本發(fā)明涉及一種增壓疲勞實驗機，尤其涉及一種簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機。

背景技術(shù)：

1988年的ALOHA243航班空難事件，雖然沒有造成慘重的人員傷亡，但事故背后的原因卻使人們對某些現(xiàn)象有了更清楚的認識。NTSB對ALOHA事故進行調(diào)查后發(fā)現(xiàn)，這次空難事件的主要原因之一是飛機客艙蒙皮在循環(huán)均布增壓載荷作用下引起機身蒙皮鉚釘處的裂紋形成與擴展，最終導致空難事件的發(fā)生。某航空公司的機身蒙皮修理后，蒙皮再次出現(xiàn)裂紋，從而二次修理，其重要原因也是由循環(huán)均布增壓載荷而引起的疲勞破壞。因此，研究飛機機身蒙皮鉚釘連接處以及機身蒙皮修理區(qū)鉚釘連接處在均布增壓疲勞載荷作用下的裂紋擴展機理很有必要。

傳統(tǒng)的疲勞實驗機主要進行材料的拉、壓、彎、扭疲勞實驗，并不能模擬機身蒙皮在飛行循環(huán)中的均布增壓疲勞載荷。飛機客艙體積大、增壓客艙內(nèi)外壓差高達0.6個大氣壓，傳統(tǒng)的均布增壓疲勞實驗環(huán)境苛刻，一般將密閉機身段放在特制水池中進行實驗，實驗裝置復雜、成本昂貴。研究設計一臺結(jié)構(gòu)小巧、增壓客艙內(nèi)外壓差為飛機巡航時壓差值的小型均布增壓疲勞實驗機非常有必要。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對傳統(tǒng)疲勞實驗機的不足和現(xiàn)有飛機機身蒙皮均布增壓疲勞實驗裝置的復雜性，本發(fā)明提供一種簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機，可以模擬飛機機身蒙皮在飛行循環(huán)中爬升、巡航和降落過程中的均布增壓疲勞過程，進而研究機身蒙皮在均布增壓疲勞載荷作用下的裂紋擴展機理。

為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提出一種簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機，包括模擬客艙、模擬蒙皮試驗件、保護裝置和氣動供壓系統(tǒng)；所述模擬客艙用于儲存給模擬蒙皮試驗件增壓、卸壓的介質(zhì)，以便模擬真實的客艙受載環(huán)境；所述模擬蒙皮試驗件用于模擬飛機機身蒙皮在內(nèi)外壓差作用下均布增壓疲勞過程，所述模擬蒙皮試驗件是平面方形蒙皮板；所述保護裝置用于在模擬蒙皮試驗件失效時起安全保護作用，同時提供便于觀察模擬蒙皮試驗件均布增壓疲勞過程的透明窗口；所述氣動供壓系統(tǒng)用于提供循環(huán)增壓、卸壓過程的動力，實現(xiàn)給所述模擬蒙皮試驗件循環(huán)增壓、卸壓過程，并實時采集相應的數(shù)據(jù)，同時控制加載、卸載的周期；所述模擬客艙是一端開口的方形容器，在開口端設有一圈第一外沿板，所述第一外沿板的板面與所述模擬蒙皮試驗件周邊的板面相吻合；所述第一外沿板上沿周向設有內(nèi)外兩圈的第一螺栓孔，所述模擬蒙皮試驗件的周邊設有一圈與第一外沿板上內(nèi)圈的第一螺栓孔一一對應的第二螺栓孔，所述模擬蒙皮試驗件通過螺栓連接安裝在模擬客艙的開口端，所述模擬蒙皮試驗件與所述開口端之間設有一圈密封條，所述模擬客艙與所述模擬蒙皮試驗件構(gòu)成一個密閉的容器，所述模擬客艙上與開口端相對的面板上設有用于連接增壓、卸壓管路的進氣孔；所述保護裝置包括一個方形框架，所述方形框架的一端為用于容納所述模擬蒙皮試驗件的敞口，所述方形框架的另一端設有高強度透視玻璃，敞口的形狀是大于所述模擬蒙皮試驗件的外輪廓的相似形，所述敞口設有第二外沿板，所述第二外沿板的板面形狀與所述第一外沿板的外周板面的形狀相吻合，所述第二外沿板上沿周向設有一圈與第一外沿板上外圈的第一螺栓孔一一對應的第三螺栓孔，所述保護裝置通過螺栓連接安裝在模擬客艙的開口端；所述氣動供壓系統(tǒng)包括用于提供氣動力的氣泵及自所述氣泵的排氣口通過管路依次連接至模擬客艙的進氣孔的過濾器、減壓閥和電磁換向閥，所述電磁換向閥設有消聲器，所述電磁換向閥與所述進氣孔之間的管段上設有三通，所述三通分出一連接至所述電磁換向閥的控制回路，所述控制回路上包括數(shù)顯壓力表和直流繼電器；所述過濾器用于過濾增壓氣體介質(zhì)中的雜質(zhì)以及水分；所述減壓閥用于控制進入系統(tǒng)的壓力大??；所述電磁換向閥用于控制模擬客艙的增壓、卸壓動作；所述消聲器用于降低卸壓排放空氣介質(zhì)時的噪音；所述數(shù)顯壓力表用于顯示模擬客艙內(nèi)壓力值大小，以及輸出與此壓力值大小對應的電信號，所述電信號傳遞給所述直流繼電器，所述數(shù)顯壓力表設置一個低壓用于模擬客艙在著陸時的大氣壓力，當模擬客艙內(nèi)氣體卸壓到低壓值時，通過所述直流繼電器控制所述電磁換向閥換位至增壓位，使得所述模擬客艙增壓；所述數(shù)顯壓力表還設置一個高壓用于模擬客艙在巡航時的內(nèi)外壓差，當模擬客艙內(nèi)氣體增壓到高壓值時，所述直流繼電器控制所述電磁換向閥換位至卸壓位，模擬客艙卸壓；通過數(shù)顯壓力表和直流繼電器的配合，實現(xiàn)模擬客艙增壓、卸壓循環(huán)的模擬，即模擬蒙皮試驗件的循環(huán)鼓起、收縮過程。

