CN114778057A - 一种适用于飞机构件的冲击试验工装及方法 - Google Patents

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    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

Abstract

本发明公开了一种适用于飞机构件的冲击试验工装及方法，该工装包括试验件以及用于夹持试验件的第一夹具和第二夹具，试验件包括平板状的冲击试验段和两个分别设置在冲击试验段两端的夹持段，夹持段与冲击试验段之间通过过渡段连接；该方法包括步骤一、试验件的尺寸设计；步骤二、对试验件进行动力学仿真验证；步骤三、加工制作试验件；步骤四、夹持试验件；步骤五、冲击试验。本发明能够在对试验件进行夹持的同时还能实现定位和防止扭转的功能，通过将试验件的冲击试验段设置为平板状，不仅能够使得冲击试验段处于平面应力状态，便于粘贴应变片或进行非接触观测，同时能够使其适用于飞机构件等采用高强金属材料制作而成的试验件的冲击试验。

Description

一种适用于飞机构件的冲击试验工装及方法
技术领域
本发明属于飞机测试技术领域，具体涉及一种适用于飞机构件的冲击试验工装及方法。
背景技术
航空工程中结构及部件受到反复冲击的现象大量存在，反复冲击会造成材料损伤，损伤累积到一定程度时材料将彻底失效，威胁结构安全。例如飞机的起落架，舰载机的拦阻钩、弹射杆，水上飞机的下机身、战斗机航炮附近的区域等。这些构件往往使用强度极高的金属材料，例如A100钢、钛合金等，高强度的特性使得通过实验研究这些材料的反复冲击失效十分困难，主要表现为夹持困难、试验件难以设计、缺乏实验方法等。
目前常见的冲击设备主要为落锤式和摆锤式，通过夹具设计转化为拉伸冲击后试验件的夹持几乎均采用螺母锁紧法，由于对中、锁紧等问题，目前针对拉伸冲击的试验件一般设计为圆棒状，即单周应力状态。若要保持试验件处于平面应力状态，且便于粘贴应变片或进行非接触观测，试验件必须设计为平板状，因此，需要提出一种适用于飞机构件的冲击试验工装及方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其结构设计合理，方法简便，通过在第一夹具和第二夹具上均设置U型的夹持板和定位板，能够在对试验件进行夹持的同时还能实现定位和防止扭转的功能，通过将试验件的冲击试验段设置为平板状，不仅能够使得冲击试验段处于平面应力状态，便于粘贴应变片或进行非接触观测，同时能够使其适用于飞机构件等采用高强金属材料制作而成的试验件的冲击试验。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：包括试验件以及用于夹持试验件的第一夹具和第二夹具；
所述第一夹具包括用于定位上部夹具梁的第一U型定位板和用于夹持试验件的第一U型夹持板，所述第二夹具包括用于定位下部夹具梁的第二U型定位板和用于夹持试验件的第二U型夹持板，所述第一U型夹持板和第二U型夹持板上均设置有多个锁紧件，所述第二U型夹持板和第一U型夹持板的结构和尺寸均相同；
所述试验件包括平板状的冲击试验段和两个分别设置在冲击试验段两端的夹持段，所述夹持段与冲击试验段之间通过过渡段连接，所述过渡段的横截面面积由靠近夹持段的一端向靠近冲击试验段的一端逐渐减小。
上述的一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：所述冲击试验段和夹持段均呈矩形板状，所述冲击试验段的宽度小于夹持段的宽度，所述冲击试验段的长度小于夹持段的长度。
上述的一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：所述过渡段的左侧面和右侧面均为第一圆弧过渡面，所述过渡段的前侧面和后侧面均由一个第二圆弧过渡面和长度渐变的渐变平面连接而成，所述渐变平面的左侧和右侧均为与第一圆弧过渡面相匹配的弧线；
