CN103994878A - 一种飞机活动翼面的综合试验验证方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机设计领域，涉及一种适用于飞机活动翼面的功能、强度综合试验验证方法，其特征在于，在一件试验件上同步完成功能耐久性试验和静强度试验。其有益效果是：能够考核翼面受载变形和功能耐久性之间的相互影响，可以缩短试验周期，并更真实地验证活动翼面功能耐久性和静强度。

Description

一种飞机活动翼面的综合试验验证方法

技术领域

本发明属于飞机设计领域，涉及一种飞机活动翼面的综合试验验证方法。

背景技术

飞机机翼活动翼面的设计既要满足功能耐久性要求，又要满足静强度和疲劳强度设计要求。因此，对于这类结构通常用功能耐久性试验验证其在全寿命期内的功能耐久性，用静力试验验证其静强度，即需要2个独立的试验件。但以上验证方法仅适用于一些气动载荷不大的活动翼面（如方向舵、副翼等），对于受载严重的活动翼面，该方法并不适用。例如，飞机的可折叠外翼，在受飞行载荷时，较大的载荷可能引起折叠机构相关构件的变形，进而影响折叠功能，而在反复折叠若干次后，折叠机构的变形或损伤又可能影响机翼局部静强度，显然用2个相互独立的试验件分别试验并不能充分体现这种影响关系，试验结果偏冒进。

为解决上述问题，本发明提出了一种综合试验验证方法，利用这种方法可以仅用1个试验件，就能全面考核折叠翼的功能耐久性和静强度储备。

发明内容

由于折叠功能和翼面载荷之间存在着相互影响，为验证折叠外翼的功能耐久性和静强度，必须将这两个试验在一个试验件上进行，如何在一个试验件上开展两项试验？这是本发明所解决的问题。

本发明的技术方案是：一种活动翼面的综合验证试验方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一，确定活动翼面试验件的技术条件：具备完整的功能性，并与真实结构具有相同的静强度性能；

第二，确定试验载荷，包括静力试验载荷和结构功能性载荷；

第三，根据结构设计总要求中所规定的功能耐久性及寿命要求确定功能性试验分散系数；

第四，在试验开始前、结束后进行频率检查试验，以考核结构是否因试验而发生固有频率的改变；

第五，按照结构预期大修周期和预期使用情况，根据等损伤原则穿插安排功能耐久性试验和静力试验的顺序；

第六，试验的实施及试验数据的采集；

第七，根据试验结果，全面评估结构功能耐久性和静强度。

所述活动翼面是具有一定功能性的非固定翼面，可以根据使用需求发生形状、大小或空间位置的改变，包括全动垂尾、升降舵、副翼、方向舵、鸭翼、折叠外翼、折叠平尾、智能材料翼面。

所述完整的功能性是指试验件能够完成真实结构所具备的活动功能，这些功能包括单轴旋转、双轴旋转、折叠和展平；同时试验件完成活动动作所需驱动方式与真实结构相同，驱动方式包括电子传动和液压传动。

