本发明属于冲击载荷测试装置，具体涉及一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置及方法。
背景技术：
1、航空发动机是飞机的核心，它为飞机提供飞行所需的动力。根据不同的工作原理和结构特点，航空发动机有多种类型，如涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、柱塞发动机以及滑油涡桨发动机等。这些发动机类型各有其独特的应用场景和优势。
2、支撑结构件是一种用于支撑和固定物体的装置，其主要功能包括提供稳定性支撑、调整和校正、减震、保护以及连接不同部件或物体。在各个领域，支撑结构件都发挥着重要作用，航空发动机中存在有大量的支撑结构件，通常为环形、圆柱形等结构件。
3、冲击载荷测试是一种评估材料或结构在受到快速且大力度的冲击时的动态响应和承载特性的试验手段。在测试过程中，样品会受到以很大的速度作用在构件上的载荷，这种载荷在很短的时间内发生，使得冲击物的速度发生显著变化，并产生大的负值加速度。这种冲击载荷会在冲击物和被冲击的构件之间产生很大的力，冲击载荷测试的目的是确定材料或产品在遭受冲击时的表现，以评估其在事故、碰撞或意外情况下的安全性。同时，这种测试也有助于研究不同材料在受到冲击时的响应和行为，为材料的设计和开发提供指导，以提高其抗冲击性能。
4、冲击载荷测试装置是用于模拟和测量材料或结构在受到快速且大力度的冲击时的动态响应和承载特性的专用设备。这些装置能够精确控制冲击条件，如冲击速度、能量和持续时间，从而准确地模拟各种实际应用场景下的冲击情况。
5、专利公开号“cn110018066a”记载了“一种用于飞机发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置及方法，测试装置设置在落锤试验台上使用，落锤试验台包括工作台和锤头，测试装置包括用于安装支撑结构件的固定座和用于将锤头施加的冲击载荷传递到支撑结构件上的传力件，固定座设置在工作台上，支撑结构件设置在固定座上，传力件与支撑结构件连接，测试装置还包括贴设在支撑结构件上用于测试支撑结构件所承受的冲击载荷的应变片。该用于飞机发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置结构简单，制造成本低，安全可靠，可实现支撑结构件在不同冲击能量下的动态试验，且可得到支撑结构件在试验时所承受的冲击载荷，从而获得支撑结构件在不同工况下的动态力学特性和破坏行为”。
6、上述专利用于飞机发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置结构简单，制造成本低，安全可靠，可实现支撑结构件在不同冲击能量下的动态试验，且可得到支撑结构件在试验时所承受的冲击载荷，从而获得支撑结构件在不同工况下的动态力学特性和破坏行为，但现有的冲击载荷测试装置在实际应用过程中，对环形支撑结构件的冲击载荷测试过程中，不能进行从环形支撑结构件内部模拟扇叶破碎冲击，致使实际环形支撑结构件冲击载荷测试时，未能测试出环形支撑结构件的内部有效冲击载荷测试数据，造成无法正确模拟出扇叶断裂事故对环形支撑结构件造成事故数据，导致无法对支撑结构件的结构优化提供精准参考数据，为此我们提出一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置及方法。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置及方法，旨在解决现有的冲击载荷测试装置在实际应用过程中，对环形支撑结构件的冲击载荷测试过程中，不能进行从环形支撑结构件内部模拟扇叶破碎冲击，致使实际环形支撑结构件冲击载荷测试时，未能测试出环形支撑结构件的内部有效冲击载荷测试数据，造成无法正确模拟出扇叶断裂事故对环形支撑结构件造成事故数据，导致无法对支撑结构件的结构优化提供精准参考数据。
2、为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