两个所述第一圆弧过渡面分别与冲击试验段的左侧和右侧相切，两个所述第二圆弧过渡面分别与冲击试验段的前侧和后侧相切。
上述的一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：所述锁紧件为锁紧螺栓，所述第一U型夹持板和第二U型夹持板的一个侧板上均开设有多个供锁紧件穿过的圆形通孔，所述第一U型夹持板和第二U型夹持板的另一个侧板上均开设有多个与锁紧件的外螺纹相匹配的内螺纹通孔，所述夹持段上开设有多个供锁紧件穿过的圆形通孔。
上述的一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：所述第一U型定位板和第二U型定位板内均设置有连接螺杆，所述连接螺杆上设置有锁紧螺帽；
所述上部夹具梁和下部夹具梁上均开设有供连接螺杆穿过的通孔。
同时，本发明还公开了一种基于飞机构件的冲击试验方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、试验件的尺寸设计：
步骤101、根据冲击试验中设定的冲击载荷和飞机构件所采用的材料的屈服强度确定冲击试验段的长度、宽度和高度；
步骤102、确定试验件夹持段和过渡段的尺寸：根据第一U型夹持板的夹持空间，确定夹持段的长度和高度；
根据试验件的设定高度，确定第一圆弧过渡面所在圆的半径
Figure 748013DEST_PATH_IMAGE001
；其中，
Figure 502342DEST_PATH_IMAGE002
；
根据锁紧件的尺寸和数量，确定夹持段的宽度和第二圆弧过渡面所在圆的半径
Figure 239354DEST_PATH_IMAGE003
；其中，
Figure 700422DEST_PATH_IMAGE004
；
步骤二、对试验件进行动力学仿真验证：根据步骤一中设计的试验件的尺寸参数，基于有限元分析软件建立试验件的模拟模型，并设定试验的冲击载荷
Figure 130267DEST_PATH_IMAGE005
，然后模拟冲击试验，得到试验件的应力分布图和应变分布图；
当冲击试验段的应力分布均匀且冲击试验段的最大应变值符合试验要求时，表明试验件的尺寸合理；
步骤三、加工制作试验件：根据步骤一中设计的试验件的尺寸参数，根据飞机构件所采用的材料加工制作所述试验件；
步骤四、夹持试验件：采用落锤式冲击试验机进行试验，在其上部夹具梁和下部夹具梁上分别安装第一夹具和第二夹具，并将步骤三中加工制作的试验件夹持在第一夹具和第二夹具之间；
步骤五、冲击试验：根据试验的冲击载荷
Figure 106313DEST_PATH_IMAGE005
，对试验件进行多次重复冲击试验。
7.按照权利要求6所述的方法，其特征在于：步骤101中，冲击试验段的长度、宽度和高度的确定方法如下：
步骤1011、根据公式
Figure 647016DEST_PATH_IMAGE006
，得到冲击试验段的参考截面积
Figure 290487DEST_PATH_IMAGE007
，其中，
Figure 563336DEST_PATH_IMAGE005
为冲击试验中的试验冲击载荷，
Figure 292258DEST_PATH_IMAGE008
为飞机构件所采用的材料的屈服强度；
步骤1012、根据公式
Figure 371072DEST_PATH_IMAGE009
，得到冲击试验段的实际截面积
Figure 869049DEST_PATH_IMAGE010
，其中，
Figure 375117DEST_PATH_IMAGE011
为缩放因子，根据试验工况要求确定，若试验要求冲击试验段进入塑性，则
Figure 591335DEST_PATH_IMAGE012
，若试验要求冲击试验段保持弹性，则
Figure 411523DEST_PATH_IMAGE013
；
步骤1013、根据公式
Figure 764007DEST_PATH_IMAGE014
，得到冲击试验段的宽度
Figure 706555DEST_PATH_IMAGE015
，根据公式
