CN105842061B - 一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明属于测试技术，涉及一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置。包括一个加载装置，加载装置包括疲劳试验机(1),其特征在于：还包括非接触应变位移测量仪(2)、非接触应变位移测量仪支架(3)、数字显微读数系统(4)，数字显微读数系统支架(5)、红外热成像仪(6)和红外热成像仪支架(7)。本发明提出了一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置，提高了试验装置的适用性，满足了飞机壁板结构损伤容限的测试要求。

Description

一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置
技术领域
本发明属于测试技术，涉及一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置。
背景技术
薄壁结构是飞机制造常用到的设计单元之一，早期飞机结构的强度标准是静强度和刚度，如今要求飞机结构存在裂纹或局部零件破坏时仍能承受足够的载荷并能工作到下一次检修，这就要求飞机设计满足损伤容限设计要求。薄壁结构特别是飞机壁板的损伤容限性能测试可以为飞机结构的损伤容限设计提供重要的基础数据，它已经引起飞机设计和制造单位的高度关注。目前的损伤容限测试试验装置，多为通过一次试验仅能记录损伤容限性能分析所需的某一特定断裂力学参数，其缺点是：仅能满足单一化、标准化试件的测试要求，无法满足飞机壁板结构损伤容限的测试要求。
发明内容
本发明的目的是：提出一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置，以便提高试验装置的适用性，满足飞机壁板结构损伤容限的测试要求。
本发明的技术方案是：一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置，包括一个加载装置，加载装置包括疲劳试验机1,其特征在于：还包括非接触应变位移测量仪2、非接触应变位移测量仪支架3、数字显微读数系统4，数字显微读数系统支架5、红外热成像仪6和红外热成像仪支架7；
加载装置还包括上夹具、下夹具、防屈曲装置10、试验件11和2个定位夹套12；
试验件11是一个矩形板，试验件11的板厚和材质与所模拟的飞机壁板相同，在试验件11长度方向的上端有一个矩形的试验件上连接区11a，在试验件上连接区11a上有2排上连接区螺钉过孔，在试验件11长度方向的下端有一个矩形的试验件下连接区11b，在试验件下连接区11b上有2排下连接区螺钉过孔，试验件上连接区11a和试验件下连接区11b之间是试验区，在试验区的后表面上有1个～7个相互平行的、间距相等的、沿长度方向伸展的、横截面为矩形的桁条11c；在试验件11的试验区中部人为制造一条沿宽度方向伸展的、贯通试验件11板厚的裂纹；上夹具由2个结构和尺寸相同的上夹具板8、上转接头8a和上夹具螺栓组成，在上夹具板8的下端有上夹具板连接区，在上夹具板连接区上有上夹具板连接区螺钉过孔，上夹具板连接区螺钉过孔的数量与试验件上连接区11a的上连接区螺钉过孔的数量相同并且位置对应，试验件上连接区11a位于2个上夹具板8的上夹具板连接区之间，通过上夹具螺栓将2个上夹具板8的上夹具板连接区和试验件上连接区11a连接为整体；在上夹具板8的上端中部有一个上夹具板8销孔；上转接