CN114778059A - 飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机测试技术领域，公开了飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统及方法；包括用于向飞机结构释放破片的破片组件，与破片组件连接用于提供冲击力的爆破冲击装置；爆破冲击装置包括一端与破片组件连接的高压爆破气室，设置在高压爆破气室另一端的冲击组件，以及与所述高压爆破气室连通的充压装置；充压装置包括空气压缩机，连接空气压缩机与高压爆破气室侧壁的调压阀，以及用于连通空气压缩机与调压阀的高压气管；试验方法包括：S1、准备预制缺口破片模组；S2、密封安装；S3、充压爆破；本发明能够完成破片与冲击波的耦合，对飞机结构进行高效率的结构易损性试验。

Description

飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统及方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统及方法。

背景技术

在飞机测试技术领域，作战易损性是军用飞机的重要指标，对保障飞机结构安全、提升作战效能具有重要作用，需要通过试验方法对其作战易损性进行验证和考核。此外导弹的打击效能也必须通过试验进行考核。在导弹打击作用下，破片和爆炸冲击波联合作用，具有较高的试验难度。因而，建立一种高效率、低成本的结构易损性试验方法具有重要价值。

目前模拟导弹战斗部打击下的飞机结构易损性有两种方法。

第一种方法为外场静爆试验，也即将试验件放置于战斗部周围，通过引信引爆战斗部，模拟导弹爆炸对结构的毁伤效果；这种方法需要在具备专门资质的试验场地开展；需要进行引爆，危险性高；需要采用真实的导弹战斗部，试验成本高；每次试验准备的周期长，试验效率低。

第二种方法为实验室内解耦试验方法，也即分两次分别开展破片冲击试验和爆炸冲击波加载试验；该试验方法由于采用解耦方法，无法模拟破片和冲击波的联合作用，因而存在毁伤效果模拟不真实的缺陷，且多个破片需要开展多次空气炮试验，试验效率低、试验成本高。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供了一种飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，能够完成破片与冲击波的耦合，对飞机结构进行高效、低成本的结构易损性测试。

本发明的技术方案是：飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，包括用于向飞机结构释放破片的破片组件，与所述破片组件连接用于提供冲击力的爆破冲击装置；

所述爆破冲击装置包括一端与所述破片组件连接的高压爆破气室，设置在所述高压爆破气室另一端的冲击组件，以及与所述高压爆破气室连通的充压装置；

所述充压装置包括空气压缩机，连接所述空气压缩机与高压爆破气室侧壁的调压阀，以及用于连通所述空气压缩机与调压阀的高压气管；

所述冲击组件包括活动设置在所述高压爆破气室内的冲击活塞，以及用于向所述冲击活塞提供动力的作动装置；

所述冲击活塞的外侧壁与高压爆破气室的内侧壁密封接触；

所述破片组件包括设置在所述高压爆破气室端口的安装环件，设置在所述安装环件与高压爆破气室之间的密封组件，设置在所述安装环件上的预制缺口破片模组，以及设置在预制缺口破片模组与飞机结构之间且用于对冲击波进行扩张的扩散组件；

所述预制缺口破片模组包括设置在安装环件上的高压破裂片，均匀设置在所述高压破裂片上的破裂槽，以及设置在所述高压破裂片上且朝向飞机结构的预制破片。

进一步地，所述高压爆破气室包括外保护罩，镶嵌设置在所述外保护罩内的爆破气室本体，设置在所述爆破气室本体上用于安装作动装置的密封端盖；

所密封端盖包括密封端盖本体，设置在所述密封端盖本体上的泄压孔，设置在所述密封端盖本体中心的作动装置安装环；

所述作动装置为固定在作动装置安装环上的高速液压油缸；所述高速液压油缸的伸缩端位于爆破气室本体内部且与冲击活塞连接；

所述高速液压油缸的固定端与作动装置安装环连接，且连接处还设置有密封套。

通过高速液压油缸能够实现对冲击活塞的快速控制，并具备足够的推动力，使得高压爆破气室内的气压达到高压破裂片的破裂压力值。

进一步地，所述高压破裂片的形状为平板、球面板、锥面板中的任意一种；根据不同的打击需要，可对预制破片的飞行角度进行设计，通过设置不同的高压破裂片形状实现对预制破片飞行角度的调整。