3、一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，包括底板；
4、第一支板，所述第一支板固定连接于底板的顶部，所述底板的顶部固定连接有第二支板，所述第二支板与第一支板平行对应，所述第一支板和第二支板外表面包裹有防护机构；
5、环形件，所述环形件通过卡接机构安装于第一支板和第二支板之间；
6、模拟扇叶，所述模拟扇叶设置于环形件的内壁之间，所述环形件的圆周表面包裹有压力感应套；以及
7、调节机构，所述调节机构设置于第一支板和环形件之间，所述调节机构与模拟扇叶相连接，用以对模拟扇叶进行移动。
8、作为本发明一种优选的方案，所述调节机构包括转动组件、推动组件和触发组件，所述转动组件设置于环形件内，所述转动组件与第二支板相连接，所述推动组件设置于环形件的内壁之间，所述推动组件与转动组件相连接，所述触发组件设置于环形件的内壁之间，所述触发组件与推动组件相连接。
9、作为本发明一种优选的方案，所述转动组件包括轴承环槽、轴承、第一从动齿轮、第一主动齿轮、第一电机、转盘、卡接槽、柱型滑轨、承接凸台、凹槽、转孔和第一齿轮罩，所述轴承环槽开设于第一支板的侧端，所述轴承安装固定于轴承环槽内，所述转孔开设于第一支板的侧端，且所述转孔与环形件相对应，所述第一齿轮罩固定连接于底板侧端，所述第一齿轮罩与转孔相对应，所述第一从动齿轮固定连接于轴承的侧端，且所述第一从动齿轮转动连接于第一齿轮罩的内壁之间，所述第一主动齿轮设置于第一齿轮罩的内壁之间，所述第一主动齿轮与第一从动齿轮相啮合，所述第一电机固定连接于底板的顶部，且所述第一电机的输出端延伸至第一齿轮罩的内壁之间，所述第一电机的输出端与第一主动齿轮固定连接，所述卡接槽开设于第一从动齿轮的侧端，且所述卡接槽与转孔相对应，所述转盘卡接固定于卡接槽内，所述承接凸台转动连接于第二支板的侧端，所述凹槽开设于承接凸台的侧端，所述柱型滑轨设置于第一支板和第二支板之间，所述柱型滑轨的一端固定连接于转盘的侧端，且所述柱型滑轨的另一端插接于凹槽内。
10、作为本发明一种优选的方案，所述推动组件包括滑块、限位凸块、丝杆、第二齿轮罩、第二电机、第二主动齿轮、第二从动齿轮和限位槽，所述第二齿轮罩开设于转盘内，且所述第二齿轮罩与柱型滑轨相连通，所述丝杆转动连接于柱型滑轨的内壁之间，所述丝杆的一端延伸至第二齿轮罩内，所述第二从动齿轮固定连接于丝杆的圆周表面，且所述第二从动齿轮位于第二齿轮罩的内壁之间，所述第二主动齿轮设置于第二齿轮罩的内壁之间，且所述第二主动齿轮与第二从动齿轮相啮合，所述第二电机固定连接于转盘的侧端，所述第二电机的输出端延伸至第二齿轮罩内，且所述第二电机的输出端与第二主动齿轮固定连接，所述滑块套设于丝杆设置圆周表面，所述限位槽开设于滑块的底部，所述限位凸块插设于限位槽的内壁之间，且所述限位凸块固定连接于柱型滑轨内壁上。
11、作为本发明一种优选的方案，所述触发组件包括安装槽、微型电动推杆、卡槽、安装孔和扇形翻板，所述安装槽开设于滑块的侧端，所述卡槽开设于滑块的侧端，且所述卡槽与安装槽相连通，所述卡槽与模拟扇叶相对应，所述微型电动推杆固定连接于安装槽的圆周内壁之间，所述微型电动推杆的输出端延伸至卡槽内，且所述微型电动推杆的输出端与模拟扇叶活动插接，所述安装孔开设于转盘的侧端，且所述安装孔与环形件相对应，所述扇形翻板通过活动铰轴转动连接于转盘的侧端，且所述扇形翻板与安装孔相对应。
12、作为本发明一种优选的方案，所述卡接机构包括伸缩孔、伸缩柱、连接架、第一电动推杆、卡环和对接槽，所述对接槽开设于第一支板的侧端，且所述对接槽与环形件的一端相对接，所述伸缩孔设置有多个，多个所述伸缩孔贯穿开设于第二支板的侧端，所述伸缩柱设置有多个，多个所述伸缩柱滑动于多个伸缩孔的内壁之间，多个所述伸缩柱与卡环固定连接，所述连接架固定连接于多个伸缩柱的一端，所述卡环设置于第一支板和第二支板之间，所述卡环与多个伸缩柱的另一端固定连接，且所述卡环与环形件的相卡接，所述第一电动推杆固定连接于第二支板的侧端，所述第一电动推杆的输出端与连接架固定连接。
