一种冲击损伤引入定位装置及试验方法与流程

本发明属于材料和结构性能试验的测试，具体涉及一种用于为复合材料结构引入冲击损伤的冲击损伤引入定位装置及试验方法。

背景技术：

1、依据飞机复合材料结构耐久性/损伤容限设计要求，在飞机设计研发过程中，应通过试验证实含缺陷的复合材料结构在规定的使用期内具备足够的寿命和剩余强度。缺陷包括初始缺陷和使用损伤，其中使用损伤作为缺陷的一种重要形式，试验前常需通过落锤式冲击等形式完成不同能量的冲击损伤引入，以模拟飞机复合材料结构在服役过程中面临的各种损伤。冲击损伤引入的准确性、有效性会对试验结果产生影响，成为对复合材料结构损伤容限评价的关键要素。

2、在目前飞机结构强度验证要求愈发严苛的背景下，复合材料结构强度设计和试验验证过程中，对舵面、襟副翼等次承力结构沿航向外缘提出了引入冲击损伤需求。

3、以往的工程实践中，对机翼平面或机身曲面等复合材料结构进冲击损伤引入时，常在复合材料构件上施划十字线以对预制冲击损伤位置进行标记，然后通过目视的方式将冲击头与标点对齐，以完成冲击损伤定位。但舵面、襟副翼等结构沿航向外缘呈三角形且截面狭窄，引入冲击损伤时，冲击设备常因缺乏够大的支撑平面而无法固定，以往目视定位的方法不能满足冲击损伤引入位置的精度要求，严重制约飞机复合材料结构耐久性/损伤容限评估的有效性。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种用于飞机复合材料舵面、襟副翼等结构沿航向外缘处预制的冲损伤时的定位装置及使用方法，该方法可以实现冲击损伤引入的精确定位。

2、为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

3、一种冲击损伤引入定位装置，用于飞机复合材料舵面、襟副翼结构沿航向外缘处预制的冲损伤试验；包括冲击头、冲击头导管和支撑稳定件；根据复合材料结构的外形特点，对支撑稳定件底部的卡槽尺寸及角度进行加工，并在需要引入冲击损伤的位置进行标记，将支撑稳定件卡装于试验件外缘上，利用冲击头导管对冲击头进行导引，使得冲击头通过支撑稳定件上的冲击孔实现对冲击目标位置的精确定位。

4、进一步地，冲击头，用于对试验件发出冲击能量；冲击头为圆柱形结构，安装在冲击导管的内孔中，可沿冲击导管的内孔轴向运动。

5、进一步地，冲击头的前端为钝圆头。

6、进一步地，冲击导管用于约束冲击头的运动；冲击导管为圆柱结构，其内部沿轴向开设贯穿冲击导管上下表面的内孔；冲击导管的下表面分布有多个支柱，用于和支撑稳定件连接。

7、进一步地，支撑稳定件用于定位和约束冲击头的运动；支撑稳定件为矩形块结构，支撑稳定件的底面上开设有第一卡槽，第一卡槽的横截面呈三角形结构，支撑稳定件的的内部开设第二卡槽，第二卡槽的下端与第一卡槽的上端连通，第二卡槽为条形槽，在支撑稳定件上表面中部开设有冲击孔，冲击孔的下端与所述第二卡槽的上端连通；冲击导管的内孔与所述冲击孔同轴。

8、进一步地，支撑稳定件上表面开设定位槽，定位槽与所述冲击导管上的支柱配合。

9、进一步地，第一卡槽的角度、尺寸与试验件侧面的角度、尺寸相适配。

10、进一步地，第二卡槽的宽度与试验件的边缘宽度相适配。

11、进一步地，第一卡槽、第二卡槽的两端均贯穿支撑稳定件的左右侧面。

12、一种冲击损伤引入定位试验方法，包括：

13、第一步，根据复合材料试验件的外形尺寸，完成对支撑定位件底部第一卡槽、第二卡槽的加工；其中，第一卡槽、第二卡槽的两端均贯穿支撑稳定件的左右侧面，第一卡槽的尺寸、角度与试验件侧面的尺寸、角度相适配，第二卡槽的宽度与试验件的边缘宽度相适配；