进一步地，所述破裂槽形状为圆环状槽、三角形环状槽、矩形环状槽中的任意一种；

所述预制破片对应设置在破裂槽的中部；结合高压破裂片的形状、环状破裂槽的位置与形状实现对预制破片冲击射角度的调整。

进一步地，所述爆破气室本体内设置有撞针组件；

所述撞针组件包括设置在爆破气室本体内且靠近高压破裂片一端的限位挡环，设置在所述限位挡环与高压破裂片之间的固定环，设置在所述固定环内的撞针限位架，设置在所述限位挡环上且靠近所述撞针限位架一侧的十字型连接架，以及设置在所述十字型连接架与撞针限位架上的爆破撞针；

所述爆破撞针包括设置在十字型连接架与撞针限位架之间的活动架，一端固定设置在所述活动架上、另一端活动贯穿所述撞针限位架的滑动撞杆，设置在所述滑动撞杆贯穿端的锥形撞击头，以及设置在所述活动架与十字型连接架之间的电磁控制阀；

所述十字型连接架中部设置有压力检测装置；

所述锥形撞击头与破裂槽的中部对应设置。

通过压力检测装置检测到爆破气室本体内的气压达到破裂压力值时，电磁控制阀控制滑动撞杆、锥形撞击头迅速撞击破裂槽部位，使得高压冲击波与预制破片一起冲击飞机结构；通过撞针组件的设置能够提高预制破片破裂的一致性，避免破裂槽破裂时间不一致，造成预制破片承受的冲击压力不同，使得易损性试验效果不佳。

进一步地，所述爆破气室本体靠近飞机结构的端口设置有翻边密封环；密封组件安装在所述翻边密封环与安装环件之间；

所述翻边密封环与安装环件上均匀设置有锁定装置；

所述锁定装置包括两侧夹板，设置在所述两侧夹板之间的液压调节杆，以及活动设置在所述两侧夹板上的预紧螺栓；

所述翻边密封环与安装环件上均设有与预紧螺栓连接的夹持限位槽；

相较于传统的螺栓连接方式，锁定装置通过从两侧夹持，避免对翻边密封环与安装环件打通孔，能够提高密封组件的气密性。

进一步地，所述破裂槽包括均匀设置在高压破裂片上的第一破裂槽，均匀设置在高压破裂片上且与所述第一破裂槽交叉设置的第二破裂槽；

通过第一破裂槽、第二破裂槽的交叉设置，预制破片设置在第一破裂槽、第二破裂槽围设的高压破裂片上，能够大大提高预制破片的设置数量。

进一步地，所述扩散组件包括喇叭状扩散器，以及均匀设置在所述喇叭状扩散器内壁上的声波发射器；通过声波发射器模拟真实导弹冲击中的爆炸声波冲击，进一步提升冲击试验的真实性。

本发明还公开了飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验方法，基于上述飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，包括以下步骤：

S1、准备预制缺口破片模组

根据冲击试验要求，确定预制破片的冲击速度、质量、数量、以及冲击波压力参数；对高压破裂片与破裂槽的尺寸、形状以及材料进行设计，计算高压破裂片上破裂槽的破裂压力值；

S2、密封安装

将步骤S1得到的预制缺口破片模组与高压爆破气室密封连接；

S3、充压爆破

将飞机结构固定在扩散组件的前方；通过空气压缩机向高压爆破气室充入空气，使高压爆破气室内的气压值达到破裂压力值的75~85%，通过关闭调压阀，空气压缩机停止工作；然后作动装置通过推动冲击活塞向前快速移动，压缩高压爆破气室内的空气，使得高压爆破气室内的气压值达到破裂压力值，击穿预制缺口破片模组；冲击波将预制破片高速推向飞机结构，致使飞机结构毁伤，对飞机结构的毁伤特性进行测试评估，完成破片与冲击波耦合冲击试验。

本发明的有益效果是：本发明提供了一种飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，能够完成破片与冲击波的联合作用，对飞机结构进行耦合冲击试验，模拟飞机结构在真实战斗中的毁伤效果，从而便于对飞机结构进行改进与优化；

本发明通过高压爆破预制缺口破片模组，使得高压冲击波裹挟预制破片一同冲击飞机结构，实现破片与冲击波的耦合；通过撞针组件的设置能够提高预制破片破裂的一致性，使得预制破片同时破裂，防止部分预制破片先脱出造成的泄压问题；

相对于传统技术，本发明提供的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验，具有试验效率高、实施成本低的优点；并且安全系数高，不需要火工品特殊资质。