13、作为本发明一种优选的方案，所述防护机构包括防护罩、滑轨、第一隔板和第二隔板，所述滑轨设置有两个，两个所述滑轨固定连接于底板的顶部，两个所述滑轨位于第一支板和第二支板的两侧，所述防护罩滑动于两个滑轨的顶部，所述第二隔板和第一隔板固定连接于防护罩的内壁上，所述第一隔板与第二支板相对应，所述第二隔板与第一支板相对应。
14、作为本发明一种优选的方案，所述底板的顶部固定连接有第二电动推杆，所述第二电动推杆位于第一支板和第二支板之间，所述第二电动推杆的输出端固定连接有辅助支撑块，且所述辅助支撑块与环形件相贴合。
15、作为本发明一种优选的方案，所述底板的顶部固定连接有桌架，且所述桌架位于第一电机的顶部，所述桌架的顶部固定连接有集成操作台。
16、一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试方法，包括如下步骤：
17、s1、样本安装：
18、当第一支板和第二支板之间处于空置状态时，将压力感应套套设固定于环形件的圆周表面，通过吊装方式将环形件及压力感应套移动至第一支板和第二支板之间，此时第二电动推杆的输出端抬升辅助支撑块，使得辅助支撑块对环形件和压力感应套辅助支撑，通电启动第一电动推杆，第一电动推杆的输出端收缩拉动连接架移动，连接架带动多个伸缩柱移动，多个伸缩柱推动卡环与环形件的一端对接，且推动环形件的另一端与对接槽相对接，同时将转盘、柱型滑轨、扇形翻板和推动组件插接固定于卡接槽内，且柱型滑轨的一端插接于凹槽内，翻转扇形翻板，将模拟扇叶通过触发组件固定连接于环形件内，实现对环形件和模拟扇叶的样本安装；
19、s2、位置调节：
20、当需要对模拟扇叶进行水平移动时，通电启动第二电机，第二电机的输出端带动第二主动齿轮进行旋转，第二主动齿轮通过与第二从动齿轮的啮合带动第二从动齿轮进行旋转，第二从动齿轮带动丝杆进行旋转，丝杆通过与滑块的滑动配合推动滑块进行移动，滑块连带模拟扇叶进行移动，实现对模拟扇叶位于环形件内的位置，实现对模拟扇叶的位置调节；
21、s3、载荷测试：
22、当需要对环形件内壁进行冲击载荷试验时，通电启动第一电机进行旋转，第一电机的输出端带动第一主动齿轮进行旋转，第一主动齿轮通过与第一从动齿轮的啮合带动第一从动齿轮进行旋转，第一从动齿轮带动转盘及柱型滑轨进行旋转，柱型滑轨间接带动滑块进行旋转，滑块带动模拟扇叶于环形件内进行旋转，当模拟扇叶达到试验需要的转速时，通电启动微型电动推杆，微型电动推杆的输出端收缩，解除对模拟扇叶的卡接固定，使得模拟扇叶从卡槽内脱落，模拟扇叶向环形件内壁冲击，使得模拟扇叶可对环形件内壁进行冲击破损，实现对环形件的载荷测试。
23、与现有技术相比，本发明的有益效果是：
24、本方案中，在对模拟扇叶进行安装时，模拟扇叶内空置，将扇形翻板从安装孔内翻转出，将模拟扇叶插接于卡槽内，通电启动微型电动推杆，微型电动推杆的输出端伸长，微型电动推杆的输出端插接固定模拟扇叶，在载荷测试过程中，当模拟扇叶达到转速时，通电启动微型电动推杆，微型电动推杆的输出端收缩，微型电动推杆解除对模拟扇叶的插接固定，模拟扇叶从卡槽内脱离，模拟扇叶对环形件内壁进行冲击破损，压力感应套接收模拟扇叶产生的冲击力，通过模拟扇叶对环形件的冲击力收集，能进行从环形支撑结构件内部模拟扇叶破碎冲击，能测试出环形支撑结构件的内部有效冲击载荷测试数据，正确模拟出扇叶断裂事故对环形支撑结构件造成事故数据，对支撑结构件的结构优化提供精准参考数据。
25、本方案中，在对模拟扇叶的移动过程中，通电启动第二电机，第二电机的输出端带动第二主动齿轮进行旋转，第二主动齿轮通过与第二从动齿轮的啮合带动第二从动齿轮进行旋转，第二从动齿轮带动丝杆进行旋转，丝杆通过与滑块的滑动配合推动滑块于柱型滑轨内横向移动，滑块带动触发组件及模拟扇叶进行水平移动，使得模拟扇叶于环形件内进行平行移动，通过对模拟扇叶进行位置调节，使得模拟扇叶可模拟发动机不同位置扇叶断裂，模拟不同位置对环形件内壁产生的不同位置冲击载荷，扩大冲击载荷测试范围，提高冲击载荷测试数据的准确性。
