CN109490113B - 飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件及试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空疲劳损伤容限试验技术领域，涉及一种飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件及试验方法。本发明的试验件由吊挂推力销所在肋(1)、扩散角盒(2)、底梁腹板(3)、连接夹具(4)组成；吊挂推力销所在肋(1)由肋腹板(11)、上缘条(12)、下缘条(13)、推力销(14)、立筋(15)整体加工成型；所述的连接夹具(4)用于将试验件固定在承力墙上。应用本发明的试验件的试验方法，通过有限元传载分析、理论计算，计算得到各个工况下的推力销载荷，对比不同方向载荷，确定加载方案，结合细节有限元建模分析，利用应变片对试验件进行监控并修正计算模型与计算结果，达到试验考核真实、安全可控和降低成本的目的。

Description

飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件及试验方法
技术领域
本发明属于航空疲劳损伤容限试验技术领域，特别是涉及到一种飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件及试验方法。
背景技术
飞机发动机吊挂结构是发动机与飞机机体之间唯一的连接结构，主要承受发动机惯性载荷、推力以及反推载荷并将其传递到机翼。其中发动机推力主要依靠吊挂推力销传递。吊挂推力销结构一旦发生破坏，将严重危及飞行安全。目前发动机吊挂推力销一般在全尺寸吊挂疲劳试验中考核，没有针对吊挂推力销单独考虑，考核不够充分，不能反映吊挂推力销的疲劳破坏特点，而且试验周期长，成本高，不能快速得到试验结论。针对发动机吊挂推力销结构的疲劳试验，考虑试验件规模及试验成本，无法按照大部件级支持方式进行试验，如何将吊挂推力销及其连接的结构分解、简化进行疲劳试验，并模拟真实飞机结构的支持边界及载荷状态，保证试验结果真实可靠是一大难点。国内外的公开资料也未能针对飞机吊挂推力销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本发险。
发明内容
本发明的目的是：提供一种飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件及试验方法，以解决目前发动机吊挂全尺寸疲劳试验中针对推力销考核不到位的技术问题。
为解决此技术问题，本发明的技术方案是：
一种飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件，所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件包括：吊挂推力销所在肋1、扩散角盒2、底梁腹板3、连接夹具4组成；
所述的吊挂推力销所在肋1由肋腹板11、上缘条12、下缘条13、推力销14、立筋15整体加工成型，肋腹板11与上缘条12、下缘条13构成“工”字形结构；所述的肋腹板11为加筋结构，外侧具有立筋15；所述的推力销14位于下缘条13的下方，并与下缘条13垂直；
所述的吊挂推力销所在肋1的上缘条12与扩散角盒2的上板固定；肋腹板11中部与扩散角盒2的端板连接；下缘条13与底梁腹板3、扩散角盒2的下板固定；
所述的扩散角盒2、底梁腹板3通过螺栓与连接夹具4固定；
所述的连接夹具4用于将试验件固定在承力墙上。
所述的上缘条12与扩散角盒2的上板固定方式为螺栓连接。
所述的下缘条13与底梁腹板3、扩散角盒2的下板固定方式为螺栓连接。
所述的扩散角盒2、所述的底梁腹板3通过螺栓与连接夹具4固定。
所述的连接夹具4由连接角盒和连接板组成。
使用所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件进行试验的试验方法，其步骤为：
步骤一、根据飞机吊挂推力销结构形式，建立全机有限元模型，进行全机求解，得到各个载荷工况下的推力销航向载荷Fjx、侧向载荷Fjy(j＝1、2、3…N)；
步骤二、根据吊挂推力销传载特点，对比Fjx、Fjy(j＝1、2、3…N)，确定加载方案和加载夹具，将推力销竖直向上布置；
步骤三、根据吊挂推力销疲劳试验加载方案，对试验件进行有限元建模分析计算，保证考核真实；
步骤四、根据有限元结果及理论计算，对试验件关键部位进行应变片的布置，依据应变值变化来进行试验状态监控；
步骤五、将试验采集数据与理论分析结果进行比对，修正计算模型和计算结果。
所述的步骤二中加载方案为单作动筒加载方案；保证考核真实的前提下，加载速度快，试验周期短。
所述的步骤二中加载夹具采用关节轴承来进行配合，避免加载产生附加弯矩。
所述的步骤三中考核真实的条件为：试验件的推力销14根部应力水平与实际结构一致。
本发明的有益效果是：本发明根据发动机吊挂推力销的载荷特点出发，从飞机结构疲劳试验的设计角度给出了一种飞机发动机吊挂推力销结构疲劳试验的试验件结构及试验方法，试验件相对发动机吊挂推力销原始结构简化70％，加工成本降低60％，通过细节有限元分析保证对吊挂推力销结构的考核真实，加载简单方便，便于检查，试验速度快，试验成本低，试验周期短，快速得到试验结论。本发明的提出解决了发动机吊挂推力销由于结构复杂、受力状态复杂而导致吊挂推力销疲劳试验不易设计、全尺寸吊挂试验对推力销考核不到位的难题。
附图说明
图1为本发明试验件的的试验方法流程图；
图2为本发明试验件等轴示意图；
图3为吊挂推力销所在肋正视图；
图4为吊挂推力销所在肋左视图；
图5为吊挂推力销所在肋俯视图；
图6为试验件加载示意图；
其中，1-吊挂推力销所在肋，11-肋腹板、12-上缘条、13-下缘条、14-推力销、15-立筋，2-扩散角盒，3-底梁腹板，4-连接夹具。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明：
本发明的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件整体结构示意图如图2所示，包括：吊挂推力销所在肋1、扩散角盒2、底梁腹板3、连接夹具4组成；
如图3-5所示为吊挂推力销所在肋1的三视图，吊挂推力销所在肋1由肋腹板11、上缘条12、下缘条13、推力销14、立筋15整体加工成型，肋腹板11与上缘条12、下缘条13构成“工”字形结构；所述的肋腹板11为加筋结构，外侧具有立筋15；所述的推力销14位于下缘条13的下方，并与下缘条13垂直；所述的吊挂推力销所在肋1的上缘条12与扩散角盒2的上板通过螺栓连接固定；肋腹板11中部与扩散角盒2的端板连接；下缘条13与底梁腹板3、扩散角盒2的下板通过螺栓连接固定；
所述的扩散角盒2、底梁腹板3通过螺栓与连接夹具4固定；所述的连接夹具4用于将试验件固定在承力墙上。所述的连接夹具4由连接角盒和连接板组成。
下面结合某一具体实例，使用本发明的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件的试验方法，包括以下步骤：
载荷工况M＝1。
步骤一、根据飞机吊挂推力销结构形式，建立全机有限元模型，进行全机求解，得到推力销航向载荷F1x＝120000N、侧向载荷F1y＝500N；
步骤二、根据吊挂推力销传载特点，对比F1x、F1y，确定单作动筒加载方案，加载夹具的设计，避免加载产生附加弯矩，采用关节轴承来进行配合，将推力销竖直向上布置，方便试验检查；
步骤三、根据吊挂推力销疲劳试验加载方案，对吊挂结构进行细节有限元建模，在保证考核真实(如图6所示，试验件的推力销根部应力水平与实际结构一致)的前提下，对试验件进行最大程度的简化，高度减低40％，宽度减少35％，成本降低50％以上；
步骤四、根据有限元模型计算结果，对试验件关键部位进行应变片的布置，依据应变值变化来进行试验状态监控；
步骤五、将试验采集数据与理论分析结果进行比对，修正计算模型和计算结果。
本发明的试验件相对发动机吊挂推力销原始结构简化70％，加工成本降低60％，通过细节有限元分析保证对吊挂推力销结构的考核真实，加载简单方便，便于检查，试验速度快，试验成本低，试验周期短。

