CN110667885A

CN110667885A - 飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法

Info

Publication number: CN110667885A
Application number: CN201910911685.8A
Authority: CN
Inventors: 王攀; 岳珠峰; 刘付超; 张政
Original assignee: Northwest University of Technology
Current assignee: Northwest University of Technology
Priority date: 2019-09-25
Filing date: 2019-09-25
Publication date: 2020-01-10
Anticipated expiration: 2039-09-25
Also published as: CN110667885B

Abstract

本公开是关于一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，属于可靠性分析技术领域，该方法包括：加载试验台架，并利用所述试验台架模拟机翼本体的预设阈值的结构变形；按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载；确定所述襟翼以及缝翼的随动荷载的施加次数达到第一预设次数以及第二预设次数；记录每一次施加随动荷载后的襟翼测试结果以及缝翼测试结果，并根据所述襟翼测试结果以及所述缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠。该方法使得襟翼测试结果以及缝翼测试结果的准确性更高，进而可以进一步的提高运动机构的可靠性。

Description

飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法

技术领域

本公开涉及系统可靠性分析技术领域，具体而言，涉及一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法。

背景技术

飞机襟翼特指现代机翼边缘部分的一种翼面形可动装置，襟翼可装在机翼后缘或前缘。襟翼可有效增加机翼的面积，可以提高飞机接收风力的面积，达到增加升力的目的。飞机缝翼是指增生装置的一种，装在机翼前缘的活动翼面。打开时，向前退出与机翼形成一条缝隙，机翼下面的气流经过缝隙留到上表面，增加上翼面气流的速度，延缓气流层的分离，提高升力系数，降低失速速度。因此在飞机服役阶段，飞机襟缝翼机构系统安全状况令民机管理部门十分关注。

现代民用客机管理部门对民机安全性提出了更高的要求，在民机试航标准中增加多条飞机襟缝翼机构的技术设计要求。因此，如何提高襟缝翼运动机构的可靠性成了亟需解决的问题。

鉴于此，需要提供一种新的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开的目的在于提供一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的襟缝翼运动机构的可靠性不高的问题。

根据本公开的一个方面，提供一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，包括：

加载试验台架，并利用所述试验台架模拟机翼本体的预设阈值的结构变形；

按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载；

确定所述襟翼以及缝翼的随动荷载的施加次数达到第一预设次数以及第二预设次数；

记录每一次施加随动荷载后的襟翼测试结果以及缝翼测试结果，并根据所述襟翼测试结果以及所述缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一预设顺序为：所述襟翼与所述水平面的夹角从第一预设角度变化至第二预设角度；

然后从所述第二预设角度变化至第一预设角度，

再从第一预设角度变化至第三预设角度，

最后再返回至第一预设角度；

所述第二预设顺序为：所述缝翼与所述水平面的夹角从所述第一预设角度变化至第四预设角度，再返回至第一预设角度。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一预设角度为0°；第二预设角度为15°；第三预设角度为41.5°；第四预设角度为20.85°。

在本公开的一种示例性实施例中，根据所述襟翼测试结果以及所述缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠包括：

如果所述襟翼测试结果为所述襟翼在第一预设时间内从所述第一预设角度变化至第二预设角度；或者

所述缝翼测试结果为所述缝翼在第二预设时间内从第一预设角度变化至第四预设角度，则判断所述襟缝翼运动机构可靠。

在本公开的一种示例性实施例中，根据所述襟翼测试结果以及所述缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠还包括：

如果所述襟翼测试结果以及缝翼测试结果为同一块翼面的两个操纵点同步，则判断所述襟缝翼运动结构可靠。

在本公开的一种示例性实施例中，在按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载之后，所述飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法还包括：

在检测到所述结构变形后的襟翼以及缝翼的部件存在磨损时，对磨损的部件进行更换。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一预设次数为4×16000次；所述第二预设次数为4×8000次。

在本公开的一种示例性实施例中，在加载试验台架之前，所述飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法还包括：

