飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统及方法与流程

1.本发明涉及飞机测试技术领域，具体涉及飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统及方法。


背景技术：

2.在飞机飞行过程中，螺旋桨桨叶起着平衡结构力矩和提供动力的作用，其一旦失效结构将无法正常运转，因此螺旋桨桨叶的性能考核对飞机结构安全十分重要；飞机运作环境多样，螺旋桨桨叶旋转时会受到沙尘、碎石、冰雹、飞鸟等外来离散源的撞击，而外来离散源冲击角度复杂多变、冲击位置繁杂多样，经受外来离散源冲击后桨叶的安全性、使用寿命和可靠性将发生变化，直接影响飞机的运转性能和结构安全，是飞机寿命评定的关键因素。
3.目前在桨叶结构抗离散源冲击方向，国内主要通过数值分析方法开展测试试验，试验方面通常为一个冲击点或一个冲击角度对应一套夹具装置，夹具装置无法重复利用，这意味着试验件、冲击角度和冲击位置中某一个参数发生变化时需要重新设计加工一套夹具装置；同时，每次测试试验都需要进行试验件和夹具的装配和拆卸工作，这些工作在进行连续桨叶结构抗离散源冲击试验时尤为复杂，工作量和重复劳动显著增加，降低了飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验的效率。
4.因此，设计一种能够在不同试验件、不同冲击角度和不同冲击位置下简单高效的连续开展飞机桨叶结构的抗离散源冲击测试试验势在必行。


技术实现要素：

5.针对上述存在的技术问题，本发明提供了飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统及方法。
6.本发明的技术方案为：飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统，包括底板、压板、内筒；底板上贯穿设置有两个第一固定槽和两个第二固定槽，两个第一固定槽和两个第二固定槽之间相互平行，且两个第二固定槽位于两个第一固定槽之间；压板设置在底板上端，压板上与两个第二固定槽位置对应处均设置有调节槽，两个调节槽内部均滑动卡接有通过对应侧的第二固定槽与底板固定连接的长螺栓；压板中心位置设置有通孔，通孔内部固定设置有法兰盘，法兰盘上均匀分布有数个螺纹孔，各个螺纹孔内部均螺纹连接有定位螺杆；内筒由两个对称设置的半圆弧板拼接而成，两个半圆弧板的侧壁底端均设置有凸台，两个半圆弧板拼接完成后滑动卡接在法兰盘内部，且两个半圆弧板分别通过其侧壁上的凸台与法兰盘下底面的各个定位螺杆抵接；两个半圆弧板的外壁上均设置有抱箍，两个抱箍之间通过固定螺栓固定连接；两个半圆弧板的内壁上均设置有辅助夹板，两个半圆弧板上均螺纹连接有与对应侧的辅助夹板转动卡接的推动螺杆。
7.进一步地，两个第二固定槽上均设置有数个定位卡槽，各个长螺栓上均套设有能
够与定位卡槽活动卡接的定位套，利用定位套和定位卡槽的配合作用，能够避免试验过程中压板在底板上滑动，提高了试验件的固定效果。
8.进一步地，两个半圆弧板的内壁上均设置有数个辅助夹板，各个辅助夹板之间相互铰接，两个半圆弧板上与各个辅助夹板位置对应处均设置有推动螺杆，各个辅助夹板的侧壁上均滑动卡接有推动块，推动块上转动卡接有连接头，各个推动螺杆分别与对应侧的连接头活动铰接；通过设置多个辅助夹板，有利于提高辅助夹板对试验件的夹持固定效果，有效保证了飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验的高效进行；同时也能够在不拆卸抱箍和法兰盘的前提下更换不同尺寸的试验件，提高了测试试验效率。
9.进一步地，两个半圆弧板内底部与各个辅助夹板位置对应处均设置有导向滑杆，各个导向滑杆上均滑动卡接有滑块，各个滑块上均转动卡接有转接头，各个转接头分别与对应位置处的辅助夹板的底端滑动卡接；各个辅助夹板均能够在对应侧的导向滑杆上滑动，能够提高各个辅助夹板移动时的一致性，进而能够提高辅助夹板对试验件夹持力矩的均匀性。
