的一个端
部，所述砝码与所述弹簧连接，所述钢丝绳的另一个端部借助于多个滑轮与所述面板单元
的面板连接，所述多个滑轮设置在所述加载支架的顶部，
[0010] 在进行试验时，所述转接板的第一侧板或第二侧板与所述振动台的台面固定，从而能够改变所述面板单元的振动方向。
[0011] 优选地，四个连接机构包括第一连接机构、第二连接机构、第三连接机构以及第四连接机构，所述第一连接机构包括第一压板和第一套筒，所述第二连接机构包括第二压板
和第二套筒，所述第三连接机构包括第三压板和第三套筒，所述第四连接机构包括第四压
板和第四套筒，四个压板压在所述口框上并借助于各自的套筒通过螺栓固定在第一侧板
上。
[0012] 优选地，多个滑轮包括第一滑轮、第二滑轮和第三滑轮。
[0013] 优选地，所述面板单元还包括铰链，所述飞机面板连接件通过铰链固定在口框上，所述面板借助于至少一个飞机面板连接件进行连接。
[0014] 优选地，所述转接板的第一侧板或第二侧板通过螺栓固定在所述振动台的台面上。
[0015] 优选地，所述面板为平板或曲面盘型结构件，所述面板能够安装飞机面板连接件。
[0016] 优选地，所述口框为内部带有凸缘结构的环形结构件，用于飞机面板连接件与所述凸缘结构连接。
[0017] 优选地，试验包括飞机面板连接件垂直方向的试验、飞机面板连接件第一径向方向的试验以及飞机面板连接件第二径向方向的振动试验；
[0018] 当转接板的第一侧板固定在所述振动台的台面上时，此时振动方向沿飞机面板连接件垂直向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对飞
机面板连接件进行垂直方向的试验；
[0019] 当转接板的第二侧板固定在所述振动台的台面上时，此时振动方向沿飞机面板连接件水平面方向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，
对飞机面板连接件进行水平第一径向方向的试验；
[0020] 当转接板的第二侧板固定在所述振动台的台面上时，松开四个压板，沿面板的轴向旋转面板单元90度，此时振动方向沿飞机面板连接件水平面方向上下振动，设置振动台
参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对飞机面板连接件进行水平第二径向方
向的试验。
[0021] 优选地，本发明还提供一种飞机面板连接件振动试验方法，其包括以下步骤：
[0022] S1、进行振动试验之前的准备：选择弹簧的频率，加载砝码，将面板单元固定在转接单元上，并将飞机面板连接件安装在面板上；
[0023] S2、将转接板的第一侧板固定在所述振动台的台面上，此时振动方向沿飞机面板连接件垂直向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对
飞机面板连接件进行垂直方向的试验，并记录试验数据；
[0024] S3、将转接板的第二侧板固定在所述振动台的台面上时，此时振动方向沿飞机面板连接件水平面方向上下振动，设置振动台参数，开始试验，振动台沿垂直台面方向上下振
动，对飞机面板连接件进行水平第一径向方向的试验，并记录试验数据；
[0025] S4、在步骤S3的基础上，松开四个压板，沿面板的轴向旋转面板单元90度，固定四个压板，此时振动方向沿飞机面板连接件水平面方向上下振动，设置振动台参数，开始试
验，振动台沿垂直台面方向上下振动，对飞机面板连接件进行水平第二径向方向的试验，并
记录试验数据。
[0026] 与现有技术相比，本发明的效果如下：
[0027] 1、本发明采用带有弹簧组件的加载单元能实现度连接件结构的横载荷加载的条件下进行进行振动、冲击试验，能够模拟夹层连接件的实际恒定力负载例如气动载荷，能够
更真实考核夹层连接件结构的环境性能。