本發(fā)明簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機中，所述第三螺栓孔與外圈的第一螺栓孔中，每個對應的第三螺栓孔與外圈的第一螺栓孔中均分別穿過一連接螺栓，從而將保護裝置與所述模擬客艙固定。

內(nèi)圈的第一螺栓孔和所述第二螺栓孔中，每個對應的內(nèi)圈的第一螺栓孔與第三螺栓孔中均分別穿過一連接螺栓，從而將所述模擬蒙皮試驗件與所述模擬客艙固定。

所述動力源模塊包括氣動力和液動力中的一種或者是氣液混合動力。

本發(fā)明一種簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機的模擬方法，是基于氣動力的動力源模塊，并且包括以下步驟：

步驟一、常態(tài)下，電磁換向閥處于增壓接通位，氣泵啟動，高壓氣體從氣泵經(jīng)過過濾器進入減壓閥，經(jīng)過電磁換向閥后通過管路進入模擬客艙，實現(xiàn)模擬蒙皮試驗件的增壓膨脹；當模擬客艙內(nèi)的壓力達到數(shù)顯壓力表設置的峰值壓力時，所述直流繼電器控制電磁換向閥轉(zhuǎn)向卸壓接通位，模擬客艙開始卸壓并實現(xiàn)模擬蒙皮試驗件的收縮，模擬客艙中的高壓氣體經(jīng)過電磁換向閥排到大氣中，從而保證模擬客艙中峰值壓力為巡航時客艙內(nèi)外壓差值；

步驟二、電磁換向閥處于卸壓接通位時，在電磁換向閥處截斷氣體的供應以停止增壓；另外，模擬客艙中的高壓氣體在內(nèi)外壓差的作用下經(jīng)過電磁換向閥排出到大氣中，同時消聲器吸收排氣時的噪聲，當模擬客艙中的壓力與數(shù)顯壓力表設置的最小壓力相同時，模擬客艙停止卸壓，同時，所述直流繼電器控制電磁換向閥轉(zhuǎn)向增壓接通位，開始給模擬客艙的增壓；

步驟三、循環(huán)執(zhí)行上述步驟一和步驟二過程中，電磁換向閥不斷換位，從而交替地給模擬客艙增壓和卸壓，實現(xiàn)模擬蒙皮試驗件的循環(huán)鼓起、收縮過程，同時保護裝置實時安全防護，如此循環(huán)，便可達到模擬飛機起飛、巡航、降落過程中客艙增壓、降壓的均布增壓疲勞過程，從而進行模擬客艙均布增壓疲勞實驗。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果是：