26、本方案中，当需要对模拟扇叶进行旋转时，通电启动第一电机，第一电机的输出端带动第一主动齿轮进行旋转，第一主动齿轮通过与第一从动齿轮的啮合带动第一从动齿轮进行旋转，第一从动齿轮带动转盘进行旋转，转盘带动柱型滑轨进行旋转，柱型滑轨通过丝杆和滑块的滑动配合带动滑块进行旋转，滑块通过触发组件带动模拟扇叶进行旋转，继而带动模拟扇叶于环形件内进行旋转，为模拟扇叶提供模拟旋转的初始速度，贴合实际扇叶断裂事故。
27、本方案中，在对环形件的安装过程中，将环形件吊装在第一支板和第二支板之间，环形件的一端与对接槽相对接，之后通电启动第一电动推杆，第一电动推杆的输出端收缩拉动连接架，连接架推动多个伸缩柱移动，多个伸缩柱推动卡环靠近环形件，使得卡环与环形件相对接，实现对环形件的快速卡接固定，方便进行大量样本进行连续性的冲击载荷试验。
1.一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，其特征在于，包括底板（1）；
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，其特征在于，所述调节机构包括转动组件、推动组件和触发组件，所述转动组件设置于环形件（24）内，所述转动组件与第二支板（5）相连接，所述推动组件设置于环形件（24）的内壁之间，所述推动组件与转动组件相连接，所述触发组件设置于环形件（24）的内壁之间，所述触发组件与推动组件相连接。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，其特征在于，所述转动组件包括轴承环槽（11）、轴承（12）、第一从动齿轮（13）、第一主动齿轮（14）、第一电机（15）、转盘（16）、卡接槽（17）、柱型滑轨（19）、承接凸台（22）、凹槽（23）、转孔（38）和第一齿轮罩（46），所述轴承环槽（11）开设于第一支板（4）的侧端，所述轴承（12）安装固定于轴承环槽（11）内，所述转孔（38）开设于第一支板（4）的侧端，且所述转孔（38）与环形件（24）相对应，所述第一齿轮罩（46）固定连接于底板（1）侧端，所述第一齿轮罩（46）与转孔（38）相对应，所述第一从动齿轮（13）固定连接于轴承（12）的侧端，且所述第一从动齿轮（13）转动连接于第一齿轮罩（46）的内壁之间，所述第一主动齿轮（14）设置于第一齿轮罩（46）的内壁之间，所述第一主动齿轮（14）与第一从动齿轮（13）相啮合，所述第一电机（15）固定连接于底板（1）的顶部，且所述第一电机（15）的输出端延伸至第一齿轮罩（46）的内壁之间，所述第一电机（15）的输出端与第一主动齿轮（14）固定连接，所述卡接槽（17）开设于第一从动齿轮（13）的侧端，且所述卡接槽（17）与转孔（38）相对应，所述转盘（16）卡接固定于卡接槽（17）内，所述承接凸台（22）转动连接于第二支板（5）的侧端，所述凹槽（23）开设于承接凸台（22）的侧端，所述柱型滑轨（19）设置于第一支板（4）和第二支板（5）之间，所述柱型滑轨（19）的一端固定连接于转盘（16）的侧端，且所述柱型滑轨（19）的另一端插接于凹槽（23）内。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，其特征在于，所述推动组件包括滑块（18）、限位凸块（20）、丝杆（21）、第二齿轮罩（28）、第二电机（34）、第二主动齿轮（35）、第二从动齿轮（36）和限位槽（45），所述第二齿轮罩（28）开设于转盘（16）内，且所述第二齿轮罩（28）与柱型滑轨（19）相连通，所述丝杆（21）转动连接于柱型滑轨（19）的内壁之间，所述丝杆（21）的一端延伸至第二齿轮罩（28）内，所述第二从动齿轮（36）固定连接于丝杆（21）的圆周表面，且所述第二从动齿轮（36）位于第二齿轮罩（28）的内壁之间，所述第二主动齿轮（35）设置于第二齿轮罩（28）的内壁之间，且所述第二主动齿轮（35）与第二从动齿轮（36）相啮合，所述第二电机（34）固定连接于转盘（16）的侧端，所述第二电机（34）的输出端延伸至第二齿轮罩（28）内，且所述第二电机（34）的输出端与第二主动齿轮（35）固定连接，所述滑块（18）套设于丝杆（21）设置圆周表面，所述限位槽（45）开设于滑块（18）的底部，所述限位凸块（20）插设于限位槽（45）的内壁之间，且所述限位凸块（20）固定连接于柱型滑轨（19）内壁上。