Figure 144490DEST_PATH_IMAGE016
，得到冲击试验段的长度
Figure 565107DEST_PATH_IMAGE017
，根据公式
Figure 37677DEST_PATH_IMAGE018
，得到冲击试验段的高度
Figure 823230DEST_PATH_IMAGE019
；其中，
Figure 748461DEST_PATH_IMAGE020
为冲击试验段的长宽比，且
Figure 972769DEST_PATH_IMAGE021
，
Figure 299845DEST_PATH_IMAGE022
为冲击试验段的长高比，且
Figure 584196DEST_PATH_IMAGE023
。
上述的方法，其特征在于：步骤102中，所述锁紧件的尺寸和数量根据试验冲击载荷确定，保证锁紧件在冲击试验过程中不会发生断裂。
上述的方法，其特征在于：步骤102中，所述夹持段的长度不大于第一U型夹持板的长度，所述夹持段的高度不大于第一U型夹持板的U形槽的深度。
上述的方法，其特征在于：步骤102中，所述夹持段的宽度为冲击试验段宽度的3至6倍。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、本发明采用的工装，通过将试验件的冲击试验段设置为平板状，不仅能够使得冲击试验段处于平面应力状态，便于粘贴应变片或进行非接触观测，同时能够使其适用于飞机构件等采用高强金属材料制作而成的试验件的冲击试验。
2、本发明采用的工装，通过采用第一夹具和第二夹具进行试验件的夹持，并在第一夹具和第二夹具上均设置U型夹持板，能有效实现对平板状试验件的夹持，能有效提高试验件夹持的可靠性。
3、本发明采用的工装，通过在第一夹具上设置第一U型定位板，并在第二夹具上设置第二U型定位板，使得第一U型定位板不会相对于上部夹具梁发生扭转，同时使第二U型定位板不会相对于下部夹具梁发生扭转，使得夹具可同时实现定位和防止扭转的功能，能有效提高整个工装的安装效率和安装精度。
4、本发明采用的方法，通过先根据飞机起落架所选用材料的屈服强度和冲击载荷确定整个试验件的尺寸，然后对设计好的试验件进行动力学仿真验证，保证试验件设计的合理性，然后再加工试验件进行多次重复冲击试验，能有效提高冲击试验结果的可靠性，同时能够防止因试验件设计不合理而导致试验件在冲击试验过程中发生断裂，能有效减少材料的浪费。
综上所述，本发明结构设计合理，方法简便，通过在第一夹具和第二夹具上均设置U型的夹持板和定位板，能够在对试验件进行夹持的同时还能实现定位和防止扭转的功能，通过将试验件的冲击试验段设置为平板状，不仅能够使得冲击试验段处于平面应力状态，便于粘贴应变片或进行非接触观测，同时能够使其适用于飞机构件等采用高强金属材料制作而成的试验件的冲击试验。
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明试验工装的安装结构示意图。
图2为图1的左视图。
图3为本发明试验件、第一夹具和第二夹具的连接结构示意图。
图4为本发明试验件的结构示意图。
图5为图4的左视图。
图6为本发明方法的流程框图。
附图标记说明:
1—上部夹具梁； 2—下部夹具梁； 4—第一U型定位板；
5—第二U型定位板； 6—第一U型夹持板；
7—第二U型夹持板； 8—锁紧件； 9—试验件；
9-1—冲击试验段； 9-2—夹持段； 9-3-1—第一圆弧过渡面；
9-3-2—第二圆弧过渡面； 9-3-3—渐变平面； 10—连接螺杆；
11—锁紧螺帽； 12—落锤。
具体实施方式
如图1至图5所示的一种适用于飞机构件的冲击试验工装，包括试验件9以及用于夹持试验件9的第一夹具和第二夹具；
所述第一夹具包括用于定位上部夹具梁1的第一U型定位板4和用于夹持试验件9的第一U型夹持板6，所述第二夹具包括用于定位下部夹具梁2的第二U型定位板5和用于夹持试验件9的第二U型夹持板7，所述第一U型夹持板6和第二U型夹持板7上均设置有多个锁紧件8，所述第二U型夹持板7和第一U型夹持板6的结构和尺寸均相同；