14、第二步，沿展向在试验件需要引入冲击损伤的位置做标记，将支撑定位件通过第一卡槽、第二卡槽卡装于试验件外缘上，并将冲击孔与标记对齐；

15、第三步，将冲击导管端部的四个支柱插入支撑稳定件顶部的四个定位槽中；

16、第四步，使用冲击发射机构将冲击头沿冲击导管的内孔发射，冲击头的前端将通过支撑稳定件上的冲击孔冲击到试验件的标记位置，完成冲击损伤引入。

17、与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：

18、1.能实现对目标冲击点的高精度定位。

19、2.安装方法简单快捷，安装在试验件上稳定牢固。

技术特征：

1.一种冲击损伤引入定位装置，其特征在于，用于飞机复合材料舵面、襟副翼结构沿航向外缘处预制的冲损伤试验；包括冲击头(1)、冲击头导管(2)和支撑稳定件(3)；根据复合材料结构的外形特点，对支撑稳定件(3)底部的卡槽尺寸及角度进行加工，并在需要引入冲击损伤的位置进行标记，将支撑稳定件(3)卡装于试验件外缘上，利用冲击头导管(2)对冲击头(1)进行导引，使得冲击头(1)通过支撑稳定件(3)上的冲击孔(32)实现对冲击目标位置的精确定位。

2.根据权利要求1所述的冲击损伤引入定位装置，其特征在于，冲击头(1)用于对试验件(4)发出冲击能量；冲击头(1)为圆柱形结构，安装在冲击导管(2)的内孔(21)中，可沿冲击导管(2)的内孔(21)轴向运动。

3.根据权利要求1所述的冲击损伤引入定位装置，其特征在于，冲击头(1)的前端为钝圆头。

4.根据权利要求1所述的冲击损伤引入定位装置，其特征在于，冲击导管(2)用于约束冲击头(1)的运动；冲击导管(2)为圆柱结构，其内部沿轴向开设贯穿冲击导管(2)上下表面的内孔(21)；冲击导管(2)的下表面分布有多个支柱(22)，用于和支撑稳定件(3)连接。

5.根据权利要求1所述的冲击损伤引入定位装置，其特征在于，支撑稳定件(3)用于定位和约束冲击头(1)的运动；支撑稳定件(3)为矩形块结构，支撑稳定件(3)的底面上开设有第一卡槽(34)，第一卡槽(34)的横截面呈三角形结构，支撑稳定件(3)的的内部开设第二卡槽(33)，第二卡槽(33)的下端与第一卡槽(34)的上端连通，第二卡槽(33)为条形槽，在支撑稳定件上表面中部开设有冲击孔(32)，冲击孔(32)的下端与所述第二卡槽(33)的上端连通；冲击导管(2)的内孔(21)与所述冲击孔(32)同轴。

6.根据权利要求5所述的冲击损伤引入定位装置，其特征在于，支撑稳定件上表面开设定位槽(31)，定位槽(31)与所述冲击导管上的支柱(22)配合。

7.根据权利要求5所述的冲击损伤引入定位装置，其特征在于，第一卡槽(34)的角度、尺寸与试验件(4)侧面的角度、尺寸相适配。

8.根据权利要求5所述的冲击损伤引入定位装置，其特征在于，第二卡槽(33)的宽度与试验件(4)的边缘宽度相适配。

9.根据权利要求5所述的冲击损伤引入定位装置，其特征在于，第一卡槽(34)、第二卡槽(33)的两端均贯穿支撑稳定件(3)的左右侧面。

10.一种冲击损伤引入定位试验方法，其特征在于，包括：

技术总结
本发明公开了一种冲击损伤引入定位装置，用于飞机复合材料舵面、襟副翼结构沿航向外缘处预制的冲损伤试验；包括冲击头、冲击头导管和支撑稳定件；根据复合材料结构的外形特点，对支撑稳定件底部的卡槽尺寸及角度进行加工，并在需要引入冲击损伤的位置进行标记，将支撑稳定件卡装于试验件外缘上，利用冲击头导管对冲击头进行导引，使得冲击头通过支撑稳定件上的冲击孔实现对冲击目标位置的精确定位。本发明能实现对目标冲击点的高精度定位，安装方法简单快捷，安装在试验件上稳定牢固。

技术研发人员：冯福兴,熊华锋,王力立,黄光启
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/4/17