10.进一步地，法兰盘内部通过轴套转动卡接有旋转套，螺纹孔位于旋转套上，旋转套的外壁上套设有齿圈，法兰盘内部转动卡接有与齿圈啮合连接的驱动齿轮，驱动齿轮上设置有贯穿法兰盘的驱动杆，通过在法兰盘内部设置旋转套，便于对内筒进行旋转调节，从而能够实现试验件抗离散源冲击位置的调节。
11.进一步地，驱动杆下端贯穿驱动齿轮后与法兰盘的内壁转动卡接，驱动杆外部套设有分别与驱动齿轮下端面和法兰盘的内壁抵接的复位弹簧，法兰盘内部且位于驱动齿轮上端设置有能够与驱动齿轮啮合的锁止齿块，通过设置复位弹簧和锁止齿块，当旋转套调节完成后驱动齿轮在复位弹簧的作用下沿驱动杆向上移动，并最终与锁止齿块啮合锁止，提高了旋转套在试验过程中的稳定性。
12.进一步地，底板上活动卡接有角度调节板，内筒底端与角度调节板抵接，角度调节板与底板靠近的一侧上下两端均设置有弧形槽，底板上端面与两个弧形槽位置对应处均设置有辅助滑槽，两组相对设置的辅助滑槽和弧形槽之间均滑动卡接有调节球；角度调节板和压板上与弧形槽位置对应处均贯穿设置有调节通槽，两个调节球上均设置有依次贯穿角度调节板和压板上的调节通槽的调节推杆，通过在底板上设置角度调节板，利用调节推杆推动调节球在弧形槽内移动，从而利用调节球将角度调节板顶起，能够实现角度调节板各个方位倾斜角度的调节，便于对试验件进行不同角度的抗离散源冲击损伤测试试验。
13.进一步地，抱箍两侧的固定螺栓设置有2-6个，且为偶数个，通过在抱箍两侧设置偶数个固定螺栓，能够对抱箍的安装载荷进行平衡。
14.进一步地，法兰盘上端面设置有刻度标识，通过在法兰盘上设置刻度标识，便于对旋转套的旋转角度进行精确控制。
15.进一步地，凸台与旋转套之间设置有垫片；通过设置垫片能够减缓系统高频次使用状态下的磨损，提高系统的使用寿命。
16.本发明还提供了飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验方法，包括以下步骤：s1、将两个半圆弧板拼接完成后放置在底板上，然后将法兰盘套设在两个半圆弧板外部，并使法兰盘分别与两个凸台抵接；此时压板上的调节槽与底板上的第二固定槽重合；最后将两个抱箍通过固定螺栓套设在两个半圆弧板外部；
s2、将试验件插入两个半圆弧板之间，并调整试验件的位置，然后旋紧抱箍上的固定螺栓，并利用推动螺杆推动辅助夹板在对应侧的半圆弧板上移动，利用辅助夹板对试验件进行二次固定；s3、将压板通过长螺栓与底板进行固定，然后在法兰盘上的各个螺纹孔上螺纹连接定位螺杆，并使各个定位螺杆下端部与凸台上端面抵接；s4、在底板上的两个第一固定槽内部插入螺栓，利用螺栓将底板固定在承力墙上；并利用气炮向试验件表面发射离散源，进行飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验；s5、通过调整压板在底板上的高度，以及试验件在半圆弧板内部的旋转角度，完成不同冲击角度和不同冲击位置条件下飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验。
17.与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：第一、本发明提供的试验系统结构设计合理，能够实现不同桨叶结构试验件、任意冲击角度、任意冲击位置的简单快速调整，从而能够满足不同尺寸试验件、不同冲击角度和不同冲击位置的测试试验需求，有效提高了飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验的效率以及准确性；第二、本发明通过在内筒内部设置辅助夹板，使得本发明的内筒不仅能够对不同尺寸的试验件进行夹持固定，而且也提高了内筒对于试验件的夹持固定效果，对于飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验的高效进行具有促进作用；第三、本发明的试验系统组装便利，不仅缩短了飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验的前期时间投入，而且也提高了测试试验工作的便利性；同时，本发明的试验系统维护成本较低，有效减少了测试试验的经济投入。