所述试验件9包括平板状的冲击试验段9-1和两个分别设置在冲击试验段9-1两端的夹持段9-2，所述夹持段9-2与冲击试验段9-1之间通过过渡段连接，所述过渡段的横截面面积由靠近夹持段9-2的一端向靠近冲击试验段9-1的一端逐渐减小。
本实施例中，通过将试验件9的冲击试验段9-1设置为平板状，不仅能够使得冲击试验段9-1处于平面应力状态，便于粘贴应变片或进行非接触观测，同时能够使其适用于飞机构件等采用高强金属材料制作而成的试验件的冲击试验。
实际使用时，通过采用第一夹具和第二夹具进行试验件9的夹持，并在第一夹具和第二夹具上均设置U型夹持板6，能有效实现对平板状试验件的夹持，能有效提高试验件9夹持的可靠性。
需要说明的是，通过在第一夹具上设置U型的第一U型定位板4，并在第二夹具上设置U型的第二U型定位板5，使得第一U型定位板4不会相对于上部夹具梁1发生扭转，同时使第二U型定位板5不会相对于下部夹具梁2发生扭转，使得夹具可同时实现定位和防止扭转的功能，能有效提高整个工装的安装效率和安装精度。
具体实施时，因为试验件9的材料为高强金属材料，因此冲击试验段9-1的尺寸设计较小，而夹持段9-2使用锁紧件8承载联接载荷（静摩擦力不足以夹持），需保证反复冲击时锁紧件8不能先于冲击试验段9-1断裂，因此夹持段9-2需要有足够的宽度；通过在夹持段9-2与冲击试验段9-1之间设置过渡段，能有效避免夹持段9-2与冲击试验段9-1之间因截面积剧烈变化引起的应力集中现象。
实际使用时，试验段9-1、两个夹持段9-2和两个过渡段一体成型，所述试验段9-1、夹持段9-2和过渡段在高度方向的中轴线相互重合。
如图4和图5所示，本实施例中，所述冲击试验段9-1和夹持段9-2均呈矩形板状，所述冲击试验段9-1的宽度小于夹持段9-2的宽度，所述冲击试验段9-1的长度小于夹持段9-2的长度。
实际使用时，冲击试验段9-1的宽度远远小于夹持段9-2的宽度，能够防止冲击试验过程中，夹持段9-2的打孔部位先于冲击试验段9-1失效。
本实施例中，所述过渡段的左侧面和右侧面均为第一圆弧过渡面9-3-1，所述过渡段的前侧面和后侧面均由一个第二圆弧过渡面9-3-2和长度渐变的渐变平面9-3-3连接而成，所述渐变平面9-3-3的左侧和右侧均为与第一圆弧过渡面9-3-1相匹配的弧线；
两个所述第一圆弧过渡面9-3-1分别与冲击试验段9-1的左侧和右侧相切，两个所述第二圆弧过渡面9-3-2分别与冲击试验段9-1的前侧和后侧相切。
实际使用时，由于夹持段9-2的宽度明显大于冲击试验段9-1的宽度，因此试验件9的侧面必然也要进行圆弧过渡，此处需检验锁紧螺栓强度是否满足要求，以防止锁紧螺栓先于试验件9断裂。
需要说明的是，常规试验件一般只在一个平面进行圆弧过渡，而本发明的试验件9在两个相互垂直的平面均采用了圆弧过渡，主要是因为冲击试验段9-1与夹持段9-2不仅长度有区别，而且宽度也有区别。
具体实施时，渐变平面9-3-3由两个弧线段和两个相互平行的直线段围设而成，两个直线段的长度不相等且，两个直线段相互平行，渐变平面9-3-3的最大长度等于过渡段的长度，渐变平面9-3-3的最小长度等于冲击试验段9-1的长度；两个所述渐变平面9-3-3相互平行。
本实施例中，所述锁紧件8为锁紧螺栓，所述第一U型夹持板6和第二U型夹持板7的一个侧板上均开设有多个供锁紧件8穿过的圆形通孔，所述第一U型夹持板6和第二U型夹持板7的另一个侧板上均开设有多个与锁紧件8的外螺纹相匹配的内螺纹通孔，所述夹持段9-2上开设有多个供锁紧件8穿过的圆形通孔。
实际使用时，试验件9为高强金属材料制成，其强度高于夹具，且试验条件为反复冲击，摩擦夹持方式不可取，故选择螺栓连接。
需要说明的是，第一U型夹持板6和第二U型夹持板7的一个侧板开通孔而另一个侧板开设螺纹孔的设计，使得拧紧锁紧螺栓后，第一U型夹持板6和第二U型夹持板7的两个侧板均能够发生弯曲形变，以夹紧试验件9；进行试验件9与第一U型夹持板6的连接时，将锁紧件8依次穿过第一U型夹持板6的一个侧板上的圆形通孔和夹持段9-2上的圆形通孔后，再与第一U型夹持板6的另一个侧板上的内螺纹通孔连接，所述第一U型夹持板6上的内螺纹通孔和圆形通孔同轴布设，所述第一U型夹持板6上的内螺纹通孔和圆形通孔的轴线与第一U型夹持板6的侧板相互垂直。