与真实结构具有相同的静强度性能是指试验件在受到静力载荷时，其整体变形和局部应变均与真实结构相同，以上判断由试验件和真实结构的有限元计算结果给出。

将活动翼面所受到的最大静力载荷作为试验中在试验件上加载的静力载荷；按照活动翼面的功能性使用要求，确定在试验件完成功能时的功能性载荷。

规定本方法中功能性试验分散系数取2，例如活动翼面的设计转动寿命为1000次，则试验中需完成试验件的2000次转动。

只测试试验件的一阶弯曲、一阶扭转、二阶弯曲。

根据试验数据可以给出活动翼面的静强度结论和功能耐久性结论，并可以评估二者之间的相互影响。试验结论是结构优化和改进设计的重要依据。

本方法的优点在于：

1）在同一试验件上将功能耐久性试验和静力试验整合，缩短试验周期，降低试验费用；

2）考虑了翼面载荷和功能实现之间的相互关系，试验结果更符合实际情况，强度考核更加全面。

附图说明

附图1是一种可折叠机翼结构示意图

附图2是频率检查试验中的传感器布置方案

具体实施方式

以可折叠外翼为例，进一步说明本方法的具体实施方式。

第一，确定试验件的技术条件；

单独生产一个与同批飞机右侧外翼技术状态相同的右侧外翼作为试验件。用与机上泵源相同系统压力（26MPa）的地面泵源为折叠翼的折翻和展平提供压力输出。

第二，根据飞机使用限制确定试验载荷，包括静力试验载荷和翼面功能性载荷；

选取该型飞机机翼静强度最大正向过载设计情况（以下称为情况1）作为静力试验载荷，选取几种折叠翼典型折翻重量状态作为功能耐久性试验载荷。具体地，情况1设计载荷为全机对称亚音速最大正过载，静力试验时按设计载荷的67%加载，即按使用载荷加载，以模拟飞机常规飞行过程中的最大载荷情况；折叠翼的几种典型重量状态及各状态下计算折叠安全寿命见表1。可折叠机翼具体结构示意图见图1。

表1折叠翼典型重量状态及对应计算安全寿命

第三，根据飞机设计总要求中所规定的功能耐久性及寿命要求确定功能性试验分散系数；

折叠翼目标使用寿命为1500次折叠，试验中选取分散系数为2，即要完成3000次折叠试验。

第四，在试验开始前、结束后，安排模态试验，以考核翼面整体结构是否因试验而发生固有频率的改变；

第五，按照飞机预期大修周期和预期使用情况，根据等损伤原则穿插安排功能耐久性试验和静力试验的顺序；

飞机每1000飞行小时包含3—4次最大过载，飞机设计寿命2000小时，因此在功能试验中要穿插进行6次静力试验。按照飞行大纲要求和损伤等效原则，6次静力试验均应加载至设计载荷的67%。同时根据表1中折叠翼典型使用情况每百次折叠出现次数，确定每一阶段折叠功能试验中各重量状态的试验次数。具体试验顺序安排如下：

a)功能试验前外翼频率检查试验；

b)折叠功能试验250次，其中a状态173次，b状态3次，c状态53次，d状态15次，e状态5次，f状态3次；

c)情况167％载荷试验；

d)折叠功能试验500次；其中a状态345次，b状态5次，c状态105次，d状态30次，e状态10次，f状态5次；

e)情况167％载荷试验；

f)折叠功能试验500次，其中a状态345次，b状态5次，c状态105次，d状态30次，e状态10次，f状态5次；

g)情况167％载荷试验；

h)折叠功能试验500次，其中a状态345次，b状态5次，c状态105次，d状态30次，e状态10次，f状态5次；

i)情况167％载荷试验；

j)折叠功能试验500次，其中a状态345次，b状态5次，c状态105次，d状态30次，e状态10次，f状态5次；

k)情况167％载荷试验；

l)折叠功能试验500次，其中a状态345次，b状态5次，c状态105次，d状态30次，e状态10次，f状态5次；

m)情况167％载荷试验；

n)折叠功能试验250次，其中a状态173次，b状态3次，c状态53次，d状态15次，e状态5次，f状态3次；

o)功能试验后外翼频率检查试验；

p)情况1100％载荷试验；

第六，试验的实施及试验数据的采集。

试验的实施和数据的采集均参照国军标相关内容的要求。

第七，根据试验结果，全面评估翼面功能耐久性和静强度储备。

本方法中所涉及的静力试验、功能试验和频率检查试验的具体步骤如下：

静力试验：

a)40％极限载荷预试，检查加载系统，消除间隙；

b)67％极限载荷试验，67％极限载荷时保载30秒后卸载，同时检查测量数据的线性、重复性；

c)100％（90%）极限载荷试验，67％时保载30秒，100％（90%）

时保载3秒。卸载时逐级进行，注意各点协调，避免各点卸载速

率不等，致使试验件破坏。

功能试验：

a)采用地面液压源（液压油使用国产15号航空液压油，污染度不高于GJB420A7级）作为驱动力对外翼进行折叠操作，折叠最大角度达到折叠角度图2所示。在液压系统压力为26MPa（流量大于10L/min）的条件下，折叠与展平时间均不超过30s。

b)检验在折叠和展平状态下，系统是否能驱动相应机构完成开锁、折叠、展平、锁紧等动作；检验在折叠和展平过程中，结构/机构/系统之间有无相互干涉现象及间隙是否满足设计指标要求，要求在第1次折叠状态下进行检查，后续每250次间隔检查1次。

