CN107521721A - 一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，属于航空疲劳损伤容限试验领域。所述方法包括首先获得各个工况下机身航向总载荷；其次，确定全机航向加载方案，包括采用与长桁及蒙皮共铆的方式或者采用与长桁、机身框及蒙皮共铆的方式安装多个航向加载接头；之后，计算各航向加载接头的接头载荷上限，并根据航向总载荷确定航向加载接头的加载方案及各航向加载接头的分配载荷；并且分析各加载接头处结构连接的耐久性，提高薄弱部位强度；最后进行航向载荷加载。本发明的提出解决了机身航向载荷加载系统复杂、不易设计的难题。

Description

一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法
技术领域
本发明属于航空疲劳损伤容限试验领域，具体涉及一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法。
背景技术
飞机全尺寸疲劳试验是航空疲劳损伤容限试验领域最高技术水平的体现，试验加载设计关系到全尺寸疲劳试验的实施规模。设计人员制定试验实施方案时，要做大量的理论分析计算，确保试验加载设计不仅能真实的模拟飞机的受力状态，还要考虑试验实施规模、协调全机各向载荷之间的施加。
对于机身航向载荷施加，参考研究已有机种的航向载荷施加，大多是采用胶布带粘贴的形式进行载荷施加，这种设计是一种常规的设计技术，能够保证载荷的施加，但是由于胶布带布置、载荷大小受限于机身结构的强度，所以会造成机身胶布带布置较多，且较为分散，杠杆系统过于繁重，且容易造成与机身垂向和侧向载荷布置干涉。
关于飞机全尺寸疲劳试验的研究，国内公开资料研究的较少，既受限于目前国内的技术水平又含有其他因素，国外公开资料研究的较多，但大多是对机体构型，试验硬件配套、载荷情况的一个简要介绍，未能针对机身结构自身从其受力及载荷特点方面给出切实可行的疲劳试验的设计方法。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出了一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，至少解决上述背景技术中存在的一个问题，针对机身框与蒙皮连接、蒙皮与长桁连接特点，在制定机身航向加载设计方案时，通过进行全机载荷求解，得到各工况下的机身航向载荷，采用与机身框、蒙皮、长桁共铆的凸出式接头耳片加载设计，计算得到各个接头的载荷，对航向加载接头及其连接的框、蒙皮、长桁进行耐久性计算，对薄弱部位进行加强，该种设计接头承载能力强、加载实施方便、所需要的杠杆系统小，能够达到简化试验规模、降低试验成本。
本发明全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，主要包括以下步骤：
步骤一、获得各个工况下机身航向总载荷；
步骤二、确定全机航向加载形式为将加载机构设置在机身构造水平线上；
步骤三、采用与长桁及蒙皮共铆的方式或者采用与长桁、机身框及蒙皮共铆的方式安装多个航向加载接头；
步骤四、计算各航向加载接头的接头载荷上限，并根据航向总载荷确定航向加载接头的加载方案及各航向加载接头的分配载荷；
步骤五、依据步骤四中的分配载荷，与机体其它方向载荷进行全机有限元求解，分析各加载接头处结构连接的耐久性，提高薄弱部位强度；
步骤六、进行航向载荷加载。
优选的是，在步骤二中，以机身构造水平线中间位置为分界线，将航向载荷分为航向向前加载及航向向后加载。
优选的是，在步骤四中，根据长桁、蒙皮、机身框与加载接头的连接强度确定航向加载接头的接头载荷上限。
优选的是，与长桁及蒙皮共铆的方式安装的航向加载接头，其连接强度为4000-5000N。
优选的是，与长桁、机身框及蒙皮共铆的方式安装多个航向加载接头，其连接强度为8000-10000N。
优选的是，在步骤五中，所述提高薄弱部位强度包括设置补强件，并将所述补强件与加载接头、蒙皮及长桁共铆。
本发明提出了一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，本发明根据机身框与蒙皮连接、蒙皮与长桁连接特点出发，从飞机结构疲劳试验的设计角度给出了一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法。本发明基于机身航向载荷施加困难、杠杆系统繁重的特点，提出了一种通过全机载荷有限元求解计算，采用与机身框、蒙皮、长桁共铆的凸出式接头耳片加载设计，计算得到各接头的载荷，对航向加载接头及其连接的框、蒙皮、长桁进行耐久性计算，对薄弱部位进行加强，完成航向载荷布置。本发明使用的理论依据正确，设计新颖、分析步骤清晰、简单，工程概念明确。本发明的提出解决了机身航向载荷加载系统复杂、不易设计的难题。
附图说明
图1为按照本发明全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法的一优选实施例的加载接头安装示意图。
图2为本发明图1所示实施例的机身航向加载布置等轴示意图。
图3为本发明图1所示实施例的多个加载接头安装示意图。
其中，1为机身框，2为蒙皮，3为加载接头，4为长桁。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本发明提出了一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，主要包括以下步骤：
