CN109733638B - 一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法。所述长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法包括如下步骤：步骤1：计算各加载级数的垂向、航向理论位移△x、△y；步骤2：预置加载装置垂向、航向安装位置；步骤3：建立起落架载荷施加力学简化模型，计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角；步骤4：建立航向力学平衡方程以及垂向力学平衡方程；步骤5：计算得到第i级试验垂向载荷以及航向载荷；步骤6：计算出所有加载级数的试验施加载荷；步骤7：根据计算得到载荷开展试验预试，获取修正后的最终载荷及预置位置结果。本申请的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法能够便捷实现起落架试验载荷的精确处理，通用性强。

Description

一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法

技术领域

本申请属于飞机起落架技术领域，特别涉及一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法。

背景技术

起落架作为飞机的重要部件，必须在试验中准确考核其强度。对于大部分军用飞机及一般小型飞机，起落架位于飞机机身上，在全机静力试验中变形较小，可不考虑其变形导致的载荷变化问题。然而对于长支柱起落架，特别是当起落架固定于机翼上时，试验中由于机翼及起落架本体变形较大，会显著影响其加载精度。

目前全机静力试验中起落架航向、侧向载荷均通过液压作动器直接施加，并且对各加载作动器航向及垂向安装位置进行预置以保证最终载荷施加准确。在试验开始时，起落架初始加载方向并非载荷理论施加方向，并且两者夹角最大；随着试验载荷逐级施加，加载方向与载荷理论施加方向角度逐渐变小，当加载至最终载荷时，加载方向应与载荷理论方向相同。

上述载荷施加方法能够保证起落架最终载荷施加较为准确，但是缺点也较为明显：1.该方法仅能保证最终载荷施加方向近似于理论载荷方向，无法保证其余加载级数中载荷施加精度；2.对于固定于机翼上长支柱起落架，试验中其变形较大，各向载荷耦合施加，理论预置加载设备位置可能误差较大，无法满足试验要求。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，以解决现有技术的中的至少一个上述缺陷。

本申请的技术方案是：

本申请提供一种一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，所述长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法包括如下步骤：

步骤1：获取起落架最终垂向理论位移△x、航向理论位移△y，采用线性插值方法计算出各个加载级数的垂向理论位移、航向理论位移；

步骤2：根据理论位移预置加载装置垂向安装位置、航向安装位置；

步骤3：建立起落架载荷施加力学简化模型，选取第i加载级为研究对象，此时起落架假件相对初始位置位移变形为xi、yi，计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角；

步骤4：建立航向力学平衡方程以及垂向力学平衡方程；

步骤5：根据理论施加载荷及载荷方向夹角，计算得到第i级试验垂向载荷以及航向载荷；

步骤6：重复上述计算过程，计算出所有加载级数的试验施加载荷；

步骤7：根据所述步骤6中获得的各个载荷开展试验预试，对加载装置预置位置及各加载级数试验载荷进行修正，从而获取修正后的最终载荷及预置位置结果。

优选地，所述步骤2中的计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角具体采用如下公式进行计算：

α_i＝arctan((Δy-y_i)/(L1+x_i))，

β_i＝arctan((Δx-x_i)/(L2-y_i))；其中，

△x为垂向位移、△y为航向位移；

xi为起落架假件相对初始位置位移在x方向的变形；

yi为为起落架假件相对初始位置位移在y方向的变形；

αi为航向加载方向与垂向载荷理论方向夹角；βi为垂向加载方向与航向载荷理论方向夹角；

L1为航向加载点固定位置与加载位置距离；L2为垂向加载点固定位置与加载位置距离。

优选地，所述步骤4中的航向力学平衡方程具体为：

Fx_i＝F_2i·sinβ_i+F_1i·cosα_i；

垂向力学平衡方程具体为：

Fy_i＝F_2i·cosβ_i-F_1i·sinα_i；其中，

αi为航向加载方向与垂向载荷理论方向夹角；βi为垂向加载方向与航向载荷理论方向夹角；

Fxi为第i加载级需要施加的航向理论载荷；

Fyi为第i加载级需要施加的垂向理论载荷；

F1i试验中航行实际施加载荷；

F2i为试验中垂向实际施加载荷。

优选地，所述步骤5中的计算得到第i级试验垂向载荷以及航向载荷采用如下公式进行计算：

F_1i＝(Fx_i·cosβ_i-Fy_i·sinβ_i)/(sinα_i·sinβ_i+cosα_i·cosβ_i)