头8a由下部的上转接头双耳和上部的上转接头螺杆组成，上转接头双耳可以相对上转接头螺杆转动，上转接头螺杆拧进疲劳试验机1上横梁的螺纹孔内，通过上转接头销轴组件将上夹具板8的上端与上转接头8a的上转接头双耳形成铰链连接；下夹具由2个结构和尺寸相同的下夹具板9、下转接头9a和下夹具螺栓组成，在下夹具板9的上端有下夹具板连接区，在下夹具板连接区上有下夹具板连接区螺钉过孔，下夹具板连接区螺钉过孔的数量与试验件下连接区11b的下连接区螺钉过孔的数量相同并且位置对应，试验件下连接区11b位于2个下夹具板9的下夹具板连接区之间，通过下夹具螺栓将2个下夹具板9的下夹具板连接区和试验件下连接区11b连接为整体；在下夹具板9的下端中部有一个下夹具板9销孔；下转接头9a由上部的下转接头双耳和下部的下转接头螺杆组成，下转接头双耳可以相对下转接头螺杆转动，下转接头螺杆拧进疲劳试验机1下横梁的螺纹孔内，通过下转接头销轴组件将下夹具板9的下端与下转接头9a的下转接头双耳形成铰链连接；
防屈曲装置10由前防屈曲板10a、后防屈曲板10b和防屈曲螺栓组成；前防屈曲板10a是一个矩形板，在前防屈曲板10a长度方向的两端各有一列前防屈曲板螺钉孔10a2,在前防屈曲板10a的板面中部有一个沿前防屈曲板长度方向的用于观测裂纹的前防屈曲板长圆孔10a1；后防屈曲板10b是一个尺寸与前防屈曲板10a相同的矩形板，在后防屈曲板10b长度方向的两端各有一列后防屈曲板螺钉孔10b2,后防屈曲板螺钉孔10b2的数量与前防屈曲板螺钉孔10a2的数量相同并且位置对应，在后防屈曲板10b的板面中部有一个沿后防屈曲板长度方向的用于观测裂纹的后防屈曲板长圆孔10b1，在后防屈曲板10b的前表面上有平行的桁条让位槽10b3，桁条让位槽10b3的数量与试验件11上桁条11c的数量相同并且位置对应，桁条让位槽10b3的槽宽大于桁条11c的宽度，前防屈曲板10a位于试验件11的前表面，后防屈曲板10b位于试验件11的后表面，通过防屈曲螺栓将前防屈曲板10a的两端分别与后防屈曲板10b的两端连接为整体，试验件11后表面的桁条11c位于后防屈曲板10b前表面的桁条让位槽10b3内；
定位夹套12由2个定位半环和夹套螺栓组成，2个定位半环套在疲劳试验机1的立柱1b上,通过夹套螺栓将2个定位半环连接为整体定位夹套12，定位夹套12的上端面为平面；2个定位夹套12的上端面共面；防屈曲装置10的下端面与定位夹套12的上端面贴合，试验件11的裂纹位于前防屈曲板10a的前防屈曲板长圆孔10a1和后防屈曲板10b的后防屈曲板长圆孔10b1内；
数字显微读数系统4通过数字显微读数系统支架5安装在疲劳试验机1上，数字显微读数系统4中的显微镜对准试验件11的裂纹；
非接触应变位移测量仪2通过非接触应变位移测量仪支架3安装在疲劳试验机1的附近，非接触应变位移测量仪2的镜头对准试验件11的表面；
红外热成像仪6通过红外热成像仪支架7安装在疲劳试验机1的附近，红外热成像仪6的镜头对准试验件11后表面的桁条11c，红外热成像仪6镜头的轴线与试验件11的后表面呈45°夹角。
本发明的优点是：提出了一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置，提高了试验装置的适用性，满足了飞机壁板结构损伤容限的测试要求。
附图说明
图1是本发明的系统组成示意图。
图2是本发明中加载装置的结构示意图。图中，纸内方向为后方，纸外方向为前方。
图3是本发明中前防屈曲板10a的结构示意图。
图4是本发明中后防屈曲板10b的结构示意图。