本实施例中，所述第一U型定位板4和第二U型定位板5内均设置有连接螺杆10，所述连接螺杆10上设置有锁紧螺帽11；
所述上部夹具梁1和下部夹具梁2上均开设有供连接螺杆10穿过的通孔。
实际使用时，进行第一夹具和上部夹具梁1的连接时，使第一夹具的第一U型定位板4由下至上安装至上部夹具梁1上，使得第一U型定位板4内的连接螺杆10穿过上部夹具梁1的通孔后，通过锁紧螺帽11将上部夹具梁1和第一夹具锁紧固定；进行第二夹具和下部夹具梁2的连接时，第二夹具由上至下安装到位，具体安装方式与第一夹具类似。
如图6所示的一种基于飞机构件的冲击试验方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、试验件的尺寸设计：
步骤101、根据冲击试验中设定的冲击载荷和飞机构件所采用的材料的屈服强度确定冲击试验段9-1的长度、宽度和高度；
步骤102、确定试验件夹持段和过渡段的尺寸：根据第一U型夹持板6的夹持空间，确定夹持段9-2的长度和高度；
根据试验件9的设定高度，确定第一圆弧过渡面9-3-1所在圆的半径
Figure 996723DEST_PATH_IMAGE001
；其中，
Figure 696825DEST_PATH_IMAGE024
；
根据锁紧件8的尺寸和数量，确定夹持段9-2的宽度和第二圆弧过渡面9-3-2所在圆的半径
Figure 878408DEST_PATH_IMAGE003
；其中，
Figure 333660DEST_PATH_IMAGE004
；
实际使用时，试验段9-1的高度和夹持段9-2的高度确定好之后，可以根据试验件9的设定高度确定出整个过渡段的高度，因为第一圆弧过渡面9-3-1与冲击试验段9-1的左侧或右侧相切，第一圆弧过渡面9-3-1与夹持段9-2相交，因此可以确定出第一圆弧过渡面9-3-1所在圆的半径
Figure 233483DEST_PATH_IMAGE026
。
需要说明的是，当夹持段9-2的宽度确定好之后，第二圆弧过渡面9-3-2所在圆的半径可以确定出来。
步骤二、对试验件进行动力学仿真验证：根据步骤一中设计的试验件9的尺寸参数，基于有限元分析软件建立试验件9的模拟模型，并设定试验的冲击载荷
Figure 799593DEST_PATH_IMAGE027
，然后模拟冲击试验，得到试验件9的应力分布图和应变分布图；
当冲击试验段9-1的应力分布均匀且冲击试验段9-1的最大应变值符合试验要求时，表明试验件9的尺寸合理；
实际使用时，当冲击试验段9-1的应力分布不均匀或者冲击试验段9-1的应变值不符合试验要求时，需要改变冲击试验段9-1的长高比对试验件9的尺寸进行重新设计，直至冲击试验段9-1的应力分布均匀且冲击试验段9-1的应变值符合试验要求。
需要说明的是，试验件9设计完成后，要针对实际的冲击载荷条件进行数值仿真分析，用于反复冲击的试验件9只需进行单次冲击的仿真分析即可。
具体实施时，有限元分析软件采用ABAQUS或LS-dyna，根据应力分布图可直接观测应力分布是否均匀，当应力分布图上位于冲击试验段9-1的颜色统一时，表明其应力分布均匀。
步骤三、加工制作试验件：根据步骤一中设计的试验件9的尺寸参数，根据飞机构件所采用的材料加工制作所述试验件9；
步骤四、夹持试验件：在落锤式冲击试验机的上部夹具梁1和下部夹具梁2上分别安装第一夹具和第二夹具，并将步骤三中加工制作的试验件9夹持在第一夹具和第二夹具之间，如图1和图2所示；
实际使用时，将第一夹具和第二夹具分别安装在落锤式冲击试验机的上部夹具梁1和下部夹具梁2上，然后将试验件9一端的夹持段9-2通过锁紧件8安装在第二夹具的第二U型夹持板7的U型槽内，然后调节下部夹具梁2所在架体的竖向位置，通过锁紧件8将试验件9另一端的夹持段9-2安装在第一夹具的第一U型夹持板6的U型槽内，完成试验件9的夹持。