附图说明
18.图1是本发明的试验方法流程图；图2是本发明的纵剖图；图3是本发明的主视图；图4是本发明的底板的结构示意图；图5是本发明的角度调节板倾斜状态下的结构示意图；图6是本发明的图2中a处的局部放大示意图；图7是本发明的法兰盘与旋转套的连接示意图；图8是本发明的驱动齿轮与齿圈的连接示意图；图9是本发明图2中b处的局部放大示意图；图10是本发明的辅助夹板的结构示意图；其中，1-底板、10-第一固定槽、11-第二固定槽、12-定位卡槽、13-角度调节板、130-弧形槽、14-辅助滑槽、15-调节球、16-调节通槽、17-调节推杆、2-压板、20-调节槽、21-长螺栓、210-定位套、22-通孔、23-法兰盘、230-螺纹孔、231-定位螺杆、24-旋转套、240-轴套、241-齿圈、242-驱动齿轮、243-驱动杆、2430-复位弹簧、2431-锁止齿块、3-内筒、30-半圆弧板、31-凸台、310-垫片、32-抱箍、320-固定螺栓、33-辅助夹板、330-推动螺杆、331-推动块、332-连接头、34-导向滑杆、340-滑块、341-转接头。
具体实施方式
19.实施例1如图2、4所示的飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统，包括底板1、压板2、内筒3；底板1上贯穿设置有两个第一固定槽10和两个第二固定槽11，两个第一固定槽10和两个第二固定槽11之间相互平行，且两个第二固定槽11位于两个第一固定槽10之间；如图2、3、4、9所示，压板2设置在底板1上端，压板2上与两个第二固定槽11位置对应处均设置有调节槽20，两个调节槽20内部均滑动卡接有通过对应侧的第二固定槽11与底板1固定连接的长螺栓21；压板2中心位置设置有通孔22，通孔22内部固定设置有法兰盘23，法兰盘23上均匀分布有8个螺纹孔230，各个螺纹孔230内部均螺纹连接有定位螺杆231；如图2、3所示，内筒3由两个对称设置的半圆弧板30拼接而成，两个半圆弧板30的侧壁底端均设置有凸台31，两个半圆弧板30拼接完成后滑动卡接在法兰盘23内部，且两个半圆弧板30分别通过其侧壁上的凸台31与法兰盘23下底面的各个定位螺杆231抵接；两个半圆弧板30的外壁上均设置有抱箍32，两个抱箍32之间通过固定螺栓320固定连接；两个半圆弧板30的内壁上均设置有1个辅助夹板33，两个半圆弧板30上均螺纹连接有1个与对应侧的辅助夹板33转动卡接的推动螺杆330；抱箍32两侧的固定螺栓320设置有4个。
20.实施例2本实施例记载的是实施例1的飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统的试验方法，包括以下步骤：s1、将两个半圆弧板30拼接完成后放置在底板1上，然后将法兰盘23套设在两个半圆弧板30外部，并使法兰盘23分别与两个凸台31抵接；此时压板2上的调节槽20与底板1上的第二固定槽11重合；最后将两个抱箍32通过固定螺栓320套设在两个半圆弧板30外部；s2、将试验件插入两个半圆弧板30之间，并调整试验件的位置，然后旋紧抱箍32上的固定螺栓320，并利用推动螺杆330推动辅助夹板33在对应侧的半圆弧板30上移动，利用辅助夹板33对试验件进行二次固定；s3、将压板2通过长螺栓21与底板1进行固定，然后在法兰盘23上的各个螺纹孔230上螺纹连接定位螺杆231，并使各个定位螺杆231下端部与凸台31上端面抵接；s4、在底板1上的两个第一固定槽10内部插入螺栓，利用螺栓将底板1固定在承力墙上；并利用气炮向试验件表面发射离散源，进行飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验；s5、通过调整压板2在底板1上的高度，以及试验件在半圆弧板30内部的旋转角度，完成不同冲击角度和不同冲击位置条件下飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验。