设置所述试验台架的加载点；其中，所述加载点为垂直所述襟缝翼的翼面的气动载荷的等效加载点。

在本公开的一种示例性实施例中，所述加载点为拉压垫式加载。

在本公开的一种示例性实施例中，所述预设阈值为常量，所述常量为1g变形。

一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，通过加载试验台架，并利用试验台架模拟机翼本体的预设阈值的结构变形；然后按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载；并确定襟翼以及缝翼的随动荷载的施加次数达到第一预设次数以及第二预设次数；最后再记录每一次施加随动荷载后的襟翼测试结果以及缝翼测试结果，并根据襟翼测试结果以及缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠；一方面，通过按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载；并确定襟翼以及缝翼的随动荷载的施加次数达到第一预设次数以及第二预设次数；最后再记录每一次施加随动荷载后的襟翼测试结果以及缝翼测试结果，并根据襟翼测试结果以及缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠，使得测试人员可以根据飞机襟缝翼的多次随动荷载的测试结果对可靠性进行判断；如果不可靠，则可以对其进行调整，解决了现有技术中襟缝翼运动机构的可靠性不高的问题，提高了运动机构的可靠性同时也提高了飞机的安全性；另一方面，通过按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载；并确定襟翼以及缝翼的随动荷载的施加次数达到第一预设次数以及第二预设次数，使得襟翼以及缝翼的随动荷载可以严格的按照上述第一预设顺序以及第二预设顺序进行施加，并且需要严格的控制随动荷载的施加次数，使得襟翼测试结果以及缝翼测试结果的准确性更高，进而可以进一步的提高运动机构的可靠性。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示意性示出一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法的流程图。

图2示意性示出一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法的应用场景示例图。

图3示意性示出一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试系统的框图。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本公开的各方面变得模糊。

此外，附图仅为本公开的示意性图解，并非一定是按比例绘制。图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。附图中所示的一些方框图是功能实体，不一定必须与物理或逻辑上独立的实体相对应。

为有效解决民机襟缝翼部件事故时常发生，以及系统可靠性不高的问题，发展出民机襟缝翼运动机构可靠性试验技术，获取民机襟缝翼运动机构的主要失效模式，给出失效模式的合理判据，并找出飞机襟缝翼运动机构的薄弱环节，为提高民用飞机襟缝翼运动机构的可靠性提供理论指导。

本示例实施方式中首先提供了一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法。参考图1所示，该飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法可以包括以下步骤：

步骤S110.加载试验台架，并利用所述试验台架模拟机翼本体的预设阈值的结构变形。

步骤S120.按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载。

步骤S130.确定所述襟翼以及缝翼的随动荷载的施加次数达到第一预设次数以及第二预设次数。

步骤S140.记录每一次施加随动荷载后的襟翼测试结果以及缝翼测试结果，并根据所述襟翼测试结果以及所述缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠。

上述飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法中，一方面，通过按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载；并确定襟翼以及缝翼的随动荷载的施加次数达到第一预设次数以及第二预设次数；最后再记录每一次施加随动荷载后的襟翼测试结果以及缝翼测试结果，并根据襟翼测试结果以及缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠，使得测试人员可以根据飞机襟缝翼的多次随动荷载的测试结果对可靠性进行判断；如果不可靠，则可以对其进行调整，解决了现有技术中襟缝翼运动机构的可靠性不高的问题，提高了运动机构的可靠性同时也提高了飞机的安全性；另一方面，通过按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载；并确定襟翼以及缝翼的随动荷载的施加次数达到第一预设次数以及第二预设次数，使得襟翼以及缝翼的随动荷载可以严格的按照上述第一预设顺序以及第二预设顺序进行施加，并且需要严格的控制随动荷载的施加次数，使得襟翼测试结果以及缝翼测试结果的准确性更高，进而可以进一步的提高运动机构的可靠性。

下面，将结合附图对本示例实施例中涉及的一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法中的各步骤进行详细的解释以及说明。