步骤五、冲击试验：根据试验的冲击载荷
Figure 835683DEST_PATH_IMAGE028
，采用落锤式冲击试验机对试验件9进行多次重复冲击试验。
实际使用时，下部夹具梁2所在架体能够相对于上部夹具梁1所在架体进行竖向滑动，落锤式冲击试验机的落锤12向下冲击下部夹具梁2所在架体的顶部，进而使得试验件9受到拉伸冲击。
需要说明的是，冲击试验过程中，贴应变片或者用非接触方法测量应变，在冲击试验段9-1上贴应变片需要在冲击试验前进行。
具体实施时，步骤101中，冲击试验段9-1的长度、宽度和高度的确定方法如下：
步骤1011、根据公式
Figure 399519DEST_PATH_IMAGE029
，得到冲击试验段9-1的参考截面积
Figure 786638DEST_PATH_IMAGE030
，其中，
Figure 890860DEST_PATH_IMAGE028
为冲击试验中的试验冲击载荷，
Figure 47035DEST_PATH_IMAGE031
为飞机构件所采用的材料的屈服强度；
步骤1012、根据公式
Figure 844090DEST_PATH_IMAGE032
，得到冲击试验段9-1的实际截面积
Figure 452926DEST_PATH_IMAGE033
，其中，
Figure 581679DEST_PATH_IMAGE034
为缩放因子，根据试验工况要求确定，若试验要求冲击试验段9-1进入塑性，则
Figure 592361DEST_PATH_IMAGE035
，若试验要求冲击试验段9-1保持弹性，则
Figure 560317DEST_PATH_IMAGE036
；
步骤1013、根据公式
Figure 656449DEST_PATH_IMAGE037
，得到冲击试验段9-1的宽度
Figure 102473DEST_PATH_IMAGE038
，根据公式
Figure 170924DEST_PATH_IMAGE039
，得到冲击试验段9-1的长度
Figure 309781DEST_PATH_IMAGE040
，根据公式
Figure 893209DEST_PATH_IMAGE041
，得到冲击试验段9-1的高度
Figure 142925DEST_PATH_IMAGE042
；其中，
Figure 128198DEST_PATH_IMAGE043
为冲击试验段9-1的长宽比，且
Figure 437957DEST_PATH_IMAGE044
，
Figure 446364DEST_PATH_IMAGE045
为冲击试验段9-1的长高比，且
Figure 499771DEST_PATH_IMAGE046
。
实际使用时，由于要满足近似平面应力状态要求，所以冲击试验段9-1截面形状应为矩形，且长宽比略大。
需要说明的是，
Figure 339551DEST_PATH_IMAGE043
的取值决定了冲击试验段9-1是否可以保持或近似平面应力；
Figure 820211DEST_PATH_IMAGE045
的取值决定了冲击试验段9-1的纵向应力应变分布是否均匀。
具体实施时，步骤102中，所述锁紧件8的尺寸和数量根据试验冲击载荷确定，保证锁紧件8在冲击试验过程中不会发生断裂。
实际使用时，锁紧件8的尺寸指的是横截面尺寸，即对应的不同的螺栓规格，锁紧件8的横截面尺寸越大，数量越多，锁紧件8在冲击试验过程中越不会发生断裂。
具体实施时，步骤102中，所述夹持段9-2的长度不大于第一U型夹持板6的长度，所述夹持段9-2的高度不大于第一U型夹持板6的U形槽的深度。
具体实施时，步骤102中，所述夹持段9-2的宽度为冲击试验段9-1宽度的3至6倍。
实际使用时，所述夹持段9-2的宽度设置较大，能够防止夹持段9-2的打孔位置处先于冲击试验段9-1发生断裂。