附图说明

图1是本发明实施例1整体的结构示意图；

图2是本发明实施例1破片组件的结构示意图；

图3是本发明实施例1预制缺口破片模组的结构示意图；

图4是本发明实施例1高压爆破气室的结构示意图；

图5是本发明实施例2冲击试验方法的流程图；

图6是本发明实施例5撞针组件的结构示意图；

图7是本发明实施例6锁定装置的结构示意图；

图8是本发明实施例7高压破裂片的结构示意图；

其中，1-破片组件、10-安装环件、11-密封组件、12-预制缺口破片模组、120-高压破裂片、121-破裂槽、1210-第一破裂槽、1211-第二破裂槽、122-预制破片、13-扩散组件、130-喇叭状扩散器、2-爆破冲击装置、20-高压爆破气室、200-外保护罩、201-爆破气室本体、202-密封端盖本体、203-泄压孔、204-作动装置安装环、205-密封套、206-翻边密封环、21-冲击组件、210-冲击活塞、211-作动装置、22-充压装置、220-空气压缩机、221-调压阀、222-高压气管、3-撞针组件、30-限位挡环、31-固定环、32-撞针限位架、33-十字型连接架、34-爆破撞针、340-活动架、341-滑动撞杆、342-锥形撞击头、343-电磁控制阀、344-压力检测装置、4-锁定装置、40-两侧夹板、41-液压调节杆、42-预紧螺栓。

具体实施方式

实施例1

如图1所示的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，包括用于向飞机结构释放破片的破片组件1，与所述破片组件1连接用于提供冲击力的爆破冲击装置2；

所述爆破冲击装置2包括一端与所述破片组件1连接的高压爆破气室20，设置在所述高压爆破气室20另一端的冲击组件21，以及与所述高压爆破气室20连通的充压装置22；

所述充压装置22包括空气压缩机220，连接所述空气压缩机220与高压爆破气室20侧壁上的调压阀221，以及用于连通所述空气压缩机220与调压阀221的高压气管222；

如图2所示，所述冲击组件21包括活动设置在所述高压爆破气室20内的冲击活塞210，以及用于向所述冲击活塞210提供动力的作动装置211；

所述冲击活塞210的外侧壁与高压爆破气室20的内侧壁密封接触；

如图1、2所示，所述破片组件1包括设置在所述高压爆破气室20端口的安装环件10，设置在所述安装环件10与高压爆破气室20之间的密封组件11，设置在所述安装环件10上的预制缺口破片模组12，以及设置在预制缺口破片模组12与飞机结构之间且用于对冲击波进行扩张的扩散组件13；

安装环件10通过常规螺栓与高压爆破气室20连接；

如图3所示，所述预制缺口破片模组12包括设置在安装环件10上的高压破裂片120，均匀设置在所述高压破裂片120上的破裂槽121，以及设置在所述高压破裂片120上且朝向飞机结构的预制破片122。

如图4所示，所述高压爆破气室20包括外保护罩200，镶嵌设置在所述外保护罩200内的爆破气室本体201，设置在所述爆破气室本体201上用于安装作动装置211的密封端盖；

所密封端盖包括密封端盖本体202，设置在所述密封端盖本体202上的泄压孔203，设置在所述密封端盖本体202中心的作动装置安装环204；

所述作动装置211为固定在作动装置安装环204上的高速液压油缸；所述高速液压油缸的伸缩端位于爆破气室本体201内部且与冲击活塞210连接；

所述高速液压油缸的固定端与作动装置安装环204连接，且连接处还设置有密封套205。

所述高压破裂片120的形状为平板。

所述破裂槽121形状为圆环状槽；

所述预制破片122对应设置在破裂槽121的中部。

其中，高速液压油缸、空气压缩机220均采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例2

如图5所示，本实施例记载的是基于实施例1的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统的冲击试验方法，包括以下步骤：

S1、准备预制缺口破片模组12

根据冲击试验要求，确定预制破片122的冲击速度、质量、数量、以及冲击波压力参数；对高压破裂片120与破裂槽121的尺寸、形状以及材料进行设计，计算高压破裂片120上破裂槽121的破裂压力值；

S2、密封安装

将步骤S1得到的预制缺口破片模组12与高压爆破气室20密封连接；

S3、充压爆破

将飞机结构固定在扩散组件13的前方；通过空气压缩机220向高压爆破气室20充入空气，使高压爆破气室20内的气压值达到破裂压力值的85%，通过关闭调压阀221，空气压缩机220停止工作；然后作动装置211通过推动冲击活塞210向前快速移动，压缩高压爆破气室20内的空气，使得高压爆破气室20内的气压值达到破裂压力值，击穿预制缺口破片模组12；冲击波将预制破片122高速推向飞机结构，致使飞机结构毁伤，对飞机结构的毁伤特性进行测试评估，完成破片与冲击波耦合冲击试验。