傳統(tǒng)的疲勞實驗機只能進行拉、壓、彎、扭疲勞實驗，而不能模擬機身蒙皮在飛行循環(huán)中的均布疲勞載荷。本發(fā)明簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機提供了一個四周封閉且只留一面開口的中空容器，容器開口端安裝模擬蒙皮試驗件以形成密閉容器。通過給密閉容器增壓、卸壓，從而模擬飛機客艙(機身蒙皮)在飛行循環(huán)中爬升、巡航和降落過程中的均布增壓疲勞過程。

附圖說明

圖1-1是本發(fā)明中螺栓連接成型的模擬客艙的側(cè)視圖；

圖1-2是圖1-1所示模擬客艙的立體示意圖；

圖2-1是本發(fā)明中焊接連接成型的模擬客艙的側(cè)視圖；

圖2-2是圖2-1所示模擬客艙的立體示意圖；

圖3-1本發(fā)明中鑄造一體成型的模擬客艙的側(cè)視圖；

圖3-2是圖3-1所示模擬客艙的立體示意圖；

圖3-3是模擬客艙、平面模擬蒙皮試驗件和保護裝置轉(zhuǎn)配圖；

圖4-1和圖4-2分別是本發(fā)明中平面模擬蒙皮試驗件示意圖；

圖5-1是本發(fā)明中與平面模擬蒙皮試驗件相配的保護裝置的側(cè)視圖；

圖5-2是圖5-1所示保護裝置的立體示意圖；

圖6-1是本發(fā)明簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機結(jié)構(gòu)示意圖；

圖6-2是圖6-1所示簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機控制流程圖；

圖中：1-模擬客艙，2-模擬蒙皮試驗件，3-保護裝置，4-氣泵，5-過濾器，6-減壓閥，7-消聲器，8-電磁換向閥，10-數(shù)顯壓力表，12-直流繼電器，13-第一外沿板，14-內(nèi)圈的第一螺栓孔，15-外圈的第一螺栓孔，16-第二螺栓孔，17-開口端相對的面板，18-進氣孔，19-高強度透視玻璃，20-第二外沿板，21-第三螺栓孔。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和具體實施例對本發(fā)明技術(shù)方案作進一步詳細描述，所描述的具體實施例僅對本發(fā)明進行解釋說明，并不用以限制本發(fā)明。

本發(fā)明提出的一種簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機，如圖6-1所述，包括模擬客艙1、模擬蒙皮試驗件2、保護裝置3和氣動供壓系統(tǒng)。

所述模擬客艙1用于儲存給模擬蒙皮試驗件2增壓、卸壓的介質(zhì)，以便模擬真實的客艙受載環(huán)境；

所述模擬蒙皮試驗件2用于模擬飛機機身蒙皮在內(nèi)外壓差作用下均布增壓疲勞過程，如圖4-1和圖4-2所示，所述模擬蒙皮試驗件2為平面方形蒙皮板；

所述保護裝置3用于在模擬蒙皮試驗件2失效時起安全保護作用，同時提供便于觀察模擬蒙皮試驗件2均布增壓疲勞過程的透明窗口；所述氣動供壓系統(tǒng)用于提供循環(huán)增壓、卸壓過程的動力，并實現(xiàn)給所述模擬蒙皮試驗件2循環(huán)增壓、卸壓過程，并實時采集相應的數(shù)據(jù)，同時控制加載、卸載的周期。

所述模擬客艙1是一端開口的方形容器，可以是采用螺栓將板材連接而成，如圖1-1和圖1-2所示，使用五塊方形鋼板通過螺栓連接形成一端開口的方形容器，各方板連接處都安裝密封條，模擬客艙1成型后，其開口端四周需安裝一圈密封條，從而使得在開口端安裝模擬蒙皮試驗件后，形成一個密閉的容器。也可以是由板材焊接而成，如圖2-1和圖2-2所示。還可以采用鑄造式一體成型，使用鑄造工藝一次性形成帶有加強筋的一端開口的方形容器，如圖3-1和圖3-2所示。在方形容器的開口端設有一圈第一外沿板13，所述第一外沿板13的板面與所述模擬蒙皮試驗件2周邊的板面相吻合；所述第一外沿板13上沿周向設有內(nèi)外兩圈的第一螺栓孔，所述模擬蒙皮試驗件2的周邊設有一圈與第一外沿板13上內(nèi)圈的第一螺栓孔14一一對應的第二螺栓孔16，所述模擬蒙皮試驗件2通過螺栓連接安裝在模擬客艙1的開口端，所述模擬蒙皮試驗件2與所述開口端之間設有一圈密封條，所述模擬客艙1與所述模擬蒙皮試驗件2構(gòu)成一個密閉的容器，如圖3-3所示，所述模擬客艙1上與開口端相對的面板17上設有用于連接增壓、卸壓管路的進氣孔18。