图5是本发明中试验件11的结构示意图。图中显示的是试验件11的后表面。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明。参见图1至图5，一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置，包括一个加载装置，加载装置包括疲劳试验机1,其特征在于：还包括非接触应变位移测量仪2、非接触应变位移测量仪支架3、数字显微读数系统4，数字显微读数系统支架5、红外热成像仪6和红外热成像仪支架7；
加载装置还包括上夹具、下夹具、防屈曲装置10、试验件11和2个定位夹套12；
试验件11是一个矩形板，试验件11的板厚和材质与所模拟的飞机壁板相同，在试验件11长度方向的上端有一个矩形的试验件上连接区11a，在试验件上连接区11a上有2排上连接区螺钉过孔，在试验件11长度方向的下端有一个矩形的试验件下连接区11b，在试验件下连接区11b上有2排下连接区螺钉过孔，试验件上连接区11a和试验件下连接区11b之间是试验区，在试验区的后表面上有1个～7个相互平行的、间距相等的、沿长度方向伸展的、横截面为矩形的桁条11c；在试验件11的试验区中部人为制造一条沿宽度方向伸展的、贯通试验件11板厚的裂纹；上夹具由2个结构和尺寸相同的上夹具板8、上转接头8a和上夹具螺栓组成，在上夹具板8的下端有上夹具板连接区，在上夹具板连接区上有上夹具板连接区螺钉过孔，上夹具板连接区螺钉过孔的数量与试验件上连接区11a的上连接区螺钉过孔的数量相同并且位置对应，试验件上连接区11a位于2个上夹具板8的上夹具板连接区之间，通过上夹具螺栓将2个上夹具板8的上夹具板连接区和试验件上连接区11a连接为整体；在上夹具板8的上端中部有一个上夹具板8销孔；上转接头8a由下部的上转接头双耳和上部的上转接头螺杆组成，上转接头双耳可以相对上转接头螺杆转动，上转接头螺杆拧进疲劳试验机1上横梁的螺纹孔内，通过上转接头销轴组件将上夹具板8的上端与上转接头8a的上转接头双耳形成铰链连接；下夹具由2个结构和尺寸相同的下夹具板9、下转接头9a和下夹具螺栓组成，在下夹具板9的上端有下夹具板连接区，在下夹具板连接区上有下夹具板连接区螺钉过孔，下夹具板连接区螺钉过孔的数量与试验件下连接区11b的下连接区螺钉过孔的数量相同并且位置对应，试验件下连接区11b位于2个下夹具板9的下夹具板连接区之间，通过下夹具螺栓将2个下夹具板9的下夹具板连接区和试验件下连接区11b连接为整体；在下夹具板9的下端中部有一个下夹具板9销孔；下转接头9a由上部的下转接头双耳和下部的下转接头螺杆组成，下转接头双耳可以相对下转接头螺杆转动，下转接头螺杆拧进疲劳试验机1下横梁的螺纹孔内，通过下转接头销轴组件将下夹具板9的下端与下转接头9a的下转接头双耳形成铰链连接；
防屈曲装置10由前防屈曲板10a、后防屈曲板10b和防屈曲螺栓组成；前防屈曲板10a是一个矩形板，在前防屈曲板10a长度方向的两端各有一列前防屈曲板螺钉孔10a2,在前防屈曲板10a的板面中部有一个沿前防屈曲板长度方向的用于观测裂纹的前防屈曲板长圆孔10a1；后防屈曲板10b是一个尺寸与前防屈曲板10a相同的矩形板，在后防屈曲板10b长度方向的两端各有一列后防屈曲板螺钉孔10b2,后防屈曲板螺钉孔10b2的数量与前防屈曲板螺钉孔10a2的数量相同并且位置对应，在后防屈曲板10b的板面中部有一个沿后防屈曲板长度方向的用于观测裂纹的后防屈曲板长圆孔10b1，在后防屈曲板10b的前表面上有平行的桁条让位槽10b3，桁条让位槽10b3的数量与试验件11上桁条11c的数量相同并且位置对应，桁条让位槽10b3的槽宽大于桁条11c的宽度，前防屈曲板10a位于试验件11的前表面，后防屈曲板10b位于试验件11的后表面，通过防屈曲螺栓将前防屈曲板10a的两端分别与后防屈曲板10b的两端连接为整体，试验件11后表面的桁条11c位于后防屈曲板10b前表面的桁条让位槽10b3内；
