CN104058101A - 一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法 - Google Patents

一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法 Download PDF

Info

Publication number
CN104058101A
CN104058101A CN201410284790.0A CN201410284790A CN104058101A CN 104058101 A CN104058101 A CN 104058101A CN 201410284790 A CN201410284790 A CN 201410284790A CN 104058101 A CN104058101 A CN 104058101A
Authority
CN
China
Prior art keywords
load
wing
loading
progression
passage
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201410284790.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104058101B (zh
Inventor
臧伟锋
张侃
张海英
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Original Assignee
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Aircraft Strength Research Institute filed Critical AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority to CN201410284790.0A priority Critical patent/CN104058101B/zh
Publication of CN104058101A publication Critical patent/CN104058101A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104058101B publication Critical patent/CN104058101B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明属于一种飞机强度试验载荷施加方法，该方法能准确施加大变形情况下机翼的法向载荷。本发明通过第一加载通道(1)施加的载荷P1和第二加载通道(2)施加的载荷P2实现按加载级数准确施加机翼大变形情况下机翼的法向载荷P。该法向载荷施加方法在扣除试验件重量用两个加载通道，可以彻底的扣除试验件的重量，避免了现有加载点预先倾斜法用1个通道施加机翼法向载荷，只能用一个加载通道扣除试验件重量，因而遗留水平扣重分量的弊端。另外，应用该法向载荷施加方法进行强度试验，试验设备安装完成后，可进行所有加载级数强度试验。

