(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202210710714.6 (22)申请日 2022.06.22 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114778059 A (43)申请公布日 2022.07.22 (73)专利权人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 王计真　刘小川　张宇　郭军　 (74)专利代理 机构 北京栈桥知识产权代理事务 所(普通合伙) 11670 专利代理师 潘卫锋 (51)Int.Cl. G01M 7/08(2006.01) B64F 5/60(2017.01) G01N 3/02(2006.01) G01N 3/307(2006.01) F15B 3/00(2006.01) (56)对比文件 CN 112902771 A,2021.0 6.04CN 114112278 A,202 2.03.01 CN 106525611 A,2017.0 3.22 CN 110186324 A,2019.08.3 0 CN 111409860 A,2020.07.14 CN 114166400 A,2022.03.11 CN 106052491 A,2016.10.26 CN 110307760 A,2019.10.08 CN 106442177 A,2017.02.2 2 CN 107505215 A,2017.12.2 2 DE 19633113 B3,2013.1 1.28 JP H11294995 A,1999.10.29 李茂等.模拟破片杀伤战斗 部空爆冲击波与 高速破片群联合作用的等效试验方法. 《振动与 冲击》 .2020,(第01期), 刘小川 等.作战飞机关键结构易损性评估 方法研究进 展与展望. 《航空科 学技术》 .2021,全 文. 任丹萍.破片和冲击波复合作用下对导弹的 毁伤. 《中国优秀博硕士学位 论文全文数据库(硕 士) 工程科技 Ⅱ辑》 .2007,全文. 审查员 袁鑫伟 (54)发明名称 飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击 试验系统及方法 (57)摘要 本发明涉及飞机测试技术领域， 公开了飞机 易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统 及方法； 包括用于向飞机结构释放破片的破片组 件， 与破片组件 连接用于提供冲击力的爆破冲击 装置； 爆破冲击装置包括一端与破片组件连接的 高压爆破气室， 设置在高压爆 破气室另一端的冲 击组件， 以及与所述高压爆 破气室连通的充压装 置； 充压装置包括空气压缩机， 连接空气压缩机 与高压爆 破气室侧壁的调压阀， 以及用于连通空 气压缩机与调压阀的高压气管； 试验方法包括： S1、 准备预制缺口破片 模组； S2、 密封安装； S3、 充 压爆破； 本发明能够完成破片与冲击波的耦合，对飞机结构进行高效率的结构易损性试验。 权利要求书2页 说明书6页 附图4页 CN 114778059 B 2022.09.13 CN 114778059 B 1.飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统， 其特征在于， 包括用于向飞机 结构释放破片的破片组件 （1） ， 与所述破片组件 （1） 连接用于提供冲击力的爆破冲击装置 （2） ； 所述爆破冲击装置 （2） 包括一端与所述破片组件 （1） 连接的高压爆破气 室 （20） ， 设置在 所述高压爆破气室 （20） 另一端的冲击组件 （21） ， 以及与所述高压爆破气室 （20） 连通的充压 装置 （22） ； 所述充压装置 （22） 包括空气压缩机 （220） ， 连接所述空气压缩机 （220） 与高压爆破气 室 （20） 侧壁的调 压阀 （221） ， 以及用于连通所述空气压缩机 （220） 与调 压阀 （221） 的高压气管 （222） ； 所述冲击组件 （21） 包括活动设置在所述高压爆破气室 （20） 内的冲击活塞 （210） ， 以及 用于向所述冲击活塞 （210） 提供动力的作动装置 （21 1） ； 所述冲击活塞 （210） 的外侧壁与高压爆破气室 （20） 的内侧壁密封 接触； 所述破片组件 （1） 包括设置在所述高压爆破气室 （20） 端口的安装环件 （10） ， 设置在所 述安装环件 （10） 与高压爆破气室 （20） 之间的密封组件 （11） ， 设置在所述安装环件 （10） 上的 预制缺口破片模组 （12） ， 以及设置在预制缺口破片模组 （12） 与飞机结构之间且用于对冲击 波进行扩张的扩散组件 （13） ； 所述预制缺口破片模组 （12） 包括设置在安装环件 （10） 上的高压破裂片 （120） ， 均匀设 置在所述高压破裂片 （120） 上的破裂槽 （121） ， 