实施例3

与实施例1不同的是：

所述高压破裂片120的形状为球面板。

所述破裂槽121形状为三角形环状槽；

所述预制破片122对应设置在三角形环状槽的中部。

实施例4

与实施例1不同的是：

所述高压破裂片120的形状为锥面板。

所述破裂槽121形状为矩形环状槽；

所述预制破片122对应设置在矩形环状槽的中部。

实施例5

与实施例1不同的是：

如图6所示，爆破气室本体201内设置有撞针组件3；

所述撞针组件3包括设置在爆破气室本体201内且靠近高压破裂片120一端的限位挡环30，设置在所述限位挡环30与高压破裂片120之间的固定环31，设置在所述固定环31内的撞针限位架32，设置在所述限位挡环30上且靠近所述撞针限位架32一侧的十字型连接架33，以及设置在所述十字型连接架33与撞针限位架32上的爆破撞针34；

所述爆破撞针34包括设置在十字型连接架33与撞针限位架32之间的活动架340，一端固定设置在所述活动架340上、另一端活动贯穿所述撞针限位架32的滑动撞杆341，设置在所述滑动撞杆341贯穿端的锥形撞击头342，以及设置在所述活动架340与十字型连接架33之间的电磁控制阀343；

所述十字型连接架33中部设置有压力检测装置344；

所述锥形撞击头342与破裂槽121的中部对应设置。

实施例6

与实施例1不同的是：

如图7所示，所述爆破气室本体201靠近飞机结构的端口设置有翻边密封环206；密封组件11安装在所述翻边密封环206与安装环件10之间；

所述翻边密封环206与安装环件10上均匀设置有锁定装置4；

所述锁定装置4包括两侧夹板40，设置在所述两侧夹板40之间的液压调节杆41，以及活动设置在所述两侧夹板40上的预紧螺栓42；

所述翻边密封环206与安装环件10上均设有与预紧螺栓42连接的夹持限位槽。

实施例8

与实施例1不同的是：

如图8所示，所述高压破裂片120的形状为球面板；

所述破裂槽121包括均匀设置在高压破裂片120上的第一破裂槽1210，均匀设置在高压破裂片120上且与所述第一破裂槽1210交叉设置的第二破裂槽1211；

所述扩散组件13包括喇叭状扩散器130，以及均匀设置在所述喇叭状扩散器130内壁上的声波发射器。

其中，声波发射器采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例9

与实施例2不同的是：

S3、充压爆破

通过空气压缩机220向高压爆破气室20充入空气，使高压爆破气室20内的气压值达到破裂压力值的75%。

Claims (9)

1.飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，其特征在于，包括用于向飞机结构释放破片的破片组件（1），与所述破片组件（1）连接用于提供冲击力的爆破冲击装置（2）；

所述爆破冲击装置（2）包括一端与所述破片组件（1）连接的高压爆破气室（20），设置在所述高压爆破气室（20）另一端的冲击组件（21），以及与所述高压爆破气室（20）连通的充压装置（22）；

所述充压装置（22）包括空气压缩机（220），连接所述空气压缩机（220）与高压爆破气室（20）侧壁的调压阀（221），以及用于连通所述空气压缩机（220）与调压阀（221）的高压气管（222）；

所述冲击组件（21）包括活动设置在所述高压爆破气室（20）内的冲击活塞（210），以及用于向所述冲击活塞（210）提供动力的作动装置（211）；

所述冲击活塞（210）的外侧壁与高压爆破气室（20）的内侧壁密封接触；

所述破片组件（1）包括设置在所述高压爆破气室（20）端口的安装环件（10），设置在所述安装环件（10）与高压爆破气室（20）之间的密封组件（11），设置在所述安装环件（10）上的预制缺口破片模组（12），以及设置在预制缺口破片模组（12）与飞机结构之间且用于对冲击波进行扩张的扩散组件（13）；

所述预制缺口破片模组（12）包括设置在安装环件（10）上的高压破裂片（120），均匀设置在所述高压破裂片（120）上的破裂槽（121），以及设置在所述高压破裂片（120）上且朝向飞机结构的预制破片（122）。