在步骤S110中，加载试验台架，并利用所述试验台架模拟机翼本体的预设阈值的结构变形。

在本示例实施例中，首先，设置试验台架的加载点；其中，所述加载点为垂直所述襟缝翼的翼面的气动载荷的等效加载点，并且，该加载点为拉压垫式加载点。具体的，垂直襟缝翼的翼面的气动载荷采用单点双作动筒随动加载，加载点取气动载荷的等效加载点；进一步的，双作动筒布置于翼面下部，作动筒底部通过底座铰支于底梁，可通过铰支销钉作绕轴转动，通过调节两个作动筒位移和力的大小使其与翼面各个角度时的载荷一一对应，并且保证其合力方向始终垂直于翼面，完成翼面载荷的施加。襟翼、缝翼试验载荷均按三个等效加载点进行随动加载。并且，为了防止加载时加载点处局部应力过大而导致蒙皮失效，特将翼面下部加载点设计成拉压垫形式，双作动筒底座铰支于底梁上，作动筒作用在与翼面连接的拉压板上，通过增大受力面积，作动筒集中载荷将平均分布在加载翼面上，可以消除局部应力过大而导致的蒙皮失效。

进一步的，当加载点设置完成后，可以基于该加载点加载试验台架，然后在利用该试验台架模拟机翼本体的预设阈值的结构变形；其中，设阈值为常量，该常量为1g变形。具体的，机翼盒段模拟件用来模拟机翼本体结构的弯曲和扭转变形，同时，使用3个松紧螺套对盒段外端加载来模拟机翼1g巡航工况下对应的位移值。

在步骤S120中，按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载。

在本示例实施例中，第一预设顺序为：所述襟翼与所述水平面的夹角从第一预设角度变化至第二预设角度；然后从所述第二预设角度变化至第一预设角度，再从第一预设角度变化至第三预设角度，最后再返回至第一预设角度；第二预设顺序为：所述缝翼与所述水平面的夹角从所述第一预设角度变化至第四预设角度，再返回至第一预设角度；进一步的，第一预设角度为0°；第二预设角度为15°；第三预设角度为41.5°；第四预设角度为20.85°。

譬如，参考图2所示，襟翼：阶段1从0°线性变化到15°；阶段2保持δ₁＝15°；阶段3从δ₁＝15°线下变化到0°，之后保持在0°；阶段4从0°线性变化到δ₂＝41.5°；阶段5保持δ₂＝41.5°；阶段6空载回到0°。缝翼：阶段1从0°线性变化到20.85°；阶段2保持δ₁＝20.85°；阶段3从δ₁＝20.85°线下变化到0°，之后保持在0°；阶段4从从0°线性变化到δ₂＝20.85°；阶段5保持δ₂＝20.85°；阶段6空载回到0°。

在步骤S130中，确定所述襟翼以及缝翼的随动荷载的施加次数达到第一预设次数以及第二预设次数。

在本示例实施例中，第一预设次数为4×16000次；所述第二预设次数为4×8000次。

在步骤S140中，记录每一次施加随动荷载后的襟翼测试结果以及缝翼测试结果，并根据所述襟翼测试结果以及所述缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠。

在本示例实施例中，如果所述襟翼测试结果为所述襟翼在第一预设时间内从所述第一预设角度变化至第二预设角度；或者所述缝翼测试结果为所述缝翼在第二预设时间内从第一预设角度变化至第四预设角度，则判断所述襟缝翼运动机构可靠。

进一步的，如果所述襟翼测试结果以及缝翼测试结果为同一块翼面的两个操纵点同步，则判断所述襟缝翼运动结构可靠。

具体的，襟缝翼运动机构主要失效模式(可靠性较低的情况)以及失效原因(可靠性较低的原因)可以如下表1所示：

表1

进一步的，为了便于更好的对运动机构的可靠性进行测试，该方法还可以包括：在检测到所述结构变形后的襟翼以及缝翼的部件存在磨损时，对磨损的部件进行更换。具体的，在试验过程中，由于随动荷载的施加次数较多，因此会存在部件磨损的情况；因此，一方面，每个阶段试验开始前应对各铰接处进行润滑；另一方面，试验中要经常目视检查各连接点的螺栓是否有松动、卡滞及润滑情况，发现有问题应及时调整；并且，每个阶段试验后都要进行现场探伤检查，并作好记录；凡试验中更换的零件，更换前都应进行探伤检查，并作好记录(包括已做过的循环数，更换原因等)；进一步的，试验中还需要采用各种措施，保证试件不发生意外破坏和超载。