所述保護裝置3包括一個方形框架，所述方形框架的一端為用于容納所述模擬蒙皮試驗件2的敞口，所述方形框架的另一端設有高強度透視玻璃19，如圖5-1和圖5-2所示，敞口的形狀是大于所述模擬蒙皮試驗件2的外輪廓的相似形，所述敞口設有第二外沿板20，所述第二外沿板20的板面形狀與所述第一外沿板13的外周板面的形狀相吻合，所述第二外沿板20上沿周向設有一圈與第一外沿板13上外圈的第一螺栓孔15一一對應的第三螺栓孔21，所述保護裝置3通過螺栓連接安裝在模擬客艙1的開口端，如圖3-3所示。

所述氣動供壓系統(tǒng)包括用于提供氣動力的氣泵4及自所述氣泵4的排氣口通過管路依次連接至模擬客艙1的進氣孔的過濾器5、減壓閥6和電磁換向閥8，所述電磁換向閥8設有消聲器7，所述電磁換向閥8與所述進氣孔之間的管段上設有三通，所述三通分出一連接至所述電磁換向閥8的控制回路，所述控制回路上包括數(shù)顯壓力表10和直流繼電器12。

所述過濾器5用于過濾增壓氣體介質(zhì)中的雜質(zhì)以及水分；所述減壓閥6用于控制進入系統(tǒng)的壓力大??；所述電磁換向閥8用于控制模擬客艙1的增壓、卸壓動作；所述消聲器7用于降低卸壓排放空氣介質(zhì)時的噪音；所述數(shù)顯壓力表10用于顯示模擬客艙1內(nèi)壓力值大小，以及輸出與此壓力值大小對應的電信號，所述電信號傳遞給所述直流繼電器12，所述數(shù)顯壓力表10設置一個低壓用于模擬客艙1在著陸時的大氣壓力，當模擬客艙1內(nèi)氣體卸壓到低壓值時，通過所述直流繼電器12控制所述電磁換向閥8換位至增壓位，使得所述模擬客艙1增壓；所述數(shù)顯壓力表10還設置一個高壓用于模擬客艙1在巡航時的內(nèi)外壓差，當模擬客艙1內(nèi)氣體增壓到高壓值時，所述直流繼電器12控制所述電磁換向閥8換位至卸壓位，模擬客艙1卸壓；通過數(shù)顯壓力表10和直流繼電器12的配合，實現(xiàn)模擬客艙1增壓、卸壓循環(huán)的模擬，即模擬蒙皮試驗件2的循環(huán)鼓起、收縮過程。

本發(fā)明中提出的均布增壓疲勞實驗機，可以模擬飛機機身蒙皮在飛行循環(huán)中爬升、巡航和降落過程中的均布增壓疲勞過程，可以模擬機身蒙皮在均布增壓疲勞載荷作用下的失效機理。

本發(fā)明中，所述模擬蒙皮試驗件2為平面方形蒙皮板，例如可以使用完整的未受損的鋁合金蒙皮，如圖4-1和圖4-2所示，并在該蒙皮板四周開有通孔(即在蒙皮板周邊設有一圈與模擬客艙1方形容器外沿板13上內(nèi)圈的第一螺栓孔14一一對應的第二螺栓孔16)，并通過螺栓連接到模擬客艙1上，形成一個密閉的容器，如圖3-3所示。

如圖5-1和圖5-2所示，本發(fā)明中的保護裝置3，其中一個開口端四周開有通孔并通過螺栓連接在模擬客艙上，如圖3-3所示，用于在試驗件失效時，起安全保護作用；為了便于觀察模擬蒙皮試驗件在均布增壓循環(huán)過程中，蒙皮循環(huán)鼓起、收縮及其損傷情況，在另一開口端安裝高強度透視玻璃19，從而實現(xiàn)在不影響防護強度的條件下觀察模擬蒙皮試驗件在增壓和卸壓過程中的外形變化和損傷情況。