需要说明的是，夹持段9-2的宽度与锁紧件8的尺寸和数量相关，当锁紧件8的尺寸和数量不同时，夹持段9-2上开设的圆形通孔的尺寸和数量也不相同，因此夹持段9-2在开孔位置处对应的纵向横截面积也发生了变化，夹持段9-2的结构强度也发生了变化，因此需要通过调节夹持段9-2的宽度来确保夹持段9-2的打孔位置处不会先于冲击试验段9-1发生断裂。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (10)

1.一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：包括试验件（9）以及用于夹持试验件（9）的第一夹具和第二夹具；
所述第一夹具包括用于定位上部夹具梁（1）的第一U型定位板（4）和用于夹持试验件（9）的第一U型夹持板（6），所述第二夹具包括用于定位下部夹具梁（2）的第二U型定位板（5）和用于夹持试验件（9）的第二U型夹持板（7），所述第一U型夹持板（6）和第二U型夹持板（7）上均设置有多个锁紧件（8），所述第二U型夹持板（7）和第一U型夹持板（6）的结构和尺寸均相同；
所述试验件（9）包括平板状的冲击试验段（9-1）和两个分别设置在冲击试验段（9-1）两端的夹持段（9-2），所述夹持段（9-2）与冲击试验段（9-1）之间通过过渡段连接，所述过渡段的横截面面积由靠近夹持段（9-2）的一端向靠近冲击试验段（9-1）的一端逐渐减小。
2.按照权利要求1所述的一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：所述冲击试验段（9-1）和夹持段（9-2）均呈矩形板状，所述冲击试验段（9-1）的宽度小于夹持段（9-2）的宽度，所述冲击试验段（9-1）的长度小于夹持段（9-2）的长度。
3.按照权利要求1所述的一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：所述过渡段的左侧面和右侧面均为第一圆弧过渡面（9-3-1），所述过渡段的前侧面和后侧面均由一个第二圆弧过渡面（9-3-2）和长度渐变的渐变平面（9-3-3）连接而成，所述渐变平面（9-3-3）的左侧和右侧均为与第一圆弧过渡面（9-3-1）相匹配的弧线；
两个所述第一圆弧过渡面（9-3-1）分别与冲击试验段（9-1）的左侧和右侧相切，两个所述第二圆弧过渡面（9-3-2）分别与冲击试验段（9-1）的前侧和后侧相切。
4.按照权利要求1所述的一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：所述锁紧件（8）为锁紧螺栓，所述第一U型夹持板（6）和第二U型夹持板（7）的一个侧板上均开设有多个供锁紧件（8）穿过的圆形通孔，所述第一U型夹持板（6）和第二U型夹持板（7）的另一个侧板上均开设有多个与锁紧件（8）的外螺纹相匹配的内螺纹通孔，所述夹持段（9-2）上开设有多个供锁紧件（8）穿过的圆形通孔。
5.按照权利要求1所述的一种适用于飞机构件的冲击试验工装，其特征在于：所述第一U型定位板（4）和第二U型定位板（5）内均设置有连接螺杆（10），所述连接螺杆（10）上设置有锁紧螺帽（11）；
所述上部夹具梁（1）和下部夹具梁（2）上均开设有供连接螺杆（10）穿过的通孔。
6.一种利用权利要求3所述工装进行基于飞机构件的冲击试验方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、试验件的尺寸设计：
步骤101、根据冲击试验中设定的冲击载荷和飞机构件所采用的材料的屈服强度确定冲击试验段（9-1）的长度、宽度和高度；
步骤102、确定试验件夹持段和过渡段的尺寸：根据第一U型夹持板（6）的夹持空间，确定夹持段（9-2）的长度和高度；
根据试验件（9）的设定高度，确定第一圆弧过渡面（9-3-1）所在圆的半径
Figure 692027DEST_PATH_IMAGE001
；其中，
Figure 659983DEST_PATH_IMAGE002
；
根据锁紧件（8）的尺寸和数量，确定夹持段（9-2）的宽度和第二圆弧过渡面（9-3-2）所在圆的半径