以下，结合图3对本示例实施例中的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法进行进一步的解释以及说明。

该民机襟缝翼运动机构可靠性评估试验仅考虑内襟翼和内段缝翼上承受的气动载荷以及内襟翼和内段缝翼的驱动力，试验过程中保持试验台架连接点处结构变形为常量。

驱动力由襟翼和内段缝翼驱动装置进行施加，试验过程中驱动装置的扭转角信号与作动筒的载荷-位移(伸缩量)信号相协调，保证不同襟、缝翼角度下作动筒载荷的准确施加。

试验中，参考图3所示，由控制系统301(该控制系统例如可以是MOOG-64协调加载系统)控制作动筒对每个加载点施加载荷，每个加载点使用了两个作动筒，在襟翼的运动过程中，作动筒合力的方向始终垂直于翼面。

襟、缝翼的运动由控制系统和操纵系统301共同控制。控制系统和操纵系统301组成两级控制系统，角度传感器和力矩传感器信号经过操纵系统接入控制系统，由控制系统向操纵系统发送控制命令，再由操纵系统控制伺服马达303驱动襟、缝翼运动，并通过传感器305反馈运动结果。运动过程中，控制系统和操纵系统同时监控角度和力矩信号，当误差越限时分别报警并关闭液压系统304中的响应的部分；其中，该液压系统可以包括液压泵站3041、液压子站3042、电磁阀3043。

在试验过程中，首先，使翼盒产生1g变形，然后按试验载荷谱分别对内襟翼、内段缝翼施加随动载荷。通过操纵系统实现襟、缝翼收放动作，襟翼按0°→15°→0°→41.5°→0°的运动过程进行动作，缝翼按0°→20.85°→0°的运动过程进行动作。襟翼循环次数为64000次(16000×4＝64000)，缝翼循环次数为32000次(8000×4＝32000)。在此过程中如果出现裂纹或故障，进行修复后继续试验，直至达到规定的循环数。

此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本公开中方法的各个步骤，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些步骤，或是必须执行全部所示的步骤才能实现期望的结果。附加的或备选的，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，以及/或者将一个步骤分解为多个步骤执行等。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。

Claims

1.一种飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，所述第一预设顺序为：所述襟翼与所述水平面的夹角从第一预设角度变化至第二预设角度；

然后从所述第二预设角度变化至第一预设角度，

再从第一预设角度变化至第三预设角度，

最后再返回至第一预设角度；

3.根据权利要求2所述的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，所述第一预设角度为0°；第二预设角度为15°；第三预设角度为41.5°；第四预设角度为20.85°。

4.根据权利要求2所述的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，根据所述襟翼测试结果以及所述缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠包括：

5.根据权利要求2所述的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，根据所述襟翼测试结果以及所述缝翼测试结果判断襟缝翼运动机构是否可靠还包括：

6.根据权利要求1所述的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，在按照第一预设顺序以及第二预设顺序分别对结构变形后的襟翼以及缝翼施加随动荷载之后，所述飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法还包括：

7.根据权利要求1所述的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，所述第一预设次数为4×16000次；所述第二预设次数为4×8000次。

8.根据权利要求1所述的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，在加载试验台架之前，所述飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法还包括：

9.根据权利要求8所述的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，所述加载点为拉压垫式加载。

10.根据权利要求1所述的飞机襟缝翼运动机构可靠性测试方法，其特征在于，所述预设阈值为常量，所述常量为1g变形。