CN110793839A - 一种飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供一个可以满足试航要求的飞机全尺寸复合材料扰流板的容限强度试验方法，在一个试验件上综合考虑了制造缺陷和冲击损伤、作动器力臂、机翼变形的影响，节省了试验件的研制费用，既能充分考核扰流板结构，又能缩短试验周期。

Description

一种飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验方法
技术领域
本发明属于飞机强度试验技术领域，涉及一种飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验方法。
背景技术
损伤容限是指机体结构在给定的不做修理的使用期内，在存在缺陷或其他损伤时，仍能实现它的使用功能的能力。扰流板是一种可动翼面结构，其设计既要满足静强度要求，也要满足损伤容限要求。目前全尺寸可动翼面结构的强度试验主要考虑的是翼盒变形影响，考虑影响因素比较单一。而扰流板结构偏转角度范围为0°～60°，在不同的打开角度下作动器对扰流板转轴的力臂不同，特别是当扰流板结构采用复合材料时，除了考虑机翼变形、作动器力臂影响因素外还要考虑制造缺陷和冲击损伤的影响。如果忽略上述几种因素，将不能实现对扰流板结构的充分考核，因此需要一种能够综合考虑制造缺陷和冲击损伤、作动器力臂、机翼变形影响因素，充分考核扰流板结构的试验方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验方法，特别针对复合材料扰流板，该方法能够在一个试验件上综合考虑制造缺陷和冲击损伤、作动器力臂、机翼变形的影响，从而能够对扰流板结构进行充分的考核。
一种飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验方法，已知扰流板的结构设计方案、扰流板的验收技术条件以及飞机的全机载荷，其特征在于包含以下内容：
1))根据扰流板验收技术条件中对各种损伤的定义，结合扰流板生产制造和使用过程中可能造成的损伤，确定扰流板试验件的制造缺陷和冲击损伤源，绘制扰流板试验件的损伤布置图；
2)根据扰流板试验件的损伤布置图制造含制造缺陷扰流板试验件，该扰流板试验件由扰流板本体、两侧悬挂接头、中间操纵接头和作动器组成；
3)根据全机载荷选取扰流板最大吸力和最大压力情况作为扰流板试验件的静强度试验载荷，选取扰流板典型任务剖面作为扰流板试验件的疲劳试验载荷谱；
4)有一个试验夹具，该试验夹具含有试验架，在试验架上设有连接扰流板试验件的多个夹具接头，用来模拟扰流板与机翼连接点，位于试验架左侧立柱上的第一夹具接头和位于试验架右侧立柱上的第四夹具接头，分别用于连接扰流板试验件两侧的悬挂接头，位于试验架中间立柱上的第二夹具接头和第三夹具接头用于连接扰流板试验件中间的操纵接头，位于中间立柱下方的第五夹具接头用于连接扰流板试验件中间的作动器。
5)将步骤2)的扰流板试验件安装在试验夹具上，使扰流板本体可绕悬挂接头和操纵接头的中心线自由转动，通过调整第二夹具接头和第三夹具接头的位置，对中间操纵接头连接点施加强迫位移，模拟机翼变形对扰流板的影响，通过调节作动器长度来模拟作动器力臂的影响；
6)对步骤5中的扰流板试验件引入一级冲击损伤，再对扰流板试验件进行一阶段的静强度试验和疲劳试验。
7)在完成一阶段试验后，对扰流板试验件引入二级冲击损伤，进行第二阶段的静强度试验和疲劳试验。
试验完成后检查试验件，并评估试验结果。
本申请的有益效果在于：本申请提供一个可以满足试航要求的飞机全尺寸复合材料扰流板的容限强度试验方法，在一个试验件上综合考虑了制造缺陷和冲击损伤、作动器力臂、机翼变形的影响，节省了试验件的研制费用，既能充分考核扰流板结构，又能缩短试验周期。
以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述：
附图说明
图1为扰流板试验件结构图。
图2为扰流板试验件下面板损伤布置图。
图3为扰流板试验件上面板损伤布置图。
图4为试验夹具接头示意图。
图5为试验架示意图。
图6为试验件安装示意图。
图7为操纵接头安装局部示意图。
1第一制造缺陷、2第二制造缺陷、3第一冲击损伤、4第二冲击损伤、5 第三冲击损伤、6第四冲击损伤、7第五冲击损伤、8第六冲击损伤、9右侧悬挂接头、10左侧悬挂接头、11扰流板本体、12操纵接头、13作动器、14 第一夹具接头、15第二夹具接头、16第三夹具接头、17第四夹具接头、18 第五夹具接头、19左侧立柱、20中间立柱、21右侧立柱、22挡板、23长圆孔、24垫片、25试验架。
具体实施方式
