阅读说明：本技术 一种单翼梁裂纹扩展试验装置及试验方法 (Single-spar crack propagation test device and test method ) 是由 李玉莲 林长亮 王虎林 于国庆 张克晓 刘娜 于 2019-10-12 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种单翼梁裂纹扩展试验装置,用于进行单翼梁2裂纹扩展试验,所述试验装置包括承力墙1、多个防失稳夹具3、剪力加载装置5、弯矩加载装置6,所述承力墙1用于夹持固定单翼梁2的一端；所述剪力加载装置5位于平行单翼梁2的一侧,用于向单翼梁2施加平行于单翼梁2侧面的腹板剪力；所述弯矩加载装置6包括弯矩加载夹具60和弯矩加载组件61,所述弯矩加载夹具60与单翼梁2相对的两个侧面固定连接；所述弯矩加载组件61与所述弯矩加载夹具60固定连接,所述弯矩加载组件61向所述弯矩加载夹具60施加作用力,用于向所述单翼梁2施加弯矩。(The invention provides a single-wing spar crack propagation test device which is used for carrying out a single-wing spar 2 crack propagation test and comprises a bearing wall 1, a plurality of instability-proof clamps 3, a shear force loading device 5 and a bending moment loading device 6, wherein the bearing wall 1 is used for clamping and fixing one end of the single-wing spar 2; the shear force loading device 5 is positioned on one side of the parallel single-wing spar 2 and is used for applying a web plate shear force parallel to the side face of the single-wing spar 2 to the single-wing spar 2; the bending moment loading device 6 comprises a bending moment loading clamp 60 and a bending moment loading assembly 61, and the bending moment loading clamp 60 is fixedly connected with two opposite side faces of the single-wing beam 2; the bending moment loading assembly 61 is fixedly connected with the bending moment loading clamp 60, and the bending moment loading assembly 61 applies acting force to the bending moment loading clamp 60 and is used for applying bending moment to the single-wing spar 2.)

一种单翼梁裂纹扩展试验装置及试验方法

技术领域

本发明专利属于翼梁试验技术领域，涉及一种裂纹扩展试验方法及试验装置。

背景技术

目前，损伤容限的概念广泛用于飞机结构设计中，损伤容限设计承认结构中存在着未被发现的初始缺陷，要求在使用载荷的重复作用下，缺陷(裂纹)的扩展应控制在一定范围内。在CCAR23.573及CCAR23.574适航条款的符合性方法中，明确的规定要选用试验或者用有试验依据支持的分析来表明结构符合适航条款的要求。而飞机结构损伤容限设计中，翼梁的破坏会引起灾难性损伤，机翼翼梁的裂纹扩展控制尤为重要。翼梁裂纹扩展试验也是飞机满足适航条款要求必需进行的损伤容限试验。

在工程实际应用中，采用传统的试验方法进行翼梁裂纹扩展试验时，为了真实模拟翼梁的实际受力边界条件，大部分采用3个翼肋间距长度的翼盒结构进行整体试验。采用翼盒结构进行裂纹扩展试验的试验方法试验件制造成本高，结构庞大笨重，裂纹扩展试验效率很低。翼梁在裂纹扩展过程中，整个翼盒结构比较复杂，随着裂纹长度的不同，翼梁的载荷会发生转移，采用整个翼盒结构进行的裂纹扩展试验规模较大，试验成本也较高。如果采用单翼梁结构进行试验能够满足试验载荷以及约束的边界要求，将大大降低该试验的成本。

发明内容

本发明的目的是设计一种单翼梁裂纹扩展试验装置及试验方法，采用本发明提供的单翼梁裂纹扩展试验装置及试验方法，进行裂纹扩展试验能够满足试验载荷以及约束的边界要求，大大降低该试验的成本。

本发明提供一种针对单翼梁的裂纹扩展试验装置，该试验装置简便，可有效提高单翼梁裂纹扩展试验的效率，能够单独对翼梁进行裂纹扩展试验、模拟机翼翼盒对单翼梁的边界支持条件、模拟翼梁腹板在裂纹扩展中的整个翼盒结构载荷的转移，试验装置的结构形式简单，成本低。

