本發明提供一種單翼梁裂紋擴展試驗裝置，用于進行單翼梁2裂紋擴展試驗，所述試驗裝置包括承力墻1、多個防失穩夾具3、剪力加載裝置5、彎矩加載裝置6，所述承力墻1用于夾持固定單翼梁2的一端；所述剪力加載裝置5位于平行單翼梁2的一側，用于向單翼梁2施加平行于單翼梁2側面的腹板剪力；所述彎矩加載裝置6包括彎矩加載夾具60和彎矩加載組件61，所述彎矩加載夾具60與單翼梁2相對的兩個側面固定連接；所述彎矩加載組件61與所述彎矩加載夾具60固定連接，所述彎矩加載組件61向所述彎矩加載夾具60施加作用力，用于向所述單翼梁2施加彎矩。

技術領域

本發明專利屬于翼梁試驗技術領域，涉及一種裂紋擴展試驗方法及試驗裝置。

背景技術

目前，損傷容限的概念廣泛用于飛機結構設計中，損傷容限設計承認結構中存在著未被發現的初始缺陷，要求在使用載荷的重復作用下，缺陷(裂紋)的擴展應控制在一定范圍內。在CCAR23.573及CCAR23.574適航條款的符合性方法中，明確的規定要選用試驗或者用有試驗依據支持的分析來表明結構符合適航條款的要求。而飛機結構損傷容限設計中，翼梁的破壞會引起災難性損傷，機翼翼梁的裂紋擴展控制尤為重要。翼梁裂紋擴展試驗也是飛機滿足適航條款要求必需進行的損傷容限試驗。

在工程實際應用中，采用傳統的試驗方法進行翼梁裂紋擴展試驗時，為了真實模擬翼梁的實際受力邊界條件，大部分采用3個翼肋間距長度的翼盒結構進行整體試驗。采用翼盒結構進行裂紋擴展試驗的試驗方法試驗件制造成本高，結構龐大笨重，裂紋擴展試驗效率很低。翼梁在裂紋擴展過程中，整個翼盒結構比較復雜，隨著裂紋長度的不同，翼梁的載荷會發生轉移，采用整個翼盒結構進行的裂紋擴展試驗規模較大，試驗成本也較高。如果采用單翼梁結構進行試驗能夠滿足試驗載荷以及約束的邊界要求，將大大降低該試驗的成本。

發明內容

本發明的目的是設計一種單翼梁裂紋擴展試驗裝置及試驗方法，采用本發明提供的單翼梁裂紋擴展試驗裝置及試驗方法，進行裂紋擴展試驗能夠滿足試驗載荷以及約束的邊界要求，大大降低該試驗的成本。

本發明提供一種針對單翼梁的裂紋擴展試驗裝置，該試驗裝置簡便，可有效提高單翼梁裂紋擴展試驗的效率，能夠單獨對翼梁進行裂紋擴展試驗、模擬機翼翼盒對單翼梁的邊界支持條件、模擬翼梁腹板在裂紋擴展中的整個翼盒結構載荷的轉移，試驗裝置的結構形式簡單，成本低。

一方面，本發明提供一種單翼梁裂紋擴展試驗裝置，用于進行單翼梁2裂紋擴展試驗，所述試驗裝置包括承力墻1、多個防失穩夾具3、剪力加載裝置5、彎矩加載裝置6，

所述承力墻1用于夾持固定單翼梁2的一端；

所述防失穩夾具3包括夾具連接件30和防失穩夾具31，所述夾具連接件30和防失穩夾具31分別位于單翼梁2相對的兩個側面，所述夾具連接件30和防失穩夾具31的上下兩端均對應固定連接，用于夾持單翼梁2；

所述剪力加載裝置5位于平行單翼梁2的一側，用于向單翼梁2施加平行于單翼梁2側面的腹板剪力；

所述彎矩加載裝置6包括彎矩加載夾具60和彎矩加載組件61，所述彎矩加載夾具60包括第一彎矩加載夾具601和第二彎矩加載夾具602，所述第一彎矩加載夾具601和第二彎矩加載夾具602分別位于單翼梁2所述相對的兩個側面，且位于單翼梁2遠離承力墻1的一端，所述第一彎矩加載夾具601和第二彎矩加載夾具602夾持單翼梁2并與單翼梁2固定連接；所述彎矩加載組件61與所述彎矩加載夾具60固定連接，所述彎矩加載組件61向所述彎矩加載夾具60施加作用力，用于向所述單翼梁2施加彎矩。

進一步地，所述剪力加載裝置5為第一作動筒，所述第一作動筒靠近單翼梁2的一端設置有第一測力傳感器50，第一測力傳感器50位于第一作動筒與單翼梁2之間，用于測量第一作動筒施加的腹板剪力。