如圖6-2所示，基于氣動力的動力源模塊，采用上述簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機實現(xiàn)模擬，所述簡單的機身蒙皮均布增壓疲勞實驗機包括模擬客艙1，模擬蒙皮試驗件2，保護裝置3，氣泵4，過濾器5，減壓閥6，消聲器7，電磁換向閥8，數(shù)顯壓力表10和直流繼電器12；可以模擬飛機機身蒙皮在飛行循環(huán)中爬升、巡航和降落過程中的均布增壓疲勞過程，可以模擬機身蒙皮在均布增壓疲勞載荷作用下的失效機理。

常態(tài)下，電磁換向閥8處于右位接通位(即增壓位，圖6-1中的實線路線)，且模擬客艙1中的初始壓力為零。數(shù)顯壓力表10監(jiān)測模擬客艙1中的壓力，該數(shù)顯壓力表10可以設置兩個壓力值，一是最大值即飛機巡航時客艙所承受的最大內(nèi)外壓差值，二是最小值即飛機停在地面時的外界壓力值。

增壓過程：電源啟動并給所有用電器件供電，同時氣泵4啟動，高壓氣體從氣泵4出來，經(jīng)過過濾器5、減壓閥6、電磁換向閥8后進入模擬客艙1，實現(xiàn)模擬客艙1的增壓。

卸壓過程：當壓力等于數(shù)顯壓力表10設置的最大壓力時，直流繼電器12指示電磁換向閥8轉(zhuǎn)向左位接通位(即卸壓位，圖6-1中的虛線路線)。此時，從氣泵4出來的高壓氣體在電磁換向閥8左位處被截斷，并且模擬客艙1中的高壓氣體經(jīng)過電磁換向閥排氣進行卸壓。

循環(huán)實現(xiàn)：在卸壓過程中，當壓力等于數(shù)顯壓力表10設置的最小壓力時，直流繼電器12指示電磁換向閥8轉(zhuǎn)向右位接通位(即增壓位，圖6-1中的實線路線)，開始增壓。

周期控制：通過數(shù)顯壓力表10的反饋，可以人為的調(diào)節(jié)氣體流量大小，進而改變增壓、卸壓的循環(huán)時間。

具體步驟如下：

步驟一、常態(tài)下，電磁換向閥8處于增壓接通位，氣泵4啟動，高壓氣體從氣泵4經(jīng)過過濾器5進入減壓閥6，經(jīng)過電磁換向閥8后通過管路進入模擬客艙1，實現(xiàn)模擬蒙皮試驗件2的增壓膨脹；當模擬客艙1內(nèi)的壓力達到數(shù)顯壓力表10設置的峰值壓力時，所述直流繼電器12控制電磁換向閥8轉(zhuǎn)向卸壓接通位，模擬客艙1開始卸壓并實現(xiàn)模擬蒙皮試驗件2的收縮，模擬客艙1中的高壓氣體經(jīng)過電磁換向閥8排到大氣中，從而保證模擬客艙1中峰值壓力為巡航時客艙內(nèi)外壓差值；

步驟二、電磁換向閥8處于卸壓接通位時，在電磁換向閥8處截斷氣體的供應以停止增壓；另外，模擬客艙1中的高壓氣體在內(nèi)外壓差的作用下經(jīng)過電磁換向閥8排出到大氣中，同時消聲器7吸收排氣時的噪聲，當模擬客艙1中的壓力與數(shù)顯壓力表10設置的最小壓力相同時，模擬客艙1停止卸壓，同時，所述直流繼電器12控制電磁換向閥8轉(zhuǎn)向增壓接通位，開始給模擬客艙1的增壓；

步驟三、循環(huán)執(zhí)行上述步驟一和步驟二過程中，電磁換向閥8不斷換位，從而交替地給模擬客艙1增壓和卸壓，實現(xiàn)模擬蒙皮試驗件2的循環(huán)鼓起、收縮過程，同時保護裝置3實時安全防護，如此循環(huán)，便可達到模擬飛機起飛、巡航、降落過程中客艙增壓、降壓的均布增壓疲勞過程，從而進行模擬客艙均布增壓疲勞實驗。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應該指出，對于本技術(shù)領域的普通技術(shù)人員來說，無論是在液壓、氣動、混合動力方面的改變，氣動供壓系統(tǒng)的控制方式的改變，還是在模擬蒙皮試驗件、模擬客艙結(jié)構(gòu)形式方面的改變，這些改變也應視為本發(fā)明的保護范圍，在不脫離本發(fā)明原理的前提下還可以作出若干改進，這些改進也應視為本發(fā)明的保護范圍。