专利名称：一种飞机结构损伤容限试验预制裂纹装置的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及结构损伤容限试验领域，尤其涉及飞机结构损伤容限试验，裂纹扩展中采用机械方法预制孔边角裂纹的一种装置。
技术背景飞机结构损伤容限试验过程中为控制裂纹产生位置和缩短试验周期需预制裂纹，再进行裂纹扩展试验，在裂纹预制过程中遇到了一些困难，采用激光或电火花等工艺方法往往会因温度变化对材料的力学性能产生影响，使预制的裂纹效果不理想，达不到飞机结构原始材料缺陷或初始疲劳裂纹的模拟效果。
发明内容本实用新型的目的提供了一种飞机结构损伤容限试验预制裂纹装置，该装置采用机械方法预制裂纹，不会因温度变化对材料的力学性能产生影响。本实用新型的技术方案提供了一种飞机结构损伤容限试验预制裂纹装置，其特征在于所述预制裂纹装置结构包括可旋转刀具10、夹持部20、销钉30、螺钉40 ;所述可旋转刀具10设有一长刀柄，刀尖部设有一定宽度的刃口 12，固定孔13设于靠近刀尖端；所述可旋转刀具10通过销钉30与夹持部20的一端配合，螺钉40与夹持部20的另一端配合。所述夹持部20为一中空并带有内螺纹的装置，设有粗端和细端，所述粗端上面设有通孔21，细端设有开口部24，将夹持部20的细端分成对称的两个半圆部23，粗端和细端连接处设有凹槽22。装配过程中，所述可旋转刀具10带刀尖的一端装入夹持部20的粗端，刃口 12靠在粗端和细端连接处的凹槽22中，销钉30将可旋转刀具10通过固定孔13与夹持部20上的通孔21配合；螺钉40与夹持部20的粗端可旋转的配合。本实用新型的有益效果该装置采用机械方法预制裂纹，不会因温度变化对材料的力学性能产生影响，与传统激光或电火花等工艺方法相比，预制的裂纹效果更理想，达到了飞机结构原始材料缺陷和初始疲劳裂纹的模拟效果。

图I是本实用新型预制裂纹装置的整体结构示意图。图2是本实用新型预制裂纹装置的可旋转刀具的结构示意图。图3是本实用新型预制裂纹装置的夹持部的结构示意图。
具体实施方式
下面通过具体的实施例并结合附图I 3对本实用新型作进一步详细的描述。图I是本实用新型预制裂纹装置的整体结构示意图，其中10是可旋转刀具，20是夹持部，30是销钉，40是螺钉，12是刀尖刃口；图2是本实用新型预制裂纹装置的可旋转刀具的结构示意图，13是固定孔；图3是本实用新型预制裂纹装置的夹持部的结构示意图，21是通孔，22是凹槽，23是半圆部，24是开口部。本实用新型提供的预制裂纹装置采用机械法预制裂纹，关键部分是可旋转刀具10，装置通过夹持部20固定在开口部24，可旋转刀具10与夹持部20用销钉30连接，使得可旋转刀具10可以有一个旋转的自由度；可旋转刀具10形状如图2所示，夹持部20为中空并攻丝的结构，螺钉40与夹持部20 —端连接；具体见图1，使用过程中将可旋转刀具10固定装配到夹持部20上，刃口 12对准试验台要预制裂纹处，旋转可旋转刀具10，可旋转刀具10划出一定尺寸的弧形缺口(国军标要求预制的孔边裂纹的缺口为1/4圆)，弧形缺口的半径为刀尖到旋转轴(销钉)的距离，其中，为了达到强度要求，预制刀具刀尖部分需做成图
2示的一定具有一定宽度的刃口 12，可以保证在预制裂纹的时候刀尖不会崩断。 预制裂纹装置对刀具的材料选择要求比预制裂纹的试验件材料硬度高，刀尖刃口12宽度可根据强度要求适当调整，预制裂纹尺寸则可通过刀尖到转轴(销钉)的距离控制。以上所述仅为本实用新型的较佳实施例，并非用以限定本实用新型的申请范围；凡其他未脱离本实用新型所揭示的实质下所完成的等效改变或修饰，均应包含在下述的权利要求书范围内。
权利要求1.一种飞机结构损伤容限试验预制裂纹装置，其特征在于所述预制裂纹装置结构包括可旋转刀具(10)、夹持部(20)、销钉(30)、螺钉(40);所述可旋转刀具(10)通过销钉(30)与夹持部(20)的一端配合，螺钉(40)与夹持部(20)的另一端配合。
2.如权利要求I所述的飞机结构损伤容限试验预制裂纹装置，其特征在于所述可旋转刀具(10)设有固定孔(13)，刀尖部还设有一定宽度的刃口( 12)。
3.如权利要求I所述的飞机结构损伤容限试验预制裂纹装置，其特征在于所述夹持部(20)为一中空并带有内螺纹的装置，设有粗端和细端，所述粗端上面设有通孔(21)，粗端和细端连接处设有凹槽(22)，细端设有开口(24)，开口(24)将夹持部(20)的细端分成对称的两个半圆部(23)。
专利摘要本实用新型提供了一种飞机结构损伤容限试验预制裂纹装置，该装置采用机械方法预制裂纹，其特征在于所述预制裂纹装置结构包括可旋转刀具(10)、夹持部分(20)、销钉(30)、螺钉(40)；其有益效果为该装置不会因温度变化对材料的力学性能产生影响，与传统激光或电火花等工艺方法相比，预制的裂纹效果更理想，达到了飞机结构原始材料缺陷和初始疲劳裂纹的模拟效果。
文档编号G01N1/28GK202485957SQ20112053650
公开日2012年10月10日 申请日期2011年12月20日 优先权日2011年12月20日
发明者吴惠勇, 徐长君, 牛会杰 申请人:中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所