一种充气式可变形机翼疲劳强度测试装置

本发明涉及航空结构疲劳测试，特别是涉及一种充气式可变形机翼疲劳强度测试装置。

背景技术：

1、充气式可变形机翼具有质量轻、可折叠收纳、展开速度快等特点，在小型无人机中应用前景广阔。然而，充气式可变形机翼在长期服役过程中，受交变气动载荷、气压波动和柔性膜面反复变形的共同作用，容易出现膜面撕裂、刚度衰减和气密性下降等疲劳失效问题，因此对其进行疲劳强度测试至关重要。

2、目前，现有的材料测试夹具多为刚性结构，例如楔形夹具和刚性压板，采用固定尺寸的刚性夹持方式直接夹持柔性薄膜机翼时，容易在端部产生压痕或局部应力集中，导致试样在有效加载前就已在夹持端受损，且无法适应不同翼展尺寸的机翼。现有的疲劳加载多采用小面积刚性压头，例如偏心轮或普通液压缸，以刚性点接触方式对依靠气压支撑的柔性膜面进行加载时，载荷无法均匀分散到柔性膜面上，易造成膜面局部严重凹陷甚至非真实破裂。此外，传统的应变片在柔性膜面发生大变形或反复褶皱时极易脱落，且单点测量方式无法获取机翼的全场应变分布，难以准确记录疲劳损伤的演化过程。

3、因此，亟需一种能够对充气式可变形机翼实现无损夹持、真实模拟气动载荷加载以及非接触式全场变形监测的疲劳强度测试装置。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，以解决上述现有技术存在的问题，能够实现无损夹持、真实模拟气动载荷加载以及非接触式全场变形监测。

2、为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

3、本发明提供一种充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，包括机架、夹持机构和施力机构；所述夹持机构包括导轨和两个夹持座；所述导轨设置于所述机架上，两个所述夹持座分别滑动连接于所述导轨上；每个所述夹持座上设有两个相对设置的第一柔性接触件，两个所述第一柔性接触件之间形成用于夹持机翼端部的夹持间隙；所述施力机构包括动力组件和施力头；所述动力组件设置于所述机架上，所述施力头连接于所述动力组件的动力输出端，且所述施力头上设有朝向两个所述夹持座之间区域的第二柔性接触件。

4、作为一实施方式，所述第一柔性接触件和所述第二柔性接触件的材质均为聚氨酯橡胶。

5、作为一实施方式，所述夹持座包括夹持架和调节件，所述夹持架具有用于容纳机翼端部的夹持空间，两个所述第一柔性接触件相对设置于所述夹持空间内，至少一个所述第一柔性接触件与所述调节件连接以调节所述夹持空间的大小。

6、作为一实施方式，所述夹持机构还包括调节驱动组件，所述调节驱动组件包括第一丝杆、驱动电机以及导向结构，所述第一丝杆上设有旋向相反的螺纹段，两个所述夹持座分别与所述第一丝杆上旋向相反的螺纹段螺纹配合，所述第一丝杆与所述驱动电机的输出轴传动连接，所述导向结构用于限定两个所述夹持座对向或者背向运动。

7、作为一实施方式，所述施力头呈条状，且所述施力头朝向机翼的表面为与机翼外轮廓适配的曲面。

8、作为一实施方式，所述动力组件为伺服电动缸，所述伺服电动缸的伸缩杆为所述动力输出端。

9、作为一实施方式，还包括检测模组，所述检测模组包括力传感器和气腔压力传感器；所述力传感器设置于所述动力输出端与所述施力头之间，所述气腔压力传感器用于检测机翼气腔内部的气压。

10、作为一实施方式，所述检测模组还包括dic图像采集相机，所述dic图像采集相机的镜头朝向两个所述夹持座之间的机翼表面区域设置。

11、作为一实施方式，还包括气压控制组件，所述气压控制组件包括气源与充气管道，所述充气管道连通所述气源与机翼气腔。

12、作为一实施方式，所述机架还包括支撑横梁，所述支撑横梁位于两个所述夹持座的上方，所述动力组件固定于所述支撑横梁上。

13、本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

14、本发明通过在夹持座上设置两个相对的第一柔性接触件形成夹持间隙，利用柔性接触件对机翼端部进行夹持，能够有效避免刚性夹持对柔性膜面造成的局部压痕和应力集中；通过将两个夹持座滑动连接于导轨上，可根据不同翼展尺寸调节夹持间距，从而适配不同规格的充气机翼试件；通过设置带有第二柔性接触件的施力头，在施力头接触机翼表面时能够产生自适应变形以增大接触面积，避免点接触加载导致的局部膜面损伤，从而更真实地模拟气动载荷的分布特性。由此，本发明的测试装置能够在避免测试装置本身对柔性试件造成非真实疲劳损伤的前提下，实现对充气式可变形机翼的疲劳强度测试。

1.一种充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，包括机架（1）、夹持机构和施力机构；

2.根据权利要求1所述的充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，所述第一柔性接触件（4）和所述第二柔性接触件（5）的材质均为聚氨酯橡胶。

3.根据权利要求1所述的充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，所述夹持座（3）包括夹持架（6）和调节件（7），所述夹持架（6）具有用于容纳机翼端部的夹持空间，两个所述第一柔性接触件（4）相对设置于所述夹持空间内，至少一个所述第一柔性接触件（4）与所述调节件（7）连接以调节所述夹持空间的大小。

4.根据权利要求1所述的充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，所述夹持机构还包括调节驱动组件，所述调节驱动组件包括第一丝杆、驱动电机（9）以及导向结构，所述第一丝杆上设有旋向相反的螺纹段，两个所述夹持座（3）分别与所述第一丝杆上旋向相反的螺纹段螺纹配合，所述第一丝杆与所述驱动电机（9）的输出轴传动连接，所述导向结构用于限定两个所述夹持座（3）对向或者背向运动。

5.根据权利要求1所述的充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，所述施力头呈条状，且所述施力头朝向机翼的表面为与机翼外轮廓适配的曲面。

6.根据权利要求1所述的充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，所述动力组件为伺服电动缸（10），所述伺服电动缸（10）的伸缩杆为所述动力输出端。

7.根据权利要求1所述的充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，还包括检测模组，所述检测模组包括力传感器和气腔压力传感器；所述力传感器设置于所述动力输出端与所述施力头之间，所述气腔压力传感器用于检测机翼气腔（11）内部的气压。

8.根据权利要求7所述的充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，所述检测模组还包括dic图像采集相机，所述dic图像采集相机的镜头朝向两个所述夹持座（3）之间的机翼表面区域设置。

9.根据权利要求1所述的充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，还包括气压控制组件，所述气压控制组件包括气源与充气管道，所述充气管道连通所述气源与机翼气腔（11）。

10.根据权利要求1所述的充气式可变形机翼疲劳强度测试装置，其特征在于，所述机架（1）还包括支撑横梁，所述支撑横梁位于两个所述夹持座（3）的上方，所述动力组件固定于所述支撑横梁上。