一种飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构及方法与流程

1.本技术属于飞机结构部件的冲击测试领域，具体涉及一种飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构及方法。


背景技术：

2.飞机结构部件，如表面蒙皮、风挡、雷达罩等，在飞机飞行中，常遭受较大载荷的冲击，为评估飞机结构部件的抗冲击性能，设计有相应的冲击试验。
3.当前，在进行飞机结构部件的冲击试验时，多是以空气炮或落锤等冲击物，直接冲击飞机结构部件试验件的表面，模拟飞机结构部件遭受载荷冲击的情景，然而实际中，飞机飞行时，其结构部件，在遭受载荷冲击时，还同时承受复杂的静态载荷，例如飞机结构部件内外压差产生的面外载荷，飞机结构部件边缘传递的拉伸、压缩、剪切等面内载荷，该种载荷对于飞机结构部件的抗冲击性能具有重要影响，在进行飞机结构部件的冲击试验时，直接以冲击物冲击冲击飞机结构部件试验件的表面，仅是能够模拟飞机结构部件遭受载荷冲击的情景，不能够实现对飞机结构部件承受的静态载荷，依据其所得的试验结果，不能够实现对飞机结构部件抗冲击性能的准确评估。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
5.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供一种飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构及方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本技术的技术方案是：一方面提供一种飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，包括：面外载荷加载箱，其上具有开口、面外载荷加载抽吸气孔；面外载荷加载抽吸气开关阀，在面外载荷加载抽吸气孔中设置；四个面内载荷加载箱，其上具有插槽、面内载荷加载抽吸气孔，连接在面外载荷加载箱上，相互拼接，环绕开口；四个面内载荷加载吸气开关阀，每个面内载荷加载吸气开关阀对应在一个面内载荷加载抽吸气孔中设置；四个面内载荷加载滑块，每个面内载荷加载滑块对应在一个面内载荷加载箱内滑动设置，将对应面内载荷加载箱的内部空间分割为两部分，其中，一部分与对应的面内载荷加载抽吸气孔连通，另一部分与对应的插槽连通；飞机结构部件板状试验件，其每个边缘对应穿过一个插槽，与对应的面内载荷加载滑块连接。
8.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，四个面内载荷加载滑块上具有夹槽；飞机结构部件板状试验件的每个边缘卡在对应的夹槽中。
9.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，飞机结构部件板状试验件的每个边缘与对应的夹槽间胶粘连接。
10.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，四个面内载荷加载箱的拼接部位间以密封胶密封或加装密封垫。
11.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，四个面内载荷加载箱与对应的面内载荷加载滑块间形成有环形密封槽；飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，还包括：四个密封圈，每个密封圈对应设置在一个环形密封槽内。
12.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，面外载荷加载箱外周具有环形连接边；四个面内载荷加载箱通过螺栓连接在环形连接边上。
13.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，还包括：密封环，在四个面内载荷加载箱与环形连接边间设置。
14.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，还包括：面外载荷加载气压检测计，在面外载荷加载箱上设置，用以检测面外载荷加载箱内的压力；四个面内载荷加载气压检测计，每个面内载荷加载气压检测计对应在一个面内载荷加载箱上设置，用以检测对应面内载荷加载箱内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块之间空间的压力。
15.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，还包括：载荷加载抽吸气压气机，能够通过软管与各个面内载荷加载吸气开关阀或面外载荷加载抽吸气开关阀连接。