一方面，本发明提供一种单翼梁裂纹扩展试验装置，用于进行单翼梁2裂纹扩展试验，所述试验装置包括承力墙1、多个防失稳夹具3、剪力加载装置5、弯矩加载装置6，

所述承力墙1用于夹持固定单翼梁2的一端；

所述防失稳夹具3包括夹具连接件30和防失稳夹具31，所述夹具连接件30和防失稳夹具31分别位于单翼梁2相对的两个侧面，所述夹具连接件30和防失稳夹具31的上下两端均对应固定连接，用于夹持单翼梁2；

所述剪力加载装置5位于平行单翼梁2的一侧，用于向单翼梁2施加平行于单翼梁2侧面的腹板剪力；

所述弯矩加载装置6包括弯矩加载夹具60和弯矩加载组件61，所述弯矩加载夹具60包括第一弯矩加载夹具601和第二弯矩加载夹具602，所述第一弯矩加载夹具601和第二弯矩加载夹具602分别位于单翼梁2所述相对的两个侧面，且位于单翼梁2远离承力墙1的一端，所述第一弯矩加载夹具601和第二弯矩加载夹具602夹持单翼梁2并与单翼梁2固定连接；所述弯矩加载组件61与所述弯矩加载夹具60固定连接，所述弯矩加载组件61向所述弯矩加载夹具60施加作用力，用于向所述单翼梁2施加弯矩。

进一步地，所述剪力加载装置5为第一作动筒，所述第一作动筒靠近单翼梁2的一端设置有第一测力传感器50，第一测力传感器50位于第一作动筒与单翼梁2之间，用于测量第一作动筒施加的腹板剪力。

进一步地，所述弯矩加载组件61包括第一弯矩加载板610、第二弯矩加载板612和两个第二作动筒611，所述第一弯矩加载板610与所述第一弯矩加载夹具601固定连接，所述第二弯矩加载板612与所述第一弯矩加载夹具601固定连接，

所述第一弯矩加载板610和第二弯矩加载板612均包括两个相互平行延伸的加载杆，所述两个第二作动筒611分别与所述第一弯矩加载板610和第二弯矩加载板612的两个加载杆对应固定连接，用于向所述加载杆施加作用力。

进一步地，两个所述第二作动筒611靠近加载杆的一端设置有第二测力传感器51，所述第二测力传感器51位于第二作动筒与加载杆之间，用于测量第二作动筒施加给加载杆的作用力。

进一步地，所述试验装置包括至少3个防失稳夹具3，分别位于单翼梁在飞机结构中受到翼肋支撑的位置。

进一步地，所述单翼梁2包括耳片20，所述剪力加载装置5的一端与所述耳片20固定连接。

另一方面，提供一种单翼梁裂纹扩展试验方法，利用如上所述的试验装置，其特征在于，所述方法包括，

利用承力墙1夹持固定单翼梁2的一端；防失稳夹具3夹持单翼梁2相对的两个侧面；弯矩加载夹具60夹持固定单翼梁2另一端所述相对的两个侧面，并与单翼梁2固定连接，弯矩加载组件61与弯矩加载夹具60固定连接；

所述两个第二作动筒611分别对所述第一弯矩加载板610、第二弯矩加载板612的两个相互平行延伸的加载杆的一端施加不同方向或者不同大小的作用力，实现对单翼梁2的弯矩加载，用于模拟张开型裂纹扩展；

所述两个第二作动筒611施加的作用力的方向平行。

进一步地，所述方法还包括，

利用剪力加载装置5向单翼梁2施加平行单翼梁2侧面的腹板剪力；同时，所述两个第二作动筒611分别对所述第一弯矩加载板610、第二弯矩加载板612的两个相互平行延伸的加载杆的一端施加不同方向或者不同大小的作用力，同时实现对单翼梁2的剪力加载和弯矩加载，用于模拟复合型裂纹扩展。

进一步地，所述方法还包括，在进行裂纹扩展试验前进行单翼梁结构的初始裂纹的预裂，在单翼梁下缘条的裂纹尖端处进行预裂。

本发明的技术效果：

本发明的单翼梁裂纹扩展试验装置结构简单，可有效提高翼梁裂纹扩展试验的效率，能够单独对翼梁进行裂纹扩展试验、模拟机翼翼盒对单翼梁的边界支持条件、模拟翼梁腹板在裂纹扩展中的整个翼盒结构载荷的转移，试验组件的结构形式简单，成本低。

本发明的试验装置组合了两组加载系统，通过调整剪力加载系统比例，实现模拟裂纹扩展的I型(张开型)裂纹扩展、II型(滑开型)裂纹扩展以及两种裂纹构型同时存在的单翼梁复合型裂纹扩展试验。设计单翼梁裂纹扩展试验方法时本着简单实用的原则，易于试验件的安装和拆卸，易于模拟单翼梁的边界约束以及加载条件，减小试验件规模，控制试验工装和试验的成本。

附图说明

图1是本发明的试验装置结构示意图；

图2是本发明的试验装置的拆解示意图。

具体实施方式

实施例一

图1为本发明的试验装置结构示意图，图2是本发明的试验装置的拆解示意图，结合图1和图2所示，本实施例，提供一种单翼梁裂纹扩展试验装置，用于进行单翼梁2裂纹扩展试验，所述试验装置包括承力墙1、多个防失稳夹具3、剪力加载装置5、弯矩加载装置6。

所述承力墙1用于夹持固定单翼梁2的一端，具体地，承力墙1夹持单翼梁2一端的两个侧面，并固定单翼梁2。

所述防失稳夹具3包括夹具连接件30和防失稳夹具31，所述夹具连接件30和防失稳夹具31分别位于单翼梁2相对的两个侧面，所述夹具连接件30和防失稳夹具31的上下两端对应固定连接，用于夹持单翼梁2。实际试验过程时，夹具连接件30约束在固定地轨上。夹具连接件30和防失稳夹具31的上下两端分别通过螺栓固定连接，并夹持住单翼梁2。

所述剪力加载装置5位于平行单翼梁2的一侧，用于向单翼梁2施加平行单翼梁2侧面的腹板剪力。本实施例，剪力加载装置5为第一作动筒，第一作动筒靠近单翼梁2的一端且位于第一作动筒与单翼梁2之间，设置有第一测力传感器50，用于测量第一作动筒施加的腹板剪力。

结合图1和图2所示，所述弯矩加载装置6包括弯矩加载夹具60和弯矩加载组件61，所述弯矩加载夹具60包括第一弯矩加载夹具601和第二弯矩加载夹具602，所述第一弯矩加载夹具601和第二弯矩加载夹具602分别位于单翼梁2另一端所述相对的两个侧面，并与单翼梁2固定连接。所述弯矩加载组件61与所述弯矩加载夹具60固定连接，所述弯矩加载组件61向所述弯矩加载夹具60施加作用力，用于向所述单翼梁2施加弯矩。

本实施例的试验装置结构简单，可有效提高单翼梁裂纹扩展试验的效率，能够单独对单翼梁进行裂纹扩展试验。通过设置剪力加载装置5、弯矩加载装置6，调整两套加载装置施加力的不同比例值，实现飞机结构翼梁腹板的纯I型(张开型)裂纹扩展过程、纯II型(滑开型)裂纹扩展过程或者是复合型裂纹扩展，接近真实地模拟整个单翼梁在裂纹扩展过程中在翼盒中承受载荷的转移情况，真实模拟单翼梁裂纹扩展过程。通过承力墙1和仿失稳夹具4的约束，模拟翼盒对翼梁的边界支持条件。

进一步，如图2所示，所述弯矩加载组件61包括第一弯矩加载板610、第二弯矩加载板612和和两个第二作动筒611，所述第一弯矩加载板610与所述第一弯矩加载夹具601固定连接，第二弯矩加载板612与第二弯矩加载夹具602固定连接。所述弯矩加载板610和第二弯矩加载板612包括两个相互平行延伸的加载杆，所述两个第二作动筒611分别与所述第一弯矩加载板610和第二弯矩加载板612的两个加载杆的一端固定连接，用于向所述加载杆施加作用力。

进一步地，本实施例，两个第二作动筒611靠近加载杆的一端且位于第二作动筒611与加载杆之间，均设置有第二测力传感器51，用于测量第二作动筒施加给加载杆的作用力。

进一步地，本实施例的试验装置包括至少3个防失稳夹具3，分别位于单翼梁在飞机结构中受到翼肋支撑的位置。本实施例，采用多个防失稳夹具3，通过仿失稳夹具来模拟翼盒中翼肋结构、蒙皮结构对单翼梁结构的支持。

进一步地，单翼梁2包括耳片20，所述剪力加载装置5的一端与所述耳片20固定连接。在单翼梁结构的裂纹扩展试验中，剪力加载的耳片中心位于翼梁结构的剪心附近，避免因为加载系统的载荷偏心引起的单翼梁结构扭转。

实施例二

本实施例，提供一种单翼梁裂纹扩展试验方法，利用如上所述的试验装置，所述方法包括，

第一步：在进行裂纹扩展试验前进行翼梁结构的初始裂纹的预裂，在翼梁下缘条的裂纹尖端处进行预裂，裂纹长度约1.3mm。裂纹预制时应注意防止出现残余应力。

第二步：试验件安装，利用承力墙1夹持固定单翼梁2的一端；防失稳夹具3夹持单翼梁2相对的两个侧面；弯矩加载夹具60夹持固定单翼梁2另一端所述相对的两个侧面，并与单翼梁2固定连接，弯矩加载组件61与弯矩加载夹具60固定连接。剪力加载装置5安装，耳片端通过螺栓连接加载第一作动筒，实现对单翼梁的剪力加载。

第三步：

张开型裂纹扩展试验模拟，两个第二作动筒611分别对所述第一弯矩加载板610、第二弯矩加载板612的两个相互平行延伸的加载杆的一端施加不同方向或者不同大小的作用力，实现对单翼梁2的弯矩加载。其中，两个第二作动筒611分别对所述两个相互平行延伸的加载杆的一端施加作用力，所述作用力的方向平行。

复合型裂纹扩展模拟，利用剪力加载装置5向单翼梁2施加平行单翼梁2侧面的腹板剪力；同时，两个第二作动筒611分别对所述第一弯矩加载板610、第二弯矩加载板612的两个相互平行延伸的加载杆的一端施加不同方向或者不同大小的作用力，同时实现对单翼梁2的剪力加载和弯矩加载，用于模拟复合型裂纹扩展。

第四步：当进行张开型裂纹扩展试验时，裂纹每扩展5mm，记录一次循环次数N_i和对应的翼梁裂裂尖端位置坐标(x_i，y_i)。当进行单翼梁复合型型裂纹扩展试验时，裂纹发生转折，同时记录裂纹扩展角度。

本发明的试验原理：

单翼梁试验件安装时，单翼梁试验件连接在试验室承力墙，对单翼梁的根部固定约束。在单翼梁组件的耳片端通过螺栓连接第一作动筒，实现对单翼梁的剪力加载。弯矩加载板通过螺栓连接在弯矩加载夹具上，连接后的弯矩加载板通过螺栓对称连接在单翼梁裂纹扩展试验件的腹板两侧。在飞机实际结构中，翼盒为封闭结构，由于有蒙皮和翼肋对翼梁结构进行支持，翼梁不会发生扭转。而在单翼梁结构的裂纹扩展试验中，弯矩加载板在单翼梁腹板两侧对称设置，单翼梁的耳片中心位于单翼梁结构的剪心附近，避免因为剪力加载系统和弯矩加载系统的载荷偏心引起单翼梁结构扭转。剪力加载装置和弯矩加载装置，共有三个加载作动筒，且三个加载作动筒均带有测力传感器，三个加载作动筒分别连接在耳片结构和加载杆的两侧，实现剪力、弯矩加载。通过测力传感器，在加载的同时对力进行测量和输出，监控整个飞机机翼翼梁在裂纹扩展过程的作用载荷。

根据飞机实际的翼梁结构尺寸，翼梁的长度方向每间隔330mm安装一组仿失稳夹具。机型翼梁裂纹扩展试验时，裂纹每扩展5mm，记录一次循环次数和翼梁结构对应裂纹尖端的位置坐标。当进行复合型裂纹扩展试验时，裂纹发生转折，在记录裂纹长度和循环数的同时需要记录裂纹扩展的转折角度，以真实记录翼梁的裂纹扩展试验过程曲线。