Description

一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法
技术领域
本发明属于一种飞机强度试验载荷施加方法，该方法能准确施加大变形情况下机翼的法向载荷。
背景技术
大变形情况下机翼法向载荷的施加是飞机强度试验的一个难点，现阶段，还没有理想施加机翼法向载荷的方法，试验单位通常会根据机翼变形的幅度和飞机结构的特点采用不同的施加方法。
目前，机翼大变形情况下其法向载荷最好的施加方法是加载点预先倾斜法，如图1所示，加载点预先倾斜安装在承力顶棚N处，N为预估的最终加载级数机翼法向对应的承力顶棚安装位置。试验开始时，初始加载方向并非机翼的法向，而且两者的夹角最大；随着试验载荷由“零”级数向最终加载级数施加，加载方向逐渐向机翼的法向靠拢；当施加最终加载级数载荷时，加载方向正好是机翼的法向。
加载点预先倾斜法有两个缺点：第一，该法仅能保证最终加载级数载荷方向近似于机翼的法向，而其余加载级数无法保证；第二，不同加载级数载荷试验，顶棚加载点的位置也不同，试验是需多次换装。
发明内容
本发明的目的：提供了一种能准确施加所有加载级数机翼法向载荷的试验方法。
本发明的技术方案是：一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法，按加载级数对机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，再通过测量水平位移FH和倾斜位移OA或由飞机设计方事先给出的理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH和倾斜位移OW；其次，计算出各个加载级数的α角、(90-α)角、β角、θ角、(90-θ)角；最后，建立水平和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道1施加的载荷P1和第二加载通道2施加的载荷P2，
其中，P-机翼大变形情况下需要施加的法向载荷、P1-第一加载通道1施加的载荷、P2-第二加载通道2施加的载荷，A位置-机翼变形前加载点位置、O位置-机翼变形后加载点位置、ON-机翼加载点法线、AM-机翼垂向位移、W点-计算用辅助点，是以F为圆心，以FA为半径画圆与OF的交点、FH-机翼变形过程中的水平位移、AF-机翼变形前垂向初始高度值、OF-机翼变形后最终位置与地面原始位置的距离、OW-机翼变形后F位置测量的倾斜位移、AD-机翼变形前与承力顶棚的距离、θ-机翼加载位置切线与水平线的夹角。
各级P1载荷与各级P2载荷的确定过程具体如下：
步骤1：按加载级数对机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，在法向载荷P作用下，距翼跟L处的机翼转角θ和挠度f用公式和公式算出，E为机翼的弹性模量，I为机翼的惯性矩，
步骤2：依据机翼理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH和倾斜位移OA；
步骤3：计算出各个加载级数的α角、(90-α)角、β角、θ角、(90-θ)角；
步骤4：建立水平方向和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道1施加的载荷P1和第二加载通道2施加的载荷P2,
其中
步骤5：用步骤4计算结果进行40％载荷试验，测量水平位移FH和倾斜位移OA；
步骤6：用步骤5的测量结果重新计算出每个加载级数施加的载荷P1和P2；
步骤7：进行第二次40％载荷试验，测量水平位移FH和倾斜位移OA；
步骤8：用步骤7的试验测量结果再次计算出每个加载级数施加的载荷P1和P2；
步骤9：通过安装在第一加载通道1上的作动筒施加步骤8各级P1载荷，第二加载通道2上的作动筒施加步骤8各级P2载荷，同级P1载荷与同级P2载荷的合力与同级法向载荷P等效，可以完成所有加载级数强度试验。
理论垂向位移AM是由飞机设计方事先给出的。
所有加载级数的法向载荷，通常指法向载荷的5％、10％、15％、20％、30％、40％、50％、60％、65％、67％、70％、75％、80％、90％、100％、105％、110％、120％……。
第一加载通道1施加的载荷P1在承力顶棚的安装位置为“零”载荷的位置，即机翼变形前加载点位置A的正上方；第二加载通道2施加的载荷P2在承力顶棚的安装位置为“100％”载荷的位置，即机翼最大变形时加载点位置。
所有加载级数的施加载荷P1和P2能够通过两次40％试验修正得到。