16.另一方面提供一种飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加方法，基于任一上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构实施，包括：将飞机结构部件板状试验件的每个边缘对应穿过一个插槽，与对应的面内载荷加载滑块连接；将四个面内载荷加载箱连接在面外载荷加载箱上，使四个面内载荷加载箱相互拼接，环绕开口；通过面外载荷加载抽吸气开关阀，向面外载荷加载箱内充气或吸气，在面外载荷加载箱内压力达到设定值时，关闭面外载荷加载抽吸气开关阀；通过四个面内载荷加载吸气开关阀，向对应的面内载荷加载箱内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块之间空间充气或吸气，在各个面内载荷加载箱内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块之间空间的压力达到设定值时，关闭对应的面内载荷加载吸
气开关阀。
17.本技术至少存在以下有益技术效果：提供一种飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，其设计以向面外载荷加载箱、面内载荷加载箱内充气或吸气的方式，实现对飞机结构部件板状试验件静态载荷的施加，方便、灵活，便于控制，可保证对飞机结构部件板状试验件静态载荷施加的准确性，此外，设计通过面外载荷加载抽吸气开关阀、面内载荷加载吸气开关阀向面外载荷加载箱、面内载荷加载箱内充气或吸气，在面外载荷加载抽吸气开关阀、面内载荷加载吸气开关阀内压力达到设定值后，将面外载荷加载抽吸气开关阀、面内载荷加载吸气开关阀关闭，使面外载荷加载箱、面内载荷加载箱内压力维持在设定值，可将对飞机结构部件板状试验件施加的静态载荷维持在稳定状态，以此能够在后续的飞机结构部件冲击试验中保证飞机结构部件板状试验件承受稳定的静态载荷，进而保证飞机结构部件冲击试验结果的可靠性，从而实现对飞机结构部件抗冲击性能的准确评估。
18.上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，还设计通过与飞机结构部件板状试验件的四个边缘连接的面内载荷加载滑块，直接对飞机结构部件板状试验件施加拉伸、压缩或剪切载荷，在实现对飞机结构部件承受面内静态载荷模拟的同时，可模拟飞机结构部件在飞机飞行时边界的弹性支撑条件，还原飞机结构部件在飞机飞行时真实受载场景，以此能够进一步保证飞机结构部件冲击试验结果的可靠性，实现对飞机结构部件抗冲击性能的准确评估。
19.此外，提供一种飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加方法，该方法基于上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构实施，其技术效果也可参考上述飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构的技术效果，在此不再赘述。
附图说明
20.图1是本技术实施例提供的飞机部件冲击试验面内面外静力施加结构的示意图；其中：1-面外载荷加载箱；2-面外载荷加载抽吸气开关阀；3-面内载荷加载箱；4-面内载荷加载吸气开关阀；5-面内载荷加载滑块；6-飞机结构部件板状试验件；7-密封圈；8-密封环；9-面外载荷加载气压检测计；10-面内载荷加载气压检测计；11-载荷加载抽吸气压气机；12-冲击物。
21.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
22.为使本技术的技术方案及优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
23.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申
请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示结构或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及等同，而不排除其他元件或者物件。
24.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
25.下面结合附图1对本技术做进一步详细说明。
26.一方面提供一种飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，包括：面外载荷加载箱1，其上具有开口、面外载荷加载抽吸气孔；面外载荷加载抽吸气开关阀2，在面外载荷加载抽吸气孔中设置；四个面内载荷加载箱3，其上具有插槽、面内载荷加载抽吸气孔，连接在面外载荷加载箱1上，相互拼接，环绕开口；四个面内载荷加载吸气开关阀4，每个面内载荷加载吸气开关阀4对应在一个面内载荷加载抽吸气孔中设置；四个面内载荷加载滑块5，每个面内载荷加载滑块5对应在一个面内载荷加载箱3内滑动设置，将对应面内载荷加载箱3的内部空间分割为两部分，其中，一部分与对应的面内载荷加载抽吸气孔连通，另一部分与对应的插槽连通；飞机结构部件板状试验件6，其每个边缘对应穿过一个插槽，与对应的面内载荷加载滑块5连接。