步骤一、获得各个工况下机身航向总载荷；
步骤二、确定全机航向加载形式为将加载机构设置在机身构造水平线上；
步骤三、采用与长桁及蒙皮共铆的方式或者采用与长桁、机身框及蒙皮共铆的方式安装多个航向加载接头；
步骤四、计算各航向加载接头的接头载荷上限，并根据航向总载荷确定航向加载接头的加载方案及各航向加载接头的分配载荷；
步骤五、依据步骤四中的分配载荷，与机体其它方向载荷进行全机有限元求解，分析各加载接头处结构连接的耐久性，提高薄弱部位强度；
步骤六、进行航向载荷加载。
首先，在步骤一中，建立全机有限元模型，进行全机载荷求解，得到各个载荷工况下机身航向载荷Fjx，其中，j＝1、2、3…N表示多个工况，例如，得到1工况下机身航向载荷F1x＝200000N(航向向后)，2工况下的机身航向载荷F2x＝-150000N(航向向前)；
本实施例在步骤二中，以机身构造水平线中间位置为分界线，将航向载荷分为航向向前加载及航向向后加载。如图1及图3所示，加载接头安装在机身构造水平线上，确切指最靠近机身水平线的长桁上，参考图1,1表示机身框，2表示蒙皮，3表示加载接头，4表示长桁，加载接头3包括开通孔的单耳以及能够与机身连接的带板，其与长桁4、蒙皮2共同铆接在一起，在图3中，还包括将加载接头3与机身框1、蒙皮2以及长桁4共同铆接在一起。图2给出了加载机构的分布情况，以机身中线(指在航信方向位于机身最靠近中间的机身框)为基准，将加载方向分为向前加载及向后加载，例如需要提供2工况的航信向前加载150000N的载荷时，由于其他条件限制，可能需要在图2中间框站位的左侧提供200000N的航向向前载荷，同时，在图2中间框站位的右侧提供50000N的航向向后载荷。
本实施例中，在步骤四中，根据长桁、蒙皮、机身框与加载接头的连接强度确定航向加载接头的接头载荷上限。
例如，与长桁及蒙皮共铆的方式安装的航向加载接头，其连接强度为4000-5000N；与长桁、机身框及蒙皮共铆的方式安装多个航向加载接头，其连接强度为8000-10000N。例如在工况3下需要提供17000N的载荷时，如图3所示设置三个加载接头，中间的与机身框连接的加载接头分配9000N的载荷，两侧的加载接头各分配4000N的加载载荷，为描述简洁及便于理解，这三个加载接头均布置在机身航向中线同一侧，即施加的载荷方向相同，另一侧不施加载荷。
本实施例中，在步骤五中，所述提高薄弱部位强度包括设置补强件，并将所述补强件与加载接头、蒙皮及长桁共铆。通过对薄弱部位进行加强，保证试验寿命过程中，加载接头及连接结构不提前破坏。
本发明提出了一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，本发明根据机身框与蒙皮连接、蒙皮与长桁连接特点出发，从飞机结构疲劳试验的设计角度给出了一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法。本发明基于机身航向载荷施加困难、杠杆系统繁重的特点，提出了一种通过全机载荷有限元求解计算，采用与机身框、蒙皮、长桁共铆的凸出式接头耳片加载设计，计算得到各接头的载荷，对航向加载接头及其连接的框、蒙皮、长桁进行耐久性计算，对薄弱部位进行加强，完成航向载荷布置。本发明使用的理论依据正确，设计新颖、分析步骤清晰、简单，工程概念明确。本发明的提出解决了机身航向载荷加载系统复杂、不易设计的难题。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，其特征在于，包括：
步骤一、获得各个工况下机身航向总载荷；
步骤二、确定全机航向加载形式为将加载机构设置在机身构造水平线上；
步骤三、采用与长桁及蒙皮共铆的方式或者采用与长桁、机身框及蒙皮共铆的方式安装多个航向加载接头；
步骤四、计算各航向加载接头的接头载荷上限，并根据航向总载荷确定航向加载接头的加载方案及各航向加载接头的分配载荷；
步骤五、依据步骤四中的分配载荷，与机体其它方向载荷进行全机有限元求解，分析各加载接头处结构连接的耐久性，提高薄弱部位强度；
步骤六、进行航向载荷加载。
2.如权利要求1所述的全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，其特征在于，在步骤二中，以机身构造水平线中间位置为分界线，将航向载荷分为航向向前加载及航向向后加载。
3.如权利要求1所述的全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，其特征在于，在步骤四中，根据长桁、蒙皮、机身框与加载接头的连接强度确定航向加载接头的接头载荷上限。
4.如权利要求3所述的全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，其特征在于，与长桁及蒙皮共铆的方式安装的航向加载接头，其连接强度为4000-5000N。
5.如权利要求3所述的全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，其特征在于，与长桁、机身框及蒙皮共铆的方式安装多个航向加载接头，其连接强度为8000-10000N。
6.如权利要求1所述的全尺寸疲劳试验机身航向载荷加载设计方法，其特征在于，在步骤五中，所述提高薄弱部位强度包括设置补强件，并将所述补强件与加载接头、蒙皮及长桁共铆。
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