定位夹套12由2个定位半环和夹套螺栓组成，2个定位半环套在疲劳试验机1的立柱1b上,通过夹套螺栓将2个定位半环连接为整体定位夹套12，定位夹套12的上端面为平面；2个定位夹套12的上端面共面；防屈曲装置10的下端面与定位夹套12的上端面贴合，试验件11的裂纹位于前防屈曲板10a的前防屈曲板长圆孔10a1和后防屈曲板10b的后防屈曲板长圆孔10b1内；
数字显微读数系统4通过数字显微读数系统支架5安装在疲劳试验机1上，数字显微读数系统4中的显微镜对准试验件11的裂纹；
非接触应变位移测量仪2通过非接触应变位移测量仪支架3安装在疲劳试验机1的附近，非接触应变位移测量仪2的镜头对准试验件11的表面；红外热成像仪6通过红外热成像仪支架7安装在疲劳试验机1的附近，红外热成像仪6的镜头对准试验件11后表面的桁条11c，红外热成像仪6镜头的轴线与试验件11的后表面呈45°夹角。
本发明的试验方法是：将试验件11连接在试验机1上，通过试验机1控制开展损伤容限试验，由数字显微读数系统4读取试验件1带桁条一侧的裂纹长度，由红外热成像仪6同时读取桁条上和壁板上两个方向的裂纹长度以及裂纹尖端相关信息，由非接触应变位移测量仪2测量损伤容限分析所需的位移表征参量，汇总试验机1、红外热成像仪6和非接触应变位移测量仪2所采集或读取的数据，完成后续损伤容限分析。
实施例
使用本发明对某型飞机的机翼壁板模拟件进行了损伤容限性能的试验，通过一次试验可以测得多个损伤容限性能分析所需断裂力学表征参数，且可以满足不同类型模拟件的测量，通用性与经济型显著。

Claims (1)

1.一种用于测试飞机壁板损伤容限性能的试验装置，包括一个加载装置，加载装置包括疲劳试验机(1),其特征在于：还包括非接触应变位移测量仪(2)、非接触应变位移测量仪支架(3)、数字显微读数系统(4)，数字显微读数系统支架(5)、红外热成像仪(6)和红外热成像仪支架(7)；
加载装置还包括上夹具、下夹具、防屈曲装置(10)、试验件(11)和2个定位夹套(12)；
试验件(11)是一个矩形板，试验件(11)的板厚和材质与所模拟的飞机壁板相同，在试验件(11)长度方向的上端有一个矩形的试验件上连接区(11a)，在试验件上连接区(11a)上有2排上连接区螺钉过孔，在试验件(11)长度方向的下端有一个矩形的试验件下连接区(11b)，在试验件下连接区(11b)上有2排下连接区螺钉过孔，试验件上连接区(11a)和试验件下连接区(11b)之间是试验区，在试验区的后表面上有1个～7个相互平行的、间距相等的、沿长度方向伸展的、横截面为矩形的桁条(11c)；在试验件(11)的试验区中部人为制造一条沿宽度方向伸展的、贯通试验件(11)板厚的裂纹；上夹具由2个结构和尺寸相同的上夹具板(8)、上转接头(8a)和上夹具螺栓组成，在上夹具板(8)的下端有上夹具板连接区，在上夹具板连接区上有上夹具板连接区螺钉过孔，上夹具板连接区螺钉过孔的数量与试验件上连接区(11a)的上连接区螺钉过孔的数量相同并且位置对应，试验件上连接区(11a)位于2个上夹具板(8)的上夹具板连接区之间，通过上夹具螺栓将2个上夹具板(8)的上夹具板连接区和试验件上连接区(11a)连接为整体；在上夹具板(8)的上端中部有一个上夹具板(8)销孔；上转