本发明的有益效果是：本发明机翼大变形情况下法向载荷施加方法能准确施加所有加载级数机翼的法向载荷。而且本发明通过第一加载通道1和第一加载通道2来施加机翼法向载荷，扣除试验件重量也用这两个加载通道，用这两个加载通道可以彻底的扣除试验件的重量，从而克服现有加载点预先倾斜法用1个通道施加机翼法向载荷，扣除试验件的重量时只能用一个加载通道，因而遗留有水平扣重分量的问题。另外，应用该法向载荷施加方法进行强度试验，试验设备安装完成后，可以进行所有加载级数强度试验，而无需更换安装。
附图说明
图1现有法向载荷施加方法；
图2本发明法向载荷施加方法；
图3本发明机翼大变形情况下法向载荷施加方法的流程图；
图4本发明与现有技术的扣重对比；
其中：P-机翼大变形情况下需要施加的法向载荷、P1-加载通道1施加的载荷、P2-加载通道2施加的载荷、A位置-机翼变形前加载点位置、O位置-机翼变形后加载点位置、ON-机翼加载点法线、AM-机翼垂向位移(也称为机翼挠度f)、W点-计算用辅助点(以F为圆心，以FA为半径画圆与OF的交点)、FH-机翼变形过程中的水平位移、AF-机翼变形前垂向初始高度值、OF-机翼变形后最终位置与地面原始位置的距离、OW-机翼变形后F位置测量的倾斜位移、AD-机翼变形前与承力顶棚的距离、θ-机翼加载位置切线与水平线的夹角(也称为机翼转角θ)。
具体实施方式
下面结合实施例和附图对本发明作进一步说明：
请参阅图2，本发明大变形情况下机翼法向载荷施加方法通过加载通道1施加的载荷P1和加载通道2施加的载荷P2实现按加载级数准确施加大变形情况下机翼的法向载荷P。其中：P-机翼大变形情况下需要施加的法向载荷、P1-加载通道1施加的载荷、P2-加载通道2施加的载荷、A位置-机翼变形前加载点位置、O位置-机翼变形后加载点位置、ON-机翼加载点法线、AM-机翼垂向位移(也称为机翼挠度f)、W点-计算用辅助点(以F为圆心，以FA为半径画圆与OF的交点)、FH-机翼变形过程中的水平位移、AF-机翼变形前垂向初始高度值、OF-机翼变形后最终位置与地面原始位置的距离、OW-机翼变形后F位置测量的倾斜位移、AD-机翼变形前与承力顶棚的距离、θ-机翼加载位置切线与水平线的夹角(也称为机翼转角θ)。
本发明计算出各个加载级数通道1施加的载荷P1和加载通道2施加的载荷P2，通过P1和P2的合力等效施加机翼的法向载荷P。
在法向载荷P作用下，距翼跟L处的机翼转角θ和挠度f用公式和公式算出，E为机翼的弹性模量，I为机翼的惯性矩。因此，在弹性范围内，机翼产生的位移和挠度与机翼承受的载荷是线性关系。
首先，通过测量水平位移FH和倾斜位移OA或由飞机设计方事先给出的理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH和倾斜位移OW；其次，计算出各个加载级数的α角、(90-α)角、β角、θ角、(90-θ)角；最后，建立水平和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数通道1施加的载荷P1和加载通道2施加的载荷P2，其中
请参阅图3，本发明机翼大变形情况下法向载荷施加方法具体实施流程如下：
步骤1：依据机翼理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH和倾斜位移OA；
步骤2：计算出各个加载级数的α角、(90-α)角、β角、θ角、(90-θ)角；
步骤3：建立水平方向和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数通道1施加的载荷P1和加载通道2施加的载荷P2；
步骤4：用步骤3计算结果进行40％载荷试验，测量水平位移FH和倾斜位移OA；
步骤5：用步骤4的测量结果重新计算出每个加载级数施加的载荷P1和P2；
步骤6：进行第二次40％载荷试验，测量水平位移FH和倾斜位移OA；
步骤7：用步骤6的试验测量结果再次计算出每个加载级数施加的载荷P1和P2；
步骤8：通过安装在通道1上的作动筒施加步骤7各级P1载荷，通道2上的作动筒施加步骤7各级P2载荷，同级P1载荷与同级P2载荷的合力与同级法向载荷P等效，可以完成所有加载级数强度试验。
各个加载级数施加的P1载荷和P2载荷经过两次40％试验经修正得到；通过通道1上的作动筒施加P1的各级载荷，通过通道2上的作动筒施加P1的各级载荷，同级P1载荷与同级P2载荷的合力与同级法向载荷P等效，可以进行所有加载级数强度试验。
另外，如图4所示，本发明通过第一加载通道1和第一加载通道2来施加机翼法向载荷，扣除试验件重量也用这两个加载通道，用这两个加载通道可以彻底的扣除试验件的重量，从而克服现有加载点预先倾斜法用1个通道施加机翼法向载荷，扣除试验件的重量时只能用一个加载通道，因而遗留有水平扣重分量的问题。