以及设置在所述高压破裂片 （120） 上且朝向 飞机结构的预制破片 （12 2） ； 所述高压爆破气室 （20） 包括外保护罩 （200） ， 镶嵌设置在 所述外保护罩 （200） 内的爆破 气室本体 （201） ， 设置在所述爆破气室本体 （201） 上用于安装作动装置 （21 1） 的密封端盖； 所密封端盖包括密封端盖本体 （202）， 设置在所述密封端盖本体 （202） 上的泄压孔 （203） ， 设置在所述密封端盖 本体 （202） 中心的作动装置安装环 （204） ； 所述作动装置 （2 11） 为固定在作动装置安装环 （204） 上的高速液压油缸； 所述 高速液压 油缸的伸缩端位于爆破气室本体 （201） 内部且与 冲击活塞 （210） 连接； 所述高速液压油缸的固定端与作动装置安装环 （204） 连接， 且连接处还设置有密封套 （205） ； 所述爆破气室本体 （201） 内设置有撞针组件 （3） ； 所述撞针组件 （3） 包括设置在爆破气室本体 （201） 内且靠近高压破裂片 （120） 一端的限 位挡环 （30） ， 设置在所述限位挡环 （30） 与高压破裂片 （120） 之间的固定环 （31） ， 设置在所述 固定环 （31） 内的撞针限位架 （32） ， 设置在所述限位挡环 （30） 上且靠近所述撞针限位架 （32） 一侧的十字型连接架 （33） ， 以及设置在所述十字型连接架 （33） 与撞针限位架 （32） 上的爆破 撞针 （34） ； 所述爆破撞针 （34） 包括设置在十字型连接架 （33） 与撞针限位架 （32） 之间的活动架 （340） ， 一端固定设置在所述活动架 （340） 上、 另一端活动贯穿所述撞针限位架 （32） 的滑动 撞杆 （341） ， 设置在所述滑动撞杆 （341） 贯穿端的锥形撞击头 （342） ， 以及设置在所述活动架 （340） 与十 字型连接架 （3 3） 之间的电磁控制阀 （343） ； 所述十字型连接架 （3 3） 中部设置有压力检测装置 （34 4） ； 所述锥形撞击 头 （342） 与破裂槽 （121） 的中部对应设置 。权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114778059 B 22.根据权利要求1所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统， 其特征 在于， 所述高压破裂片 （120） 的形状为平板、 球面板、 锥面板中的任意 一种。 3.根据权利要求1所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统， 其特征 在于， 所述破裂槽 （121） 形状为圆环状槽、 三角形环状槽、 矩形环状槽中的任意 一种； 所述预制破片 （12 2） 对应设置在破裂槽 （121） 的中部 。 4.根据权利要求1所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统， 其特征 在于， 所述爆破气室本体 （201） 靠近飞机结构的端口设置有翻边密封环 （206） ； 密封组件 （11） 安装在所述翻边密封环 （20 6） 与安装环件 （10） 之间； 所述翻边密封环 （20 6） 与安装环件 （10） 上均匀设置有锁定装置 （4） ； 所述锁定装置 （4） 包括两侧夹板 （40） ， 设置在所述两侧夹板 （40） 之间的液压调节杆 （41） ， 以及活动设置在所述两侧夹 板 （40） 上的预紧螺 栓 （42） ； 所述翻边密封环 （20 6） 与安装环件 （10） 上均设有与预紧螺 栓 （42） 连接的夹持限位槽 。 5.根据权利要求1所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统， 其特征 在于， 所述破裂槽 （121） 包括均匀设置在高压破裂片 （120） 上的第一破裂槽 （1210） ， 均匀设 置在高压破裂片 （120） 上且与所述第一破裂槽 （1210） 交叉设置的第二破裂槽 （121 1） 。 6.根据权利要求1所述的飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验系统， 其特征 在于， 所述扩散组件 （13） 包括喇叭状扩散器 （130）， 以及均匀设置在所述喇叭状扩散器 （130） 内壁上的声 波发射器。 7.飞机易损性测试用破片与冲击波耦合冲击试验方法， 基于权利要求1~6任意一项所 述的飞机易损性测试用破片与 冲击波耦合冲击试验系统， 其特 征在于， 包括以下步骤： S1、 准备预制缺口破片模组 （12） 根据冲击试验要求， 确定预制破片 （122） 的冲击速度、 质量、 数量、 以及冲击波压力参 数； 对高压破裂片 （120） 与破裂槽 （121） 的尺寸、 形状以及材料进行设计， 计算高压破裂片 （120） 上破裂槽 （121） 的破裂压力值； S2、 密封安装