接头(8a)由下部的上转接头双耳和上部的上转接头螺杆组成，上转接头双耳可以相对上转接头螺杆转动，上转接头螺杆拧进疲劳试验机(1)上横梁的螺纹孔内，通过上转接头销轴组件将上夹具板(8)的上端与上转接头(8a)的上转接头双耳形成铰链连接；下夹具由2个结构和尺寸相同的下夹具板(9)、下转接头(9a)和下夹具螺栓组成，在下夹具板(9)的上端有下夹具板连接区，在下夹具板连接区上有下夹具板连接区螺钉过孔，下夹具板连接区螺钉过孔的数量与试验件下连接区(11b)的下连接区螺钉过孔的数量相同并且位置对应，试验件下连接区(11b)位于2个下夹具板(9)的下夹具板连接区之间，通过下夹具螺栓将2个下夹具板(9)的下夹具板连接区和试验件下连接区(11b)连接为整体；在下夹具板(9)的下端中部有一个下夹具板(9)销孔；下转接头(9a)由上部的下转接头双耳和下部的下转接头螺杆组成，下转接头双耳可以相对下转接头螺杆转动，下转接头螺杆拧进疲劳试验机(1)下横梁的螺纹孔内，通过下转接头销轴组件将下夹具板(9)的下端与下转接头(9a)的下转接头双耳形成铰链连接；
防屈曲装置(10)由前防屈曲板(10a)、后防屈曲板(10b)和防屈曲螺栓组成；前防屈曲板(10a)是一个矩形板，在前防屈曲板(10a)长度方向的两端各有一列前防屈曲板螺钉孔(10a2),在前防屈曲板(10a)的板面中部有一个沿前防屈曲板长度方向的用于观测裂纹的前防屈曲板长圆孔(10a1)；后防屈曲板(10b)是一个尺寸与前防屈曲板(10a)相同的矩形板，在后防屈曲板(10b)长度方向的两端各有一列后防屈曲板螺钉孔(10b2),后防屈曲板螺钉孔(10b2)的数量与前防屈曲板螺钉孔(10a2)的数量相同并且位置对应，在后防屈曲板(10b)的板面中部有一个沿后防屈曲板长度方向的用于观测裂纹的后防屈曲板长圆孔(10b1)，在后防屈曲板(10b)的前表面上有平行的桁条让位槽(10b3)，桁条让位槽(10b3)的数量与试验件(11)上桁条(11c)的数量相同并且位置对应，桁条让位槽(10b3)的槽宽大于桁条(11c)的宽度，前防屈曲板(10a)位于试验件(11)的前表面，后防屈曲板(10b)位于试验件(11)的后表面，通过防屈曲螺栓将前防屈曲板(10a)的两端分别与后防屈曲板(10b)的两端连接为整体，试验件(11)后表面的桁条(11c)位于后防屈曲板(10b)前表面的桁条让位槽(10b3)内；
定位夹套(12)由2个定位半环和夹套螺栓组成，2个定位半环套在疲劳试验机(1)的立柱(1b)上,通过夹套螺栓将2个定位半环连接为整体定位夹套(12)，定位夹套(12)的上端面为平面；2个定位夹套(12)的上端面共面；防屈曲装置(10)的下端面与定位夹套(12)的上端面贴合，试验件(11)的裂纹位于前防屈曲板(10a)的前防屈曲板长圆孔(10a1)和后防屈曲板(10b)的后防屈曲板长圆孔(10b1)内；
数字显微读数系统(4)通过数字显微读数系统支架(5)安装在疲劳试验机(1)上，数字显微读数系统(4)中的显微镜对准试验件(11)的裂纹；
非接触应变位移测量仪(2)通过非接触应变位移测量仪支架(3)安装在疲劳试验机(1)的附近，非接触应变位移测量仪(2)的镜头对准试验件(11)的表面；
红外热成像仪(6)通过红外热成像仪支架(7)安装在疲劳试验机(1)的附近，红外热成像仪(6)的镜头对准试验件(11)后表面的桁条(11c)，红外热成像仪(6)镜头的轴线与试验件(11)的后表面呈45°夹角。
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