Claims (6)

1.一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，按加载级数对机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，再通过测量水平位移FH和倾斜位移OA或由飞机设计方事先给出的理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH和倾斜位移OW；其次，计算出各个加载级数的α角、(90-α)角、β角、θ角、(90-θ)角；最后，建立水平和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道(1)施加的载荷P1和第二加载通道(2)施加的载荷P2，
其中，P-机翼大变形情况下需要施加的法向载荷、P1-第一加载通道(1)施加的载荷、P2-第二加载通道(2)施加的载荷，A位置-机翼变形前加载点位置、O位置-机翼变形后加载点位置、ON-机翼加载点法线、AM-机翼垂向位移、W点-计算用辅助点，是以F为圆心，以FA为半径画圆与OF的交点、FH-机翼变形过程中的水平位移、AF-机翼变形前垂向初始高度值、OF-机翼变形后最终位置与地面原始位置的距离、OW-机翼变形后F位置测量的倾斜位移、AD-机翼变形前与承力顶棚的距离、θ-机翼加载位置切线与水平线的夹角。
2.根据权利要求1所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，各级P1载荷与各级P2载荷的确定过程具体如下：
步骤1：按加载级数对机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，在法向载荷P作用下，距翼跟L处的机翼转角θ和挠度f用公式和公式算出，E为机翼的弹性模量，I为机翼的惯性矩，
步骤2：依据机翼理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH和倾斜位移OA；
步骤3：计算出各个加载级数的α角、(90-α)角、β角、θ角、(90-θ)角；
步骤4：建立水平方向和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道(1)施加的载荷P1和第二加载通道(2)施加的载荷P2,
其中
步骤5：用步骤4计算结果进行40％载荷试验，测量水平位移FH和倾斜位移OA；
步骤6：用步骤5的测量结果重新计算出每个加载级数施加的载荷P1和P2；
步骤7：进行第二次40％载荷试验，测量水平位移FH和倾斜位移OA；
步骤8：用步骤7的试验测量结果再次计算出每个加载级数施加的载荷P1和P2；
步骤9：通过安装在第一加载通道(1)上的作动筒施加步骤8各级P1载荷，第二加载通道(2)上的作动筒施加步骤8各级P2载荷，同级P1载荷与同级P2载荷的合力与同级法向载荷P等效，可以完成所有加载级数强度试验。
3.根据权利要求2所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，理论垂向位移AM是由飞机设计方事先给出的。
4.根据权利要求2所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，所有加载级数的法向载荷，通常指法向载荷的5％、10％、15％、20％、30％、40％、50％、60％、65％、67％、70％、75％、80％、90％、100％、105％、110％、120％……。
5.根据权利要求2所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，第一加载通道(1)施加的载荷P1在承力顶棚的安装位置为“零”载荷的位置，即机翼变形前加载点位置A的正上方；第二加载通道(2)施加的载荷P2在承力顶棚的安装位置为“100％”载荷的位置，即机翼最大变形时加载点位置。
6.根据权利要求2至5所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，所有加载级数的施加载荷P1和P2能够通过两次40％试验修正得到。
CN201410284790.0A 2014-06-24 2014-06-24 一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法 Active CN104058101B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410284790.0A CN104058101B (zh) 2014-06-24 2014-06-24 一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410284790.0A CN104058101B (zh) 2014-06-24 2014-06-24 一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104058101A true CN104058101A (zh) 2014-09-24
CN104058101B CN104058101B (zh) 2016-06-08

Family

ID=51546096

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410284790.0A Active CN104058101B (zh) 2014-06-24 2014-06-24 一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN104058101B (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107499534A (zh) * 2017-07-28 2017-12-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机地面侧向载荷的处理方法
CN108001706A (zh) * 2017-11-29 2018-05-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大翼展飞机机翼弹性变形计算方法
CN110243686A (zh) * 2019-05-22 2019-09-17 航天科工防御技术研究试验中心 一种加载装置及力的加载方法
CN111122346A (zh) * 2019-12-24 2020-05-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种翼面主结构试验载荷处理方法
CN111422375A (zh) * 2020-04-15 2020-07-17 中国飞机强度研究所 一种飞机垂向约束点载荷主动控制方法及系统
CN111498143A (zh) * 2020-05-13 2020-08-07 中国飞机强度研究所 一种扣重装置及其扣重方法
CN114633900A (zh) * 2022-05-20 2022-06-17 中国飞机强度研究所 飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009204519A (ja) * 2008-02-28 2009-09-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 試験荷重負荷方法及び試験荷重負荷機構
EP2190737B1 (en) * 2007-09-19 2012-07-11 Messier-Dowty Limited Overload detection for an aircraft landing gear
CN103303493A (zh) * 2013-01-05 2013-09-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置
CN103754386A (zh) * 2014-01-21 2014-04-30 北京航空航天大学 一种机翼翼梁位置的确定方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2190737B1 (en) * 2007-09-19 2012-07-11 Messier-Dowty Limited Overload detection for an aircraft landing gear
JP2009204519A (ja) * 2008-02-28 2009-09-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 試験荷重負荷方法及び試験荷重負荷機構
CN103303493A (zh) * 2013-01-05 2013-09-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大型飞机强度试验机翼载荷施加装置
CN103754386A (zh) * 2014-01-21 2014-04-30 北京航空航天大学 一种机翼翼梁位置的确定方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张侃，严文伟，陈莉，董登科: "结构载荷加重系数对疲劳裂纹扩展寿命的影响", 《机械强度》 *