21.实施例3本实施例与实施例1不同之处在于：如图2、3、10所示，两个半圆弧板30的内壁上均设置有5个辅助夹板33，各个辅助夹板33之间相互铰接，两个半圆弧板30上与各个辅助夹板33位置对应处均设置有推动螺杆330，各个辅助夹板33的侧壁上均滑动卡接有推动块331，推动块331上转动卡接有连接头332，各个推动螺杆330分别与对应侧的连接头332活动铰接；两个半圆弧板30内底部与各个辅助夹板33位置对应处均设置有导向滑杆34，各个导向滑杆34上均滑动卡接有滑块340，各个滑块340上均转动卡接有转接头341，各个转接头341分别与对应位置处的辅助夹板33的
底端滑动卡接。
22.实施例4本实施例记载的是实施例3的飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统的试验方法，与实施例2不同之处在于：步骤s2中，旋转各个推动螺杆330，与各个推动螺杆330对应的辅助夹板33在对应侧的导向滑杆34上滑动，从而使得两个半圆弧板30上的各个辅助夹板33相互靠近，对试验件进行稳定夹持。
23.实施例5本实施例与实施例1不同之处在于：如图2、3、7、8、9所示，法兰盘23内部通过轴套240转动卡接有旋转套24，法兰盘23上端面设置有刻度标识，螺纹孔230位于旋转套24上，旋转套24的外壁上套设有齿圈241，法兰盘23内部转动卡接有与齿圈241啮合连接的驱动齿轮242，驱动齿轮242上设置有贯穿法兰盘23的驱动杆243；凸台31与旋转套24之间设置有垫片310；驱动杆243下端贯穿驱动齿轮242后与法兰盘23的内壁转动卡接，驱动杆243外部套设有分别与驱动齿轮242下端面和法兰盘23的内壁抵接的复位弹簧2430，法兰盘23内部且位于驱动齿轮242上端设置有能够与驱动齿轮242啮合的锁止齿块2431。
24.实施例6本实施例记载的是实施例5的飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统的试验方法，与实施例2不同之处在于：步骤s5中，当需要对试验件的旋转角度进行调节时，旋松各个定位螺杆231，向下按压驱动杆243后转动驱动杆243，利用驱动齿轮242带动齿圈241旋转，从而使旋转套24带动试验件旋转，并参照法兰盘23上的刻度标识对试验件的旋转角度进行调节；当旋转套24调节完成后驱动齿轮242在复位弹簧2430的作用下沿驱动杆243向上移动，并最终与锁止齿块2431啮合锁止，最后再次将各个定位螺杆231旋紧即可。
25.实施例7本实施例与实施例1不同之处在于：如图2、3、4、5、6所示，底板1上活动卡接有角度调节板13，内筒3底端与角度调节板13抵接，角度调节板13与底板1靠近的一侧上下两端均设置有弧形槽130，底板1上端面与两个弧形槽130位置对应处均设置有辅助滑槽14，两组相对设置的辅助滑槽14和弧形槽130之间均滑动卡接有调节球15；角度调节板13和压板2上与弧形槽130位置对应处均贯穿设置有调节通槽16，两个调节球15上均设置有依次贯穿角度调节板13和压板2上的调节通槽16的调节推杆17。
26.实施例8本实施例记载的是实施例7的飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统的试验方法，与实施例2不同之处在于：步骤s5中，当需要对试验件的倾斜角度进行调节时，旋松各个长螺栓21，然后通过调节推杆17推动调节球15在弧形槽130内移动，利用调节球15将角度调节板13顶起，以实现角度调节板13各个方位倾斜角度的调节，调节完成后，再次旋紧各个长螺栓21即可。
27.实施例9
本实施例与实施例1不同之处在于：如图2、4所示，两个第二固定槽11上均设置有9个定位卡槽12，各个长螺栓21上均套设有能够与定位卡槽12活动卡接的定位套210。
28.实施例10本实施例与实施例1不同之处在于：抱箍32两侧的固定螺栓320设置有2个。
29.实施例11本实施例与实施例1不同之处在于：抱箍32两侧的固定螺栓320设置有6个。
30.实施例12本实施例与实施例3不同之处在于：两个半圆弧板30的内壁上均设置有8个辅助夹板33。