Claims (7)

1.一种飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件，其特征在于：所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件包括：吊挂推力销所在肋(1)、扩散角盒(2)、底梁腹板(3)、连接夹具(4)组成；
所述的吊挂推力销所在肋(1)由肋腹板(11)、上缘条(12)、下缘条(13)、推力销(14)、立筋(15)整体加工成型，肋腹板(11)与上缘条(12)、下缘条(13)构成“工”字形结构；所述的肋腹板(11)为加筋结构，外侧具有立筋(15)；所述的推力销(14)位于下缘条(13)的下方，并与下缘条(13)垂直；
所述的吊挂推力销所在肋(1)的上缘条(12)与扩散角盒(2)的上板固定；肋腹板(11)中部与扩散角盒(2)的端板连接；下缘条(13)与底梁腹板(3)、扩散角盒(2)的下板固定；所述的扩散角盒(2)、底梁腹板(3)与连接夹具(4)连接固定；所述的连接夹具(4)将试验件固定在承力墙上；
所述的上缘条(12)与扩散角盒(2)的上板固定方式为螺栓连接；
所述的下缘条(13)与底梁腹板(3)、扩散角盒(2)的下板固定方式为螺栓连接。
2.根据权利要求1所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件，其特征在于：所述的扩散角盒(2)、所述的底梁腹板(3)通过螺栓与连接夹具(4)固定。
3.根据权利要求1所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件，其特征在于：所述的连接夹具(4)由连接角盒和连接板组成。
4.根据权利要求3所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验件的试验方法，其特征在于：所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验方法步骤为：
步骤一、根据飞机吊挂推力销结构形式，建立全机有限元模型，进行全机求解，得到各个载荷工况下的推力销航向载荷Fjx、侧向载荷Fjy(j＝1、2、3…N)；
步骤二、根据吊挂推力销传载特点，对比Fjx、Fjy(j＝1、2、3…N)，确定加载方案和加载夹具，将推力销竖直向上布置；
步骤三、根据吊挂推力销疲劳试验加载方案，对试验件进行有限元建模分析计算，保证考核真实；
步骤四、根据有限元结果及理论计算，对试验件关键部位进行应变片的布置，依据应变值变化来进行试验状态监控；
步骤五、将试验采集数据与理论分析结果进行比对，修正计算模型和计算结果。
5.根据权利要求4所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验方法，其特征在于：所述的步骤二中加载方案为单作动筒加载方案。
6.根据权利要求4所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验方法，其特征在于：所述的步骤二中加载夹具采用关节轴承来进行配合。
7.根据权利要求4所述的飞机发动机吊挂推力销疲劳试验的试验方法，其特征在于：所述的步骤三中考核真实的条件为：试验件的推力销(14)根部应力水平与实际结构一致。
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