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107499534A (zh) * 2017-07-28 2017-12-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机地面侧向载荷的处理方法
CN107499534B (zh) * 2017-07-28 2020-05-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机地面侧向载荷的处理方法
CN108001706A (zh) * 2017-11-29 2018-05-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大翼展飞机机翼弹性变形计算方法
CN108001706B (zh) * 2017-11-29 2021-03-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大翼展飞机机翼弹性变形计算方法
CN110243686A (zh) * 2019-05-22 2019-09-17 航天科工防御技术研究试验中心 一种加载装置及力的加载方法
CN111122346A (zh) * 2019-12-24 2020-05-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种翼面主结构试验载荷处理方法
CN111122346B (zh) * 2019-12-24 2022-04-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种翼面主结构试验载荷处理方法
CN111422375A (zh) * 2020-04-15 2020-07-17 中国飞机强度研究所 一种飞机垂向约束点载荷主动控制方法及系统
CN111498143A (zh) * 2020-05-13 2020-08-07 中国飞机强度研究所 一种扣重装置及其扣重方法
CN114633900A (zh) * 2022-05-20 2022-06-17 中国飞机强度研究所 飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法
CN114633900B (zh) * 2022-05-20 2022-08-12 中国飞机强度研究所 飞机强度测试的大行程飞机翼面静力加载系统及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN104058101B (zh) 2016-06-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104058101A (zh) 一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法
CN102680236B (zh) 一种飞机翼吊发动机结构强度试验加载装置
CN106596029A (zh) 一种机翼气动载荷随动加载装置
CN105372034B (zh) 建筑用轻钢龙骨及配件一体式试验装置
CN105606357A (zh) 一种飞机静强度试验加载装置
CN106758854B (zh) 一种拱桥架设的智能调控系统及其调控方法
CN104457716A (zh) 用于桥梁施工的测量控制方法
CN108873091B (zh) 卫星重力梯度全张量恢复地球重力场的确定方法及系统
CN104029826B (zh) 一种飞机结构强度试验扣重计算方法
CN107499533A (zh) 一种全机落震试验装置及全机落震试验方法
CN101956476A (zh) 一种基于动力特征的输电塔结构失效预警方法
CN104778291A (zh) 一种基于监测基础变形的采动区输电铁塔承载力评估方法
CN104495622B (zh) 一种风载控制系统、方法、装置及起重设备
CN103964311A (zh) 工程设备及其整机稳定性检测方法和装置
CN104359764A (zh) 一种便于结构持载加固的二次受力加载试验装置及其制作方法
CN107489297B (zh) 调整倾斜铁塔的方法、装置、存储介质、电子设备及系统
CN103575469A (zh) 飞机可移动控制表面的惯性性质的测量
CN105741182A (zh) 一种确定输电线路铁塔横担风荷载的方法
CN205100236U (zh) 适用于输电线路角钢塔塔脚与基础连接的连接节点装置
CN105335574A (zh) 一种飞机内埋舱舱门载荷设计方法
CN110318338A (zh) 一种安装定位钢锚梁的测量控制方法
CN207419267U (zh) 一种桥梁预拼装用边纵梁模拟工装
CN104947707B (zh) 一种水平预埋件安装方法
CN209585135U (zh) 一种建筑桩基静载检测装置
CN108388716A (zh) 一种空间斜拉索的平面等效分析方法及模型

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant