CN103558020A - 机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法 - Google Patents

机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于强度试验方法领域，涉及一种机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法。本发明通过活动翼面的分区和局部加载坐标系的转换，较理想的消除了机翼大变形对缝翼、襟翼等大型活动翼面试验加载准确性的影响，通过活动翼面加载坐标系的转换来实现试验过程中活动翼面载荷和机翼变形的协调，从而保证活动翼面加载的真实性。本发明大大减少了传统方法对试验空间的要求，降低了试验费用。本发明解决了试验时机翼大变形对缝翼、襟翼等大型活动翼面加载准确性的影响，同时具备实用性和操作简单的优点，并且尽可能的减少试验的空间限制、降级试验费用。

Description

机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法
技术领域
本发明属于强度试验方法领域，涉及一种机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法。
背景技术
对于大展弦比机翼，机翼试验中结构变形较大，位移最大可达到甚至超过机翼半展长的10%，翼尖弦平面的转动角达到10度左右。
由于运动翼面的气动载荷一般定义在自身局部坐标系下，在试验过程中，如果不考虑机翼变形的影响，将使缝翼、襟翼等大型活动翼面的载荷严重失真，无法保证对缝翼、襟翼等结构的充分考核。
目前国内外机翼试验大都采用增大加载点到试验承载框架之间的距离来减少机翼变形对大型活动翼面加载的影响，但这种方法受到试验空间的限制，很难达到理想的效果。
发明内容
本发明的目的是提出一种不受试验空间限制的机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法。
本发明的技术解决方案是
步骤1:将机翼活动翼面延翼展方向及弦向分区，并为每个分区建立局部载荷坐标系，活动翼面各分区的试验载荷定义在本分区局部载荷坐标系下；
步骤2:在活动翼面各分区同展向位置的机翼盒段上建立该分区的参考坐标系，并使本分区局部载荷坐标系和其参考坐标系固联；
步骤3:按照有限元方法计算出机翼在试验最终加载状态下的位移数据；
步骤4:依据机翼有限元位移数据，并且根据活动翼面分区载荷坐标系和该分区机翼盒段上的参考坐标系相对位置不变的关系，推算出活动翼面该分区载荷坐标系在机翼变形后的新位置；
步骤5:按照上述活动翼面分区的几何属性和其局部载荷坐标系相对位置不变的关系，确定该活动翼面分区跟随机翼变形后的新位置；
步骤6:按照活动翼面分区局部载荷坐标系的新位置确定载荷方向，按照活动翼面分区的新位置确定加载点位置，进行试验载荷加载；
步骤7:重复步骤4-6，直到完成整个机翼活动翼面的试验载荷加载。
本发明所具有的优点和积极效果
本发明通过活动翼面局部加载坐标系的转换，较理想的消除了机翼大变形对缝翼、襟翼等大型活动翼面试验加载准确性的影响，通过活动翼面加载坐标系的转换来实现试验过程中活动翼面载荷和机翼变形的协调，从而保证活动翼面加载的真实性。本发明大大减少了传统方法对试验空间的要求，降低了试验费用。本发明解决了机翼试验时结构大变形对缝翼、襟翼等大型活动翼面加载准确性的影响，同时具备实用性和操作简单的优点，并且尽可能的减少试验的空间限制、降级试验费用。
附图说明
图1是本发明确定局部载荷坐标系和参考坐标系的示意图；
图2是本发明局部载荷坐标系与参考坐标系固联关系示意图,其中，a为原始位置，b为新位置；
图3是本发明实施例的载荷施加示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作详细说明。本方法的实施包括以下步骤：
步骤1:将活动翼1面分区，并为每个分区建立局部载荷坐标系2，活动翼面各分区的原始试验载荷在本分区局部载荷坐标系下定义；分区建立的越密集，实现的活动翼面加载越真实；
步骤2:在活动翼面各分区同展向位置的机翼盒段3上建立该分区的参考坐标系4，并使本分区局部载荷坐标系和其参考坐标系固联，即局部加载坐标系坐标轴上的点在参考坐标系下的坐标不变；
步骤3:按照有限元方法计算出机翼在试验最终加载状态下的位移数据；
步骤4:按照活动翼面各分区载荷坐标系和其机翼相关联部分参考坐标系相对关系不变的原则，并且依据机翼有限元位移数据，计算出活动翼面各分区载荷坐标系在机翼变形后的新位置；
步骤5:按照活动翼面各分区几何属性和其局部载荷坐标系相对关系不变的原则，确定活动翼面各分区跟随机翼变形后的新位置；
步骤6:按照活动翼面分区局部载荷坐标系的新位置确定载荷方向，按照活动翼面分区的新位置确定加载点位置，进行试验载荷加载；
步骤7:重复步骤4-6，直到完成整个机翼活动翼面的试验载荷加载。
采用以上步骤对机翼大变形条件下活动翼面载荷进行定义，保证了活动翼面试验载荷的正确施加。
实施例
以某大型运输机全机静力试验缝翼试验为例，进行方法说明。
1)将缝翼按照物理界面分为4个区，在每个分区的中间位置建立局部载荷坐标系5；
2)将每个分区的局部载荷坐标系和最靠近其的机翼前梁部分相关联，并在该机翼前梁位置分别建立参考坐标系；
3)按照有限元方法计算机翼在试验最终加载状态下的位移数据；
4)按照机翼有限元位移数据确定4个机翼参考坐标系的新位置，从而得到缝翼4个分区局部载荷坐标系的新位置6；
5)按照活动翼面各分区几何属性和其局部载荷坐标系相对关系不变的原则，确定活动翼面各分区跟随机翼变形后的新位置7；
6)按照活动翼面分区局部载荷坐标系的新位置确定载荷方向，按照活动翼面分区的新位置确定加载点位置，进行试验载荷加载；
7)重复步骤4-6，直到完成整个缝翼四个分区的试验载荷加载。图3给出了缝翼试验载荷定义的示意图。

Claims (1)

1.机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法，其特征是，
步骤1:将机翼活动翼面延翼展方向及弦向分区，并为每个分区建立局部载荷坐标系，活动翼面各分区的试验载荷定义在本分区局部载荷坐标系下；
步骤2:在活动翼面各分区同展向位置的机翼盒段上建立该分区的参考坐标系，并使本分区局部载荷坐标系和其参考坐标系固联；
步骤3:按照有限元方法计算出机翼在试验最终加载状态下的位移数据；
步骤4:依据机翼有限元位移数据，并且根据活动翼面分区载荷坐标系和该分区机翼盒段上的参考坐标系相对位置不变的关系，推算出活动翼面该分区载荷坐标系在机翼变形后的新位置；
步骤5:按照上述活动翼面分区的几何属性和其局部载荷坐标系相对位置不变的关系，确定该活动翼面分区跟随机翼变形后的新位置；
步骤6:按照活动翼面分区局部载荷坐标系的新位置确定载荷方向，按照活动翼面分区的新位置确定加载点位置，进行试验载荷加载；
步骤7:重复步骤4-6，直到完成整个机翼活动翼面的试验载荷加载。
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