27.进行飞机结构部件的冲击试验时，可以上述实施例公开的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，对飞机结构部件板状试验件施加静态载荷，具体参照以下步骤进行：将飞机结构部件板状试验件6的每个边缘对应穿过一个插槽，与对应的面内载荷加载滑块5连接；将四个面内载荷加载箱3连接在面外载荷加载箱1上，使四个面内载荷加载箱3相互拼接，环绕开口，为了避免飞机结构部件板状试验件6的四个顶角部位与四个面内载荷加载箱3间发生干涉，可将飞机结构部件板状试验件6的四个顶角部位切除，或者在四个面内载荷加载箱3上开设相应的槽道；通过面外载荷加载抽吸气开关阀2，向面外载荷加载箱1内充气或吸气，在面外载荷加载箱1内压力达到设定值时，关闭面外载荷加载抽吸气开关阀2，以使面外载荷加载箱1
内的压力维持在设定值，该设定值根据飞机结构部件在飞机飞行中承受的内外压差进行确定，以此实现对飞机结构部件承受的面外静态载荷的模拟；通过四个面内载荷加载吸气开关阀4，向对应的面内载荷加载箱3内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块5之间空间充气或吸气，在各个面内载荷加载箱3内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块5之间空间的压力达到设定值时，关闭对应的面内载荷加载吸气开关阀4，以使各个面内载荷加载箱3内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块5之间空间的压力维持在设定值，该设定值根据飞机结构部件在飞机飞行中边缘传递的拉伸、压缩、剪切载荷进行确定，以此实现对飞机结构部件承受的面内静态载荷的模拟；在飞机结构部件板状试验件施加静态载荷后，可以冲击物冲击飞机结构部件板状试验件6的外侧，模拟飞机结构部件遭受载荷冲击的情景，进而得到准确的试验结果，实现对飞机结构部件抗冲击性能的准确评估。
28.对于上述实施例公开的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计以向面外载荷加载箱1、面内载荷加载箱3内充气或吸气的方式，实现对飞机结构部件板状试验件6静态载荷的施加，方便、灵活，便于控制，可保证对飞机结构部件板状试验件6静态载荷施加的准确性，此外，设计通过面外载荷加载抽吸气开关阀2、面内载荷加载吸气开关阀4向面外载荷加载箱1、面内载荷加载箱3内充气或吸气，在面外载荷加载抽吸气开关阀2、面内载荷加载吸气开关阀4内压力达到设定值后，将面外载荷加载抽吸气开关阀2、面内载荷加载吸气开关阀4关闭，使面外载荷加载箱1、面内载荷加载箱3内压力维持在设定值，可将对飞机结构部件板状试验件6施加的静态载荷维持在稳定状态，以此能够在后续的飞机结构部件冲击试验中保证飞机结构部件板状试验件6承受稳定的静态载荷，进而保证飞机结构部件冲击试验结果的可靠性，从而实现对飞机结构部件抗冲击性能的准确评估。
29.对于上述实施例公开的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，领域内技术人员还可以理解的是，其设计通过与飞机结构部件板状试验件6的四个边缘连接的面内载荷加载滑块5，直接对飞机结构部件板状试验件6施加拉伸、压缩或剪切载荷，在实现对飞机结构部件承受面内静态载荷模拟的同时，可模拟飞机结构部件在飞机飞行时边界的弹性支撑条件，还原飞机结构部件在飞机飞行时真实受载场景，以此能够进一步保证飞机结构部件冲击试验结果的可靠性，实现对飞机结构部件抗冲击性能的准确评估。
30.在一些可选的实施例中，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，四个面内载荷加载滑块5上具有夹槽；飞机结构部件板状试验件6的每个边缘卡在对应的夹槽中，与对应的面内载荷加载滑块5间可靠连接。
31.在一些可选的实施例中，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，飞机结构部件板状试验件6的每个边缘与对应的夹槽间胶粘连接，以此进一步保证飞机结构部件板状试验件6的每个边缘与对应面内载荷加载滑块5间连接的可靠性。
32.在一些可选的实施例中，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，四个面内载荷加载箱3的拼接部位间以密封胶密封或加装密封垫，以保证四个面内载荷加载箱3的拼接部位间的密封。
33.在一些可选的实施例中，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构
中，四个面内载荷加载箱3与对应的面内载荷加载滑块5间形成有环形密封槽；飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，还包括：四个密封圈7，每个密封圈7对应设置在一个环形密封槽内，以保证对应面内载荷加载箱3、面内载荷加载滑块5间的密封。