2.根据权利要求1所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，其特征在于，所述高压爆破气室（20）包括外保护罩（200），镶嵌设置在所述外保护罩（200）内的爆破气室本体（201），设置在所述爆破气室本体（201）上用于安装作动装置（211）的密封端盖；

所密封端盖包括密封端盖本体（202），设置在所述密封端盖本体（202）上的泄压孔（203），设置在所述密封端盖本体（202）中心的作动装置安装环（204）；

所述作动装置（211）为固定在作动装置安装环（204）上的高速液压油缸；所述高速液压油缸的伸缩端位于爆破气室本体（201）内部且与冲击活塞（210）连接；

所述高速液压油缸的固定端与作动装置安装环（204）连接，且连接处还设置有密封套（205）。

3.根据权利要求2所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，其特征在于，所述高压破裂片（120）的形状为平板、球面板、锥面板中的任意一种。

4.根据权利要求2所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，其特征在于，所述破裂槽（121）形状为圆环状槽、三角形环状槽、矩形环状槽中的任意一种；

所述预制破片（122）对应设置在破裂槽（121）的中部。

5.根据权利要求4所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，其特征在于，所述爆破气室本体（201）内设置有撞针组件（3）；

所述撞针组件（3）包括设置在爆破气室本体（201）内且靠近高压破裂片（120）一端的限位挡环（30），设置在所述限位挡环（30）与高压破裂片（120）之间的固定环（31），设置在所述固定环（31）内的撞针限位架（32），设置在所述限位挡环（30）上且靠近所述撞针限位架（32）一侧的十字型连接架（33），以及设置在所述十字型连接架（33）与撞针限位架（32）上的爆破撞针（34）；

所述爆破撞针（34）包括设置在十字型连接架（33）与撞针限位架（32）之间的活动架（340），一端固定设置在所述活动架（340）上、另一端活动贯穿所述撞针限位架（32）的滑动撞杆（341），设置在所述滑动撞杆（341）贯穿端的锥形撞击头（342），以及设置在所述活动架（340）与十字型连接架（33）之间的电磁控制阀（343）；

所述十字型连接架（33）中部设置有压力检测装置（344）；

所述锥形撞击头（342）与破裂槽（121）的中部对应设置。

6.根据权利要求2所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，其特征在于，所述爆破气室本体（201）靠近飞机结构的端口设置有翻边密封环（206）；密封组件（11）安装在所述翻边密封环（206）与安装环件（10）之间；

所述翻边密封环（206）与安装环件（10）上均匀设置有锁定装置（4）；

所述锁定装置（4）包括两侧夹板（40），设置在所述两侧夹板（40）之间的液压调节杆（41），以及活动设置在所述两侧夹板（40）上的预紧螺栓（42）；

所述翻边密封环（206）与安装环件（10）上均设有与预紧螺栓（42）连接的夹持限位槽。

7.根据权利要求1所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，其特征在于，所述破裂槽（121）包括均匀设置在高压破裂片（120）上的第一破裂槽（1210），均匀设置在高压破裂片（120）上且与所述第一破裂槽（1210）交叉设置的第二破裂槽（1211）。

8.根据权利要求1所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，其特征在于，所述扩散组件（13）包括喇叭状扩散器（130），以及均匀设置在所述喇叭状扩散器（130）内壁上的声波发射器。

9.飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验方法，基于权利要求1~8任意一项所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统，其特征在于，包括以下步骤：

S1、准备预制缺口破片模组（12）

根据冲击试验要求，确定预制破片（122）的冲击速度、质量、数量、以及冲击波压力参数；对高压破裂片（120）与破裂槽（121）的尺寸、形状以及材料进行设计，计算高压破裂片（120）上破裂槽（121）的破裂压力值；

S2、密封安装

将步骤S1得到的预制缺口破片模组（12）与高压爆破气室（20）密封连接；

S3、充压爆破

将飞机结构固定在扩散组件（13）的前方；通过空气压缩机（220）向高压爆破气室（20）充入空气，使高压爆破气室（20）内的气压值达到破裂压力值的75~85%，通过关闭调压阀（221），空气压缩机（220）停止工作；然后作动装置（211）通过推动冲击活塞（210）向前快速移动，压缩高压爆破气室（20）内的空气，使得高压爆破气室（20）内的气压值达到破裂压力值，击穿预制缺口破片模组（12）；冲击波将预制破片（122）高速推向飞机结构，致使飞机结构毁伤，对飞机结构的毁伤特性进行测试评估，完成破片与冲击波耦合冲击试验。

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