F_2i＝(Fx_i·sinα_i+Fy_i·cosα_i)/(sinα_i·sinβ_i+cosα_i·cosβ_i)；其中，

αi为航向加载方向与垂向载荷理论方向夹角；βi为垂向加载方向与航向载荷理论方向夹角；

Fxi为第i加载级需要施加的航向理论载荷；

Fyi为第i加载级需要施加的垂向理论载荷；

F1i试验中航行实际施加载荷；

F2i为试验中垂向实际施加载荷；

xi为起落架假件相对初始位置位移在x方向的变形；

yi为为起落架假件相对初始位置位移在y方向的变形。

优选地，所述长支柱起落架受载后轮轴点航向位移大于100mm，垂向及侧向位移大于50mm。

优选地，所述获取起落架最终垂向理论位移、航向理论位移采用试验机有限元计算分析方法获得。

优选地，所述步骤2中的所述理论位移为：通过有限元软件计算获得。

优选地，所述步骤5中的理论施加载荷为：通过有限元软件计算获得。

优选地，所述步骤5中的理论施加载荷通过飞机模型风洞试验获取。

优选地，所述步骤7具体为：根据所述步骤6中获得的各个载荷开展试验预试，依据试验中起落架位移实际测量结果计算并修正起落架最终的垂向位移△x、航向位移△y，重复所述步骤2至步骤7，直到试验测试数据满足要求，从而计算出最终试验载荷及加载装置预置位置。

本申请的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法能够便捷实现起落架试验载荷的精确处理，通用性强；大变形情况下起落架垂向、航向载荷施加更加准确；试验中能够更真实考核起落架及其连接区，降低试验风险，提高试验技术水平。

附图说明

图1是根据本发明第一实施例的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法的流程示意图。

图2是根据本发明第一实施例的起落架加载变形示意图；

图3是根据本发明第一实施例的大变形起落架载荷施加方案示意图；

图4是根据本发明第一实施例的大变形起落架载荷施加方案力学简化示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

图1是根据本发明第一实施例的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法的流程示意图。

图2是根据本发明第一实施例的起落架加载变形示意图；

图3是根据本发明第一实施例的大变形起落架载荷施加方案示意图；

图4是根据本发明第一实施例的大变形起落架载荷施加方案力学简化示意图。

如图1所示的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法包括如下步骤：

步骤1：获取起落架最终垂向理论位移△x、航向理论位移△y，采用线性插值方法计算出各个加载级数的垂向理论位移、航向理论位移；

步骤2：根据理论位移预置加载装置垂向安装位置、航向安装位置；

步骤3：建立起落架载荷施加力学简化模型，选取第i加载级为研究对象，此时起落架假件相对初始位置位移变形为x_i、y_i，计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角；

步骤4：建立航向力学平衡方程以及垂向力学平衡方程；

步骤5：根据理论施加载荷及载荷方向夹角，计算得到第i级试验垂向载荷以及航向载荷；

步骤6：重复上述计算过程，计算出所有加载级数的试验施加载荷；

步骤7：根据所述步骤6中获得的各个载荷开展试验预试，对加载装置预置位置及各加载级数试验载荷进行修正，从而获取修正后的最终载荷及预置位置结果。

本申请的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法能够便捷实现起落架试验载荷的精确处理，通用性强；大变形情况下起落架垂向、航向载荷施加更加准确；试验中能够更真实考核起落架及其连接区，降低试验风险，提高试验技术水平。

在本实施例中，所述步骤2中的计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角具体采用如下公式进行计算：

α_i＝arctan((Δy-y_i)/(L1+x_i))，

β_i＝arctan((Δx-x_i)/(L2-y_i))；其中，

△x为垂向位移、△y为航向位移；

x_i为起落架假件相对初始位置位移在x方向的变形；

y_i为为起落架假件相对初始位置位移在y方向的变形；

α_i为航向加载方向与垂向载荷理论方向夹角；β_i为垂向加载方向与航向载荷理论方向夹角；

L1为航向加载点固定位置与加载位置距离；L2为垂向加载点固定位置与加载位置距离。

在本实施例中，所述步骤4中的航向力学平衡方程具体为：

Fx_i＝F_2i·sinβ_i+F_1i·cosα_i；

垂向力学平衡方程具体为：

Fy_i＝F_2i·cosβ_i-F_1i·sinα_i；其中，

α_i为航向加载方向与垂向载荷理论方向夹角；β_i为垂向加载方向与航向载荷理论方向夹角；

Fx_i为第i加载级需要施加的航向理论载荷；

Fy_i为第i加载级需要施加的垂向理论载荷；

F_1i试验中航行实际施加载荷；

F_2i为试验中垂向实际施加载荷。

在本实施例中，所述步骤5中的计算得到第i级试验垂向载荷以及航向载荷采用如下公式进行计算：

F_1i＝(Fx_i·cosβ_i-Fy_i·sinβ_i)/(sinα_i·sinβ_i+cosα_i·cosβ_i)

F_2i＝(Fx_i·sinα_i+Fy_i·cosα_i)/(sinα_i·sinβ_i+cosα_i·cosβ_i)；其中，

α_i为航向加载方向与垂向载荷理论方向夹角；β_i为垂向加载方向与航向载荷理论方向夹角；

Fx_i为第i加载级需要施加的航向理论载荷；

Fy_i为第i加载级需要施加的垂向理论载荷；

F_1i试验中航行实际施加载荷；

F_2i为试验中垂向实际施加载荷；

x_i为起落架假件相对初始位置位移在x方向的变形；

y_i为为起落架假件相对初始位置位移在y方向的变形。

在本实施例中，所述长支柱起落架受载后轮轴点航向位移大于100mm，垂向及侧向位移大于50mm。

在本实施例中，所述获取起落架最终垂向理论位移、航向理论位移采用试验机有限元计算分析方法获得。

在本实施例中，所述步骤2中的所述理论位移为：通过有限元软件计算获得。

在本实施例中，所述步骤5中的理论施加载荷为：通过有限元软件计算获得。

在本实施例中，所述步骤5中的理论施加载荷通过飞机模型风洞试验获取。

在本实施例中，所述步骤7具体为：根据所述步骤6中获得的各个载荷开展试验预试，依据试验中起落架位移实际测量结果计算并修正起落架最终的垂向位移△x、航向位移△y，重复所述步骤2至步骤7，直到试验测试数据满足要求，从而计算出最终试验载荷及加载装置预置位置。

下面以某型飞机起落架试验为例，结合附图对本发明作进一步说明。

如图2、图3所示，某型飞机起落架试验施加垂向及航向载荷，其中各方向载荷通过作动器直接施加。通过对起落架进行有限元分析，试验中其加载至最终载荷后垂向、航向位移为△x、△y。选取第i加载级为研究对象，此时起落架假件相对初始位置位移变形为x_i、y_i，航向、垂向加载方向与航向、垂向载荷理论方向夹角为α_i、β_i，航向、垂向加载点固定位置与加载位置距离为L1、L2。设Fxi、Fyi为各加载级需要施加的航向、垂向理论载荷，F1i、F2i为试验中航行、垂向实际施加载荷，通过建立航向、垂向力学平衡方程，即可计算得到此加载级数航向、垂向实际应施加载荷。

结合图4，本发明具体实施流程如下：

1.由飞机设计方通过有限元计算得到起落架最终垂向、航向理论位移，采用线性插值方法计算出各个加载级数的垂向、航向理论位移△x、△y；

2.根据理论位移预置加载装置垂向、航向安装位置；

3.建立起落架载荷施加力学简化模型，选取第i加载级为研究对象，此时起落架假件相对初始位置位移变形为xi、yi，通过式1、式2即可计算出第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角；

α_i＝arctan((Δy-y_i)/(L1+x_i)) (1)；

β_i＝arctan((Δx-x_i)/(L2-y_i)) (2)；

4.建立航向、垂向力学平衡方程，见式3、式4，根据理论施加载荷及载荷方向夹角，通过式5、式6计算得到第i级试验垂向、航向载荷；

Fx_i＝F_2i·sinβ_i+F_1i·cosα_i (3)；

Fy_i＝F_2i·cosβ_i-F_1i·sinα_i (4)：

F_1i＝(Fx_i·cosβ_i-Fy_i·sinβ_i)/(sinα_i·sinβ_i+cosα_i·cosβ_i) (5)；

F_2i＝(Fx_i·sinα_i+Fy_i·cosα_i)/(sinα_i·sinβ_i+cosα_i·cosβ_i) (6)；

5.重复上述计算过程，计算出所有加载级数的试验施加载荷；

6.根据计算得到载荷开展试验预试，对加载装置预置位置及各加载级数试验载荷进行修正，得到最终载荷及预置位置结果。

通过上述技术即可进一步提高大变形起落架载荷施加精度。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，其特征在于，所述长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法包括如下步骤：