34.在一些可选的实施例中，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，面外载荷加载箱1外周具有环形连接边；四个面内载荷加载箱3通过螺栓连接在环形连接边上，具有可拆卸性。
35.在一些可选的实施例中，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，还包括：密封环8，在四个面内载荷加载箱3与环形连接边间设置，以保证四个面内载荷加载箱3与面外载荷加载箱1间的密封。
36.在一些可选的实施例中，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，还包括：面外载荷加载气压检测计9，在面外载荷加载箱1上设置，用以检测面外载荷加载箱1内的压力，可在检测到面外载荷加载箱1内的压力达到设定值后，将面外载荷加载抽吸气开关阀2关闭；四个面内载荷加载气压检测计10，每个面内载荷加载气压检测计10对应在一个面内载荷加载箱3上设置，用以检测对应面内载荷加载箱3内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块5之间空间的压力，可在检测到对应面内载荷加载箱3内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块5之间空间的压力达到设定值后，将对应的面内载荷加载吸气开关阀4关闭。
37.对于上述实施例公开的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，领域内技术人员可以理解的是，其设计以面外载荷加载气压检测计9、面内载荷加载气压检测计10对压力的检测，实现对飞机结构部件板状试验件6受力状态的检测，取代直接在飞机结构部件板状试验件6上设置测力计的检测形式，可避免对飞机结构部件板状试验件6受力状态产生不利影响，保证飞机结构部件冲击试验结果的可靠性，实现对飞机结构部件抗冲击性能的准确评估。
38.在一些可选的实施例中，上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构中，还包括：载荷加载抽吸气压气机11，能够通过软管与各个面内载荷加载吸气开关阀4或面外载荷加载抽吸气开关阀2连接。
39.对于上述实施例公开的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构，领域内技术人员可以理解的是，在对飞机结构部件板状试验件施加静态载荷时，可以载荷加载抽吸气压气机11通过软管，逐一的与各个面内载荷加载吸气开关阀4以及面外载荷加载抽吸气开关阀2连接，依次向面内载荷加载箱3、面外载荷加载箱1内充气或吸气，在面内载荷加载箱3、面外载荷加载箱1内压力达到设定值时，将相应的面内载荷加载吸气开关阀4、面外载荷加载抽吸气开关阀2关闭，而无需过多的使用压气机，使整体结构简捷，便于携带、使用。
40.另一方面提供一种飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加方法，基于任一上述的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构实施，包括：
将飞机结构部件板状试验件6的每个边缘对应穿过一个插槽，与对应的面内载荷加载滑块5连接；将四个面内载荷加载箱3连接在面外载荷加载箱1上，使四个面内载荷加载箱3相互拼接，环绕开口；通过面外载荷加载抽吸气开关阀2，向面外载荷加载箱1内充气或吸气，在面外载荷加载箱1内压力达到设定值时，关闭面外载荷加载抽吸气开关阀2；通过四个面内载荷加载吸气开关阀4，向对应的面内载荷加载箱3内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块5之间空间充气或吸气，在各个面内载荷加载箱3内面内载荷加载抽吸气孔、面内载荷加载滑块5之间空间的压力达到设定值时，关闭对应的面内载荷加载吸气开关阀4。
41.对于上述实施例公开的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加方法，其基于任一上述实施例公开的飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构实施，描述的较为简单，具体相关之处可参见飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构部分的相关说明，其技术效果也可参考飞机结构部件冲击试验面内面外静力施加结构相关部分的技术效果，在此不再赘述。
42.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
43.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。