Figure 693798DEST_PATH_IMAGE003
；其中，
Figure 405402DEST_PATH_IMAGE004
；
步骤二、对试验件进行动力学仿真验证：根据步骤一中设计的试验件（9）的尺寸参数，基于有限元分析软件建立试验件（9）的模拟模型，并设定试验的冲击载荷
Figure 270590DEST_PATH_IMAGE005
，然后模拟冲击试验，得到试验件（9）的应力分布图和应变分布图；
当冲击试验段（9-1）的应力分布均匀且冲击试验段（9-1）的最大应变值符合试验要求时，表明试验件（9）的尺寸合理；
步骤三、加工制作试验件：根据步骤一中设计的试验件（9）的尺寸参数，根据飞机构件所采用的材料加工制作所述试验件（9）；
步骤四、夹持试验件：采用落锤式冲击试验机进行试验，在其上部夹具梁（1）和下部夹具梁（2）上分别安装第一夹具和第二夹具，并将步骤三中加工制作的试验件（9）夹持在第一夹具和第二夹具之间；
步骤五、冲击试验：根据试验的冲击载荷
Figure 409448DEST_PATH_IMAGE005
，对试验件（9）进行多次重复冲击试验。
7.按照权利要求6所述的方法，其特征在于：步骤101中，冲击试验段（9-1）的长度、宽度和高度的确定方法如下：
步骤1011、根据公式
Figure 992876DEST_PATH_IMAGE006
，得到冲击试验段（9-1）的参考截面积
Figure 180274DEST_PATH_IMAGE007
，其中，
Figure 165548DEST_PATH_IMAGE008
为冲击试验中的试验冲击载荷，
Figure 475307DEST_PATH_IMAGE009
为飞机构件所采用的材料的屈服强度；
步骤1012、根据公式
Figure 546031DEST_PATH_IMAGE010
，得到冲击试验段（9-1）的实际截面积
Figure 599437DEST_PATH_IMAGE011
，其中，
Figure 439218DEST_PATH_IMAGE012
为缩放因子，根据试验工况要求确定，若试验要求冲击试验段（9-1）进入塑性，则
Figure 857561DEST_PATH_IMAGE013
，若试验要求冲击试验段（9-1）保持弹性，则
Figure 150002DEST_PATH_IMAGE014
；
步骤1013、根据公式
Figure 7099DEST_PATH_IMAGE015
，得到冲击试验段（9-1）的宽度
Figure 701386DEST_PATH_IMAGE016
，根据公式
Figure 352947DEST_PATH_IMAGE017
，得到冲击试验段（9-1）的长度
Figure 398263DEST_PATH_IMAGE018
，根据公式
Figure 731156DEST_PATH_IMAGE019
，得到冲击试验段（9-1）的高度
Figure 279949DEST_PATH_IMAGE020
；其中，
Figure 367990DEST_PATH_IMAGE021
为冲击试验段（9-1）的长宽比，且
Figure 635024DEST_PATH_IMAGE022
，
Figure 833924DEST_PATH_IMAGE023
为冲击试验段（9-1）的长高比，且
Figure 174906DEST_PATH_IMAGE024
。
8.按照权利要求6所述的方法，其特征在于：步骤102中，所述锁紧件（8）的尺寸和数量根据试验冲击载荷确定，保证锁紧件（8）在冲击试验过程中不会发生断裂。
9.按照权利要求6所述的方法，其特征在于：步骤102中，所述夹持段（9-2）的长度不大于第一U型夹持板（6）的长度，所述夹持段（9-2）的高度不大于第一U型夹持板（6）的U形槽的深度。
10.按照权利要求6所述的方法，其特征在于：步骤102中，所述夹持段（9-2）的宽度为冲击试验段（9-1）宽度的3至6倍。
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