步骤1：获取起落架最终垂向理论位移△x、航向理论位移△y，采用线性插值方法计算出各个加载级数的垂向理论位移、航向理论位移；

步骤2：根据理论位移预置加载装置垂向安装位置、航向安装位置；

步骤3：建立起落架载荷施加力学简化模型，选取第i加载级为研究对象，此时起落架假件相对初始位置位移变形为xi、yi，计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角；

步骤4：建立航向力学平衡方程以及垂向力学平衡方程；

步骤5：根据理论施加载荷及载荷方向夹角，计算得到第i级试验垂向载荷以及航向载荷；

步骤6：重复上述计算过程，计算出所有加载级数的试验施加载荷；

步骤7：根据所述步骤6中获得的各个载荷开展试验预试，对加载装置预置位置及各加载级数试验载荷进行修正，从而获取修正后的最终载荷及预置位置结果。

2.如权利要求1所述的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，其特征在于，所述步骤2中的计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角具体采用如下公式进行计算：

α_i＝arctan((Δy-y_i)/(L1+x_i))，

β_i＝arctan((Δx-x_i)/(L2-y_i))；其中，

△x为垂向理论位移、△y为航向理论位移；

xi为起落架假件相对初始位置位移在x方向的变形；

yi为为起落架假件相对初始位置位移在y方向的变形；

αi为航向加载方向与垂向载荷理论方向夹角；βi为垂向加载方向与航向载荷理论方向夹角；

L1为航向加载点固定位置与加载位置距离；L2为垂向加载点固定位置与加载位置距离。

3.如权利要求2所述的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，其特征在于，所述步骤4中的航向力学平衡方程具体为：

Fx_i＝F_2i·sinβ_i+F_1i·cosα_i；

垂向力学平衡方程具体为：

Fy_i＝F_2i·cosβ_i-F_1i·sinα_i；其中，

αi为航向加载方向与垂向载荷理论方向夹角；βi为垂向加载方向与航向载荷理论方向夹角；

Fxi为第i加载级需要施加的航向理论载荷；

Fyi为第i加载级需要施加的垂向理论载荷；

F1i试验中航行实际施加载荷；

F2i为试验中垂向实际施加载荷。

4.如权利要求3所述的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，其特征在于，所述步骤5中的计算得到第i级试验垂向载荷以及航向载荷采用如下公式进行计算：

F_1i＝(Fx_i·cosβ_i-Fy_i·sinβ_i)/(sinα_i·sinβ_i+cosα_i·cosβ_i)、

F_2i＝(Fx_i·sinα_i+Fyi·cosα_i)/(sinα_i·sinβ_i+cosα_i·cosβ_i)；

其中，αi为航向加载方向与垂向载荷理论方向夹角；βi为垂向加载方向与航向载荷理论方向夹角；

Fxi为第i加载级需要施加的航向理论载荷；

Fyi为第i加载级需要施加的垂向理论载荷；

F1i试验中航行实际施加载荷；

F2i为试验中垂向实际施加载荷；

xi为起落架假件相对初始位置位移在x方向的变形；

yi为为起落架假件相对初始位置位移在y方向的变形。

5.如权利要求1所述的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，其特征在于，所述获取起落架最终垂向理论位移、航向理论位移采用试验机有限元计算分析方法获得。

6.如权利要求1所述的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，其特征在于，所述步骤2中的所述理论位移为：通过有限元软件计算获得。

7.如权利要求1所述的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，其特征在于，所述步骤5中的理论施加载荷为：通过有限元软件计算获得。

8.如权利要求1所述的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，其特征在于，所述步骤5中的理论施加载荷通过飞机模型风洞试验获取。

9.如权利要求1所述的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法，其特征在于，所述步骤7具体为：根据所述步骤6中获得的各个载荷开展试验预试，依据试验中起落架位移实际测量结果计算并修正起落架最终的垂向理论位移△x、航向理论位移△y，重复所述步骤2至步骤7，直到试验测试数据满足要求，从而计算出最终试验载荷及加载装置预置位置。

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