参见附图，本发明提供了一种飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验方法。
下面通过具体的实施实例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
步骤一：根据扰流板验收技术条件中对各种损伤的定义，结合扰流板生产制造和使用过程中可能造成的损伤，确定扰流板试验件的制造缺陷和冲击损伤源，规划扰流板试验件的损伤布置，绘制损伤布置图。其中，制造缺陷主要为分层，冲击损伤源包括一级冲击损伤和二级冲击损伤，一级冲击损伤为目视勉强可见损伤，二级冲击损伤为目视可见损伤。
扰流板试验件损伤规划见表1，损伤布置图见图1和图2。
表1为实施例中对扰流板试验件损伤规划
Figure BDA0002248207150000031
Figure BDA0002248207150000041
步骤二：根据扰流板试验件的损伤布置图制造含制造缺陷的扰流板试验件，如图3所示，扰流板试验件由两侧悬挂接头9和10、扰流板本体11、中间操纵接头12和作动器13组成。在扰流板本体11的下面板操纵接头12连接区设置第一制造缺陷1，在扰流板本体11下面板前缘圆角区设置第二制造缺陷2，第一制造缺陷和第二制造缺陷为分层制造缺陷，研究分层对主连接区的影响。
步骤三：根据全机载荷选取扰流板最大吸力和最大压力情况作为扰流板试验件的静强度试验载荷，选取扰流板典型任务剖面作为扰流板试验件的疲劳试验载荷谱。
为了模拟扰流板在飞行状态下的载荷，更准确的进行扰流板的损伤容限强度试验，本申请通过一个试验夹具模拟扰流板与飞机机翼的连接。试验夹具含有试验架25，在试验架25上设有连接扰流板试验件的多个夹具接头，用来模拟扰流板与机翼连接点，位于试验架左侧立柱19上的第一夹具接头14和位于试验架右侧立柱20上的第四夹具接头17，分别用于连接扰流板试验件右侧悬挂接头9和左侧悬挂接头10，位于试验架中间立柱20上的第二夹具接头15和第三夹具接头16用于连接扰流板试验件中间的操纵接头12，位于中间立柱20 下方的第五夹具接头18用于连接扰流板试验件中间的作动器13。
步骤四：按照装机要求，对步骤二中的扰流板试验件进行安装。如图5所示，使扰流板本体可绕悬挂接头和操纵接头的中心线自由转动。
步骤五：根据步骤三中选取的静强度试验载荷，计算机翼变形影响下扰流板试验件操纵接头12与机翼连接点相对悬挂接头与机翼连接点处的强迫位移。如图 5和图6所示，试验架的两侧立柱与第一夹具接头14和第四夹具接头17为固定连接，试验架25的中间立柱20设有挡板22和长圆孔23，使第二夹具接头 15和第三夹具接头16可沿长圆孔的长轴方向位置可调。通过调整第二夹具接头和第三夹具接头的位置，并在挡板与第二夹具接头和第三夹具接头之间布置垫片24，施加扰流板试验件操纵接头与机翼连接点处的强迫位移，来模拟机翼变形对扰流板的影响，通过调节作动器13长度来模拟作动器力臂的影响。
步骤六：将步骤五中的扰流板试验件引入一级冲击损伤，根据表一中对损伤规划，在扰流板本体11的下面板左侧悬挂接头10连接区设置第一冲击损伤3，在扰流板本体11的下面板操纵接头12与右侧悬挂接头9之间设置第二冲击损伤4，在扰流板本体11的下面板后缘边位置设置第三冲击损伤5。对扰流板本体引入一级冲击损伤后，再进行载荷试验。首先对扰流板试验件施加不超过40％的静强度试验载荷，进行最大吸力和最大压力情况的静强度试验；然后对扰流板试验件施加疲劳载荷谱进行一倍目标寿命的疲劳试验；接着对扰流板试验件施加67％静强度试验载荷，进行最大吸力和最大压力情况的限制载荷静力试验；再对扰流板试验件施加疲劳载荷谱进行一倍目标寿命的疲劳试验；最后对扰流板试验件施加100％静强度试验载荷，进行最大吸力和最大压力情况的极限载荷静力试验，完成第一阶段试验。
步骤七：对第一阶段试验后的扰流板试验件引入二级冲击损伤，根据表一中对损伤规划，在扰流板本体11的上面板左侧悬挂接头10连接区设置第四冲击损伤6、在扰流板本体11的上面板操纵接头12连接区设置第五冲击损伤7、在扰流板本体11的上面板操纵接头12连接区附近前缘端面以内设置第六冲击损伤 8。在引入二级冲击损伤后进行第二阶段试验，首先对扰流板试验件施加67％静强度试验载荷，进行最大吸力和最大压力情况的限制载荷静力试验；再对扰流板试验件施加疲劳载荷谱进行0.5倍目标寿命的疲劳试验；最后对扰流板试验件施加67％静强度试验载荷，进行最大吸力和最大压力情况的限制载荷静力试验，完成第二阶段试验。
以上所述仅为本发明的具体实施方式，而非对其限制。在本领域内可以对上述技术方案进行修改，或者对部分技术特征进行等同替换。这些修改或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验方法，已知扰流板的结构设计方案、扰流板的验收技术条件以及飞机的全机载荷，其特征在于包含以下内容：