[0028] 2、本发明采用L型转向单元能够实现夹层连接件结构的振动、冲击方向的转换，通过垂直振动的试验设备就能够实现对夹层连接件结构三个方向的振动、冲击的试验，使用
更便捷，装夹方便，节约试验时间，降低设备要求。
[0029] 3、此外本发明试验效率高和试验更准确，适用于航空航天、机械工业等多领域夹层连接结构的振动和冲击的相关试验，易于推广应用，具有较大的实用价值。
附图说明
[0030] 图1为本发明振动试验安装示意图之一；
[0031] 图2为本发明的振动试验安装示意图之二；
[0032] 图3为本发明的转向单元结构示意图；
[0033] 图4A为本发明的面板单元结构示意图；
[0034] 图4B为本发明的图4A的A‑A剖面结构示意图；
[0035] 图5为本单元的加载单元结构示意图；
[0036] 图6为连接一个飞机面板连接件振动试验安装示意图；
[0037] 图7A为本发明的面板单元的第二实施例的结构示意图；以及
[0038] 图7B为本发明的图7A的A‑A剖面结构示意图。
[0039] 部分附图标记：
[0040] 1‑振动台；2‑转接单元；3‑面板单元；4‑加载单元；
[0041] 5‑转接板；6‑第一压板；7‑第一套筒；8‑第二压板；9‑第二套筒；10‑第三压板；11‑第三套筒；12‑第四压板；13‑第四套筒；
[0042] 14‑面板；15‑口框；16‑飞机面板连接件之一；17‑飞机面板连接件之二；18‑飞机面板连接件之三；
[0043] 19‑加载支架；20‑第一滑轮；21‑第二滑轮；22‑第三滑轮；23‑钢丝绳；24‑弹簧；25‑加载砝码；
[0044] 14’‑面板；15’‑口框；29‑铰链。
具体实施方式
[0045] 以下，参照附图对本发明的实施方式进行说明。
[0046] 如图1、图2、和图6所示的一种飞机面板连接件振动试验装置，其包括振动台1、转接单元2、面板单元3和加载单元4。
[0047] 如图3所示的转接单元2包括转接板5、第一压板6、第一套筒7、第二压板8、第二套筒9、第三压板10、第三套筒11、第四压板12和第四套筒13，第一压板6通过螺栓和第一套筒7
固定在转接板5上的螺纹孔上，第二压板8通过螺栓和第二套筒9固定在转接板5上的螺纹孔
上，第三压板10通过螺栓和第三套筒11固定在转接板上5的螺纹孔上，第四压板12通过螺栓
和第四套筒13固定在转接板5上的螺纹孔上，转接板5通过螺栓固定在振动台1台面上，加载
单元4通过螺栓与转接板的一侧开有螺纹孔与相连接，面板单元3的口框15通过第一压板6、
第二压板8、第三压板10和第四压板12固定在转接板5上。该转接板为L形板型结构件，用于
转向连接；该第一压板、第二压板、第三压板、第四压板为板型结构件，用于口框固定；该第
一套筒、第二套筒、第三套筒、第四套筒为圆管形结构件，用于口框固定。
[0048] 如图3、图4A及图4B所示的面板单元包括面板14、口框15和飞机面板连接件16、17、18。面板14通过飞机面板连接件16、17、18固定在口框上15，口框15通过压板6、8、10、12固定
在转接板5上，面板14通过钢丝绳23与加载单元4相连接。该面板14为平板或曲面盘型结构
件，用于安装飞机面板连接件。该口框为内部带有凸缘结构的环形结构件，用于飞机面板连
接件的连接。在此实施例中，飞机面板连接件至少要设置3个，或者也可以设置3个以上。图
4B示出了图4A的剖面示意图，其示出了飞机面板连接件的结构形状。
[0049] 在另一个面板单元的实施例中，如图6、图7A及图7B所示，面板单元包括面板14’、口框15’和飞机面板连接件16。面板14’通过飞机面板连接件16和铰链29固定在口框上15’，
口框15’通过四个压板固定在转接板5上，面板通过钢丝绳23与加载单元4相连接。该面板
14’为平板或曲面盘型结构件，用于安装飞机面板连接件。该口框为内部带有凸缘结构的环