5.根据权利要求4所述的一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，其特征在于，所述触发组件包括安装槽（29）、微型电动推杆（30）、卡槽（31）、安装孔（39）和扇形翻板（33），所述安装槽（29）开设于滑块（18）的侧端，所述卡槽（31）开设于滑块（18）的侧端，且所述卡槽（31）与安装槽（29）相连通，所述卡槽（31）与模拟扇叶（32）相对应，所述微型电动推杆（30）固定连接于安装槽（29）的圆周内壁之间，所述微型电动推杆（30）的输出端延伸至卡槽（31）内，且所述微型电动推杆（30）的输出端与模拟扇叶（32）活动插接，所述安装孔（39）开设于转盘（16）的侧端，且所述安装孔（39）与环形件（24）相对应，所述扇形翻板（33）通过活动铰轴转动连接于转盘（16）的侧端，且所述扇形翻板（33）与安装孔（39）相对应。
6.根据权利要求5所述的一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，其特征在于，所述卡接机构包括伸缩孔（6）、伸缩柱（7）、连接架（8）、第一电动推杆（9）、卡环（10）和对接槽（27），所述对接槽（27）开设于第一支板（4）的侧端，且所述对接槽（27）与环形件（24）的一端相对接，所述伸缩孔（6）设置有多个，多个所述伸缩孔（6）贯穿开设于第二支板（5）的侧端，所述伸缩柱（7）设置有多个，多个所述伸缩柱（7）滑动于多个伸缩孔（6）的内壁之间，多个所述伸缩柱（7）与卡环（10）固定连接，所述连接架（8）固定连接于多个伸缩柱（7）的一端，所述卡环（10）设置于第一支板（4）和第二支板（5）之间，所述卡环（10）与多个伸缩柱（7）的另一端固定连接，且所述卡环（10）与环形件（24）的相卡接，所述第一电动推杆（9）固定连接于第二支板（5）的侧端，所述第一电动推杆（9）的输出端与连接架（8）固定连接。
7.根据权利要求6所述的一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，其特征在于，所述防护机构包括防护罩（40）、滑轨（41）、第一隔板（42）和第二隔板（43），所述滑轨（41）设置有两个，两个所述滑轨（41）固定连接于底板（1）的顶部，两个所述滑轨（41）位于第一支板（4）和第二支板（5）的两侧，所述防护罩（40）滑动于两个滑轨（41）的顶部，所述第二隔板（43）和第一隔板（42）固定连接于防护罩（40）的内壁上，所述第一隔板（42）与第二支板（5）相对应，所述第二隔板（43）与第一支板（4）相对应。
8.根据权利要求7所述的一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，其特征在于，所述底板（1）的顶部固定连接有第二电动推杆（25），所述第二电动推杆（25）位于第一支板（4）和第二支板（5）之间，所述第二电动推杆（25）的输出端固定连接有辅助支撑块（26），且所述辅助支撑块（26）与环形件（24）相贴合。
9.根据权利要求8所述的一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，其特征在于，所述底板（1）的顶部固定连接有桌架（2），且所述桌架（2）位于第一电机（15）的顶部，所述桌架（2）的顶部固定连接有集成操作台（3）。
10.一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试方法，其特征在于，应用有如权利要求9所述的一种航空发动机支撑结构件的冲击载荷测试装置，包括如下步骤：