1)根据扰流板验收技术条件中对各种损伤的定义，结合扰流板生产制造和使用过程中可能造成的损伤，确定扰流板试验件的制造缺陷和冲击损伤源，绘制扰流板试验件的损伤布置图；
2)根据扰流板试验件的损伤布置图制造含制造缺陷扰流板试验件，该扰流板试验件由扰流板本体、两侧悬挂接头、中间操纵接头和作动器组成；
3)根据全机载荷选取扰流板最大吸力和最大压力情况作为扰流板试验件的静强度试验载荷，选取扰流板典型任务剖面作为扰流板试验件的疲劳试验载荷谱；
4)有一个试验夹具，该试验夹具含有试验架，在试验架上设有连接扰流板试验件的多个夹具接头，用来模拟扰流板与机翼连接点，位于试验架左侧立柱上的第一夹具接头和位于试验架右侧立柱上的第四夹具接头，分别用于连接扰流板试验件两侧的悬挂接头，位于试验架中间立柱上的第二夹具接头和第三夹具接头用于连接扰流板试验件中间的操纵接头，位于中间立柱下方的第五夹具接头用于连接扰流板试验件中间的作动器。
5)将步骤2)的扰流板试验件安装在试验夹具上，使扰流板本体可绕悬挂接头和操纵接头的中心线自由转动，通过调整第二夹具接头和第三夹具接头的位置，对中间操纵接头连接点施加强迫位移，模拟机翼变形对扰流板的影响，通过调节作动器长度来模拟作动器力臂的影响；
6)对步骤5中的扰流板试验件引入一级冲击损伤，再对扰流板试验件进行一阶段的静强度试验和疲劳试验。
7)在完成一阶段试验后，对扰流板试验件引入二级冲击损伤，进行第二阶段的静强度试验和疲劳试验。
2.如权利要求1所述的一种飞机全尺寸复合材料扰流板强度试验方法，其特征在于，所述的扰流板试验件的损伤布置图，包括制造缺陷和冲击损伤，在扰流板本体的下面板操纵接头连接区和前缘圆角区设置分层制造缺陷，在下面板内侧悬挂接头连接区、下面板操纵接头与外侧悬挂接头之间以及下面板后缘边设计一级冲击损伤，在扰流板本体的上面板内侧悬挂接头连接区、上面板操纵接头连接区、上面板操纵接头连接区附近前缘端面以内设计二级冲击损伤。
3.如权利要求1所述的一种飞机全尺寸复合材料扰流板强度试验方法，其特征在于，步骤4)中的试验夹具，所述试验架的中间立柱上设有连接第二夹具接头和第三夹具接头的长圆孔，第二夹具接头和第三夹具接头沿长圆孔长轴方向位置可调。
4.如权利要求1或3所述的一种飞机全尺寸复合材料扰流板强度试验方法，其特征在于，所述试验架的中间立柱上设有挡板，该挡板位于第二夹具接头和第三夹具接头的上方。
5.如权利要求4所述的一种飞机全尺寸复合材料扰流板强度试验方法，其特征在于，在挡板与第二夹具接头和第三夹具接头之间布置垫片，施加扰流板试验件与机翼连接点处的强迫位移，来模拟机翼变形对扰流板的影响。
6.如权利要求1所述的一种飞机全尺寸复合材料扰流板强度试验方法，其特征在于，所述的一阶段静强度试验和疲劳试验包含以下内容：首先对扰流板试验件施加不超过40％的静强度试验载荷，进行静强度试验；然后对扰流板试验件施加疲劳载荷谱进行一倍目标寿命的疲劳试验；接着对扰流板试验件施加67％静强度试验载荷，进行限制载荷静力试验；再对扰流板试验件施加疲劳载荷谱进行一倍目标寿命的疲劳试验；最后对扰流板试验件施加100％静强度试验载荷，进行极限载荷静力试验，完成一阶段试验。
7.如权利要求1所述的一种飞机全尺寸复合材料扰流板强度试验方法，其特征在于，所述的一阶段静强度试验和疲劳试验包含以下内容：首先对扰流板试验件施加67％静强度试验载荷，进行限制载荷静力试验；再对扰流板试验件施加疲劳载荷谱进行0.5倍目标寿命的疲劳试验；最后对扰流板试验件施加67％静强度试验载荷，进行限制载荷静力试验。
8.一种飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验夹具，其特征在于，该试验夹具含有试验架，在试验架上设有连接扰流板试验件的多个夹具接头，用来模拟扰流板与机翼连接点，位于试验架左侧立柱上的第一夹具接头和位于试验架右侧立柱上的第四夹具接头，分别用于连接扰流板试验件两侧的悬挂接头，位于试验架中间立柱上的第二夹具接头和第三夹具接头用于连接扰流板试验件中间的操纵接头，位于中间立柱下方的第五夹具接头用于连接扰流板试验件中间的作动器。
9.如权利要求8所述的飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验夹具，其特征在于，所述试验架的中间立柱上设有挡板，该挡板位于第二夹具接头和第三夹具接头的上方。
10.如权利要求8或9所述的飞机全尺寸复合材料扰流板损伤容限强度试验夹具，其特征在于，所述试验架的中间立柱上设有连接第二夹具接头和第三夹具接头的长圆孔，第二夹具接头和第三夹具接头沿长圆孔长轴方向位置可调。
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