形结构件，用于飞机面板连接件的连接。在此实施例中，飞机面板连接件至少要设置1个，或
者也可以设置1个以上。图7B示出了图7A的剖面示意图，其示出了飞机面板连接件的结构形
状。
[0050] 如图5所示的加载单元包括加载支架19、第一滑轮20、第二滑轮21、第三滑轮22、钢丝绳23、弹簧24和加载砝码25，加载单元4通过螺栓固定在转接单元2上，加载单元通过钢丝
绳与面板单元的面板相连接。该加载支架为T形的板型结构件，用于支撑和加载。该第一滑
轮20、第二滑轮21、第三滑轮22为市售件，用于承载钢丝绳。该弹簧24为市售件，用于加载力
传递。该加载砝码25为市售件，用于加载。该钢丝绳23为市售件，用于加载力传递。
[0051] 具体地，试验包括飞机面板连接件垂直方向的试验、飞机面板连接件第一径向方向的试验以及飞机面板连接件第二径向方向的振动试验。
[0052] 如图1所示，当振动方向沿飞机面板连接件垂直向时，设置振动台参数；根据振动参数，选择合适刚度的弹簧根据情况选择，弹簧固有频率小于2‑10倍振动频率；开始试验振
动台沿垂直台面方向振动，对飞机面板连接件进行垂直方向的试验考核。
[0053] 如图2所示，当振动方向沿飞机面板连接件径向方向时，设置振动台参数；根据振动参数，选择合适刚度的弹簧根据情况选择，弹簧固有频率小于2‑10倍振动频率；开始试验
振动台沿垂直台面方向振动，对飞机面板连接件进行第一径向方向的试验考核。径向方向
试验结束后，松开压板，将口框沿轴向转动90°进行振动试验，完成与第一径向反向和垂直
方向垂直的第三轴向，即第二径向的振动试验考核。
[0054] 做三个试验的目的是考核试验件沿XYZ三轴线振动试验，第一径向方向即为X轴，垂直方向即为Y轴，第二径向方向即为Z轴，一般试验件振动方向会包括XYZ三个反向。
[0055] 下面结合具体实施例对本发明的工作进行进一步描述：
[0056] 以下以某型90°快卸锁面板连接件振动试验为例，将口框与面板用90°快卸锁连接，试验要求沿三个互相垂直轴向进行振动试验考核，振动频率60HZ，振幅1.5mm，模拟加载
100N气动载荷。
[0057] 1)选择弹簧固有频率为6HZ。
[0058] 2)按图1所示，安装口框和加载单元，加载100N砝码。
[0059] 3)开始飞机面板连接件垂直方向振动试验，试验结束后记录试验数据。
[0060] 4)按图2所示，安装口框和加载单元，加载100N砝码。
[0061] 5)开始飞机面板连接件第一径向方向振动试验，试验结束后记录试验数据。
[0062] 6)按图2所示，松开压板，沿面板轴向旋转面板单元90度，之后固定压板，加载100N砝码；
[0063] 7)开始第二径向方向振动试验，试验结束后记录试验数据；
[0064] 8)完成三个方向的振动试验，模拟夹层连接件的实际恒定力负载例如气动载荷。
[0065] 与现有技术相比，本发明的效果如下：
[0066] 1、本发明采用带有弹簧组件的加载单元能实现度连接件结构的横载荷加载的条件下进行进行振动和冲击试验，能够模拟夹层连接件的实际恒定力负载例如气动载荷，能
够更真实考核夹层连接件结构的环境性能。
[0067] 2、本发明采用L型转向单元能够实现夹层连接件结构的振动、冲击方向的转换，通过垂直振动的试验设备就能够实现对夹层连接件结构三个互相垂直方向的振动、冲击的试
验，使用更便捷，装夹方便，节约试验时间，降低设备要求。
[0068] 3、此外本发明试验效率高和试验更准确，适用于航空航天、机械工业等多领域夹层连接结构的振动和冲击的相关试验，易于推广应用，具有较大的实用价值。
[0069] 以上所述的实施例仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案
做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。