频率检查试验：

a)测试外翼在功能试验前后的下列各阶模态的频率：一阶弯曲、一阶扭转、二阶弯曲。共振试验时外翼试验件处于展平状态，液压系统打压至标准状态（压力值26MPa），状态与功能试验时一致。

b)采用纯模态法进行试验，测试各阶模态的频率，作变力检查，考查折叠机构是否存在间隙，如果有，则进行变力试验，达到克服间隙为止。

c)调力的最大限制为：不超过200N。

d)结构振动的最大振幅限制是：（0—20）Hz，最大振幅5.0mm；（20—50）Hz,最大振动过载根据实际情况确定。

e)对于纯模态法测定的模态指示函数，要求C≥0.9。

本方法适用于活动翼面的功能耐久性和静强度试验验证，具有周期短、成本低的特点，试验过程和试验结果符合飞机实际使用情况，对于飞机设计具有很高的参考价值。

Claims (8)

1.一种活动翼面的综合验证试验方法，其特征在于，包括如下步骤：第一，确定活动翼面试验件的技术条件：具备完整的功能性，并与真实结构具有相同的静强度性能；

第二，确定试验载荷，包括静力试验载荷和结构功能性载荷；

第三，根据结构设计总要求中所规定的功能耐久性及寿命要求确定功能性试验分散系数；

第四，在试验开始前、结束后进行频率检查试验，以考核结构是否因试验而发生固有频率的改变；

第五，按照结构预期大修周期和预期使用情况，根据等损伤原则穿插安排功能耐久性试验和静力试验的顺序；

第六，试验的实施及试验数据的采集；

第七，根据试验结果，全面评估结构功能耐久性和静强度。

2.根据权利要求1所述的活动翼面的综合验证试验方法，其特征在于，活动翼面是具有一定功能性的非固定翼面，可以根据使用需求发生形状、大小或空间位置的改变，包括全动垂尾、升降舵、副翼、方向舵、鸭翼、折叠外翼、折叠平尾、智能材料翼面。

3.根据权利要求1所述的活动翼面的综合验证试验方法，其特征在于，完整的功能性是指试验件能够完成真实结构所具备的活动功能，这些功能包括单轴旋转、双轴旋转、折叠和展平；同时试验件完成活动动作所需驱动方式与真实结构相同，驱动方式包括电子传动和液压传动。

4.根据权利要求1所述的活动翼面的综合验证试验方法，其特征在于，与真实结构具有相同的静强度性能是指试验件在受到静力载荷时，其整体变形和局部应变均与真实结构相同，以上判断由试验件和真实结构的有限元计算结果给出。

5.根据权利要求1所述的活动翼面的综合验证试验方法，其特征在于，将活动翼面所受到的最大静力载荷作为试验中在试验件上加载的静力载荷；按照活动翼面的功能性使用要求，确定在试验件完成功能时的功能性载荷。

6.根据权利要求1所述的活动翼面的综合验证试验方法，其特征在于，规定本方法中功能性试验分散系数取2，例如活动翼面的设计转动寿命为1000次，则试验中需完成试验件的2000次转动。

7.根据权利要求1所述的活动翼面的综合验证试验方法，其特征在于，只测试试验件的一阶弯曲、一阶扭转、二阶弯曲。

8.根据权利要求1所述的活动翼面的综合验证试验方法，其特征在于，根据试验数据可以给出活动翼面的静强度结论和功能耐久性结论，并可以评估二者之间的相互影响。试验结论是结构优化和改进设计的重要依据。