CN110954317A - 一种承受多方向载荷接头的加载方法 - Google Patents

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惠红军
冯蕾蕾
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

Abstract

本发明实施例公开了一种承受多方向载荷接头的加载方法，所述方法应用于承受多方向载荷接头，所述接头左侧拉伸载荷为F1，右侧压缩载荷为F2，F1与F2在同一个平面内，包括：根据F1、F2及第一等效公式，合成F3、F4和合力矩M，所述F3的作用点为耳片上设置的耳孔中心处，F3的方向垂直于耳片平面，所述F4的作用点为耳片上设置的耳孔中心处，F4的方向在F1和F2所在平面上，且与耳片平面平行；根据第二等效公式，将F3、F4和合力矩M等效为平行于耳片平面左侧的拉伸载荷F5、平行于耳片平面右侧的压缩载荷F6以及垂直于接头耳片平面且通过耳孔中心点的力F7，F5的作用点距耳孔中心的距离为D，F6的作用点距耳孔中心的距离为D。

Description

一种承受多方向载荷接头的加载方法
技术领域
本申请涉及但不限于航空技术领域，尤指一种承受多方向载荷接头的加载方法。
背景技术
接头是飞机结构设计中经常用到的一种结构。在接头试验中，对于单向载荷，可以直接施加，而对于多向载荷，由于空间有限，无法直接施加载荷，因此，设计合适的加载方式，显得很有必要。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种承受多方向载荷接头的加载方法，以解决现有技术中对于多向载荷由于空间有限无法直接施加载荷的问题。
本发明实施例提供了一种承受多方向载荷接头的加载方法，所述方法应用于承受多方向载荷接头，所述接头左侧拉伸载荷为F1，右侧压缩载荷为F2，F1与F2在同一个平面内，包括：
根据F1、F2及第一等效公式，合成F3、F4和合力矩M，所述F3的作用点为耳片上设置的耳孔中心处，F3的方向垂直于耳片平面，所述F4的作用点为耳片上设置的耳孔中心处，F4的方向在F1和F2所在平面上，且与耳片平面平行；
根据第二等效公式，将F3、F4和合力矩M等效为平行于耳片平面左侧的拉伸载荷F5、平行于耳片平面右侧的压缩载荷F6以及垂直于接头耳片平面且通过耳孔中心点的力F7，F5的作用点距耳孔中心的距离为D，F6的作用点距耳孔中心的距离为D。
可选的，所述第一等效公式为：
F2＝F1sinα+F2sinβ
F4＝P1cosα-F2cosβ
M＝F1cosαL+F2cosβL
其中，α为F1与接头耳片平面的夹角，β为F2与接头耳片平面的夹角，L为所述接头的耳片厚度的一半。
可选的，所述第二等效公式为：
Figure BDA0002336665960000021
其中，所述D为F5的载荷作用点和F6的载荷作用点之间的距离的一半。
可选的，所述方法还包括：
所述F5通过平行于接头耳片平面的竖直方向左侧安装的第一作动筒施加拉伸载荷。
可选的，所述方法还包括：
所述F6通过平行于接头耳片平面的竖直方向右侧安装的第二作动筒施加压缩载荷。
可选的，所述方法还包括：
所述F7通过水平放置且垂直于耳片平面的第三作动筒施加拉伸载荷。
可选的，第一等效公式根据力矩平衡原理确定，第二等效公式根据力矩平衡原理确定。
可选的，α的取值范围为0°-90°，β的取值范围为0°-90°。
综上所述，本发明实施例提供的承受多方向载荷接头的加载方法，根据力的等效原理，将接头耳片面外的载荷等效到平行于耳片平面以及垂直于耳片平面的载荷，等效之后，试验夹具设计简单，易加工，试验易于加载，易于操作，载荷传递效率高，易于实现。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本申请实施例提供的一种接头实际加载侧视图；
图2为本申请实施例提供的一种接头实际加载俯视图；
图3为本申请实施例提供的一种原加载示意图；
图4为本申请实施例提供的一种等效加载示意图；
图5为本申请实施例提供的一种试验加载示意图；
图6为本申请实施例提供的一种试验加载结构图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行。并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
本发明专利介绍了一种受载接头的加载方式。依据静力等效原理将接头左、右侧的载荷F1、F2合成为接头加载耳孔孔中心处平行于耳片平面的力F4、垂直于耳片平面的力F3以及合力矩M。再将耳孔中心处的合力等效为平行于耳片平面的力F5、F6以及垂直于接头耳片平面的力F7，试验时力F5和F6通过两个平行于接头耳片平面的竖直方向安装的1#、2#作动筒加载，力F7通过水平放置的3#作动筒加载。
该加载方式载荷传递效率高，设计简单，易于实现。
接头的实际受载如图1、图2所示，耳片的载荷加载示意图图3所示，等效到耳孔中心点的载荷示意图如4所示。由图3可以得出图4所示的载荷如下：
F3-F1sinα+F2sinβ
F4-F1cosα-F2cosβ
M＝F1cosαL+F2cosβL
其中，其中F1与F2在同一个平面内，它们与接头平面的夹角分别为α和β，L为耳片厚度的一半。耳片为接头内的一个部件，耳片上设置有一个耳孔。
将图4所示的载荷等效到图5所示的加载示意图中，可以建立如下的方程组：
Figure BDA0002336665960000041
求解，可以得出：
Figure BDA0002336665960000042
根据图5建立图6所示的试验加载结构图，对接头进行载荷施加。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种承受多方向载荷接头的加载方法，其特征在于，所述方法应用于承受多方向载荷接头，所述接头左侧拉伸载荷为F1，右侧压缩载荷为F2，F1与F2在同一个平面内，包括：
根据F1、F2及第一等效公式，合成F3、F4和合力矩M，所述F3的作用点为耳片上设置的耳孔中心处，F3的方向垂直于耳片平面，所述F4的作用点为耳片上设置的耳孔中心处，F4的方向在F1和F2所在平面上，且与耳片平面平行；
根据第二等效公式，将F3、F4和合力矩M等效为平行于耳片平面左侧的拉伸载荷F5、平行于耳片平面右侧的压缩载荷F6以及垂直于接头耳片平面且通过耳孔中心点的力F7，F5的作用点距耳孔中心的距离为D，F6的作用点距耳孔中心的距离为D。
2.根据权利要求1所述的加载方法，其特征在于，所述第一等效公式为：
F3-F1sinα+F2sinβ
F4-F1cosα-F2cosβ
M＝F1cosαL+F2cosβL
其中，α为F1与接头耳片平面的夹角，β为F2与接头耳片平面的夹角，L为所述接头的耳片厚度的一半。
3.根据权利要求1所述的加载方法，其特征在于，所述第二等效公式为：
Figure FDA0002336665950000011
其中，所述D为F5的载荷作用点和F6的载荷作用点之间的距离的一半。
4.根据权利要求1所述的加载方法，其特征在于，所述方法还包括：
所述F5通过平行于接头耳片平面的竖直方向左侧安装的第一作动筒施加拉伸载荷。
5.根据权利要求1所述的加载方法，其特征在于，所述方法还包括：
所述F6通过平行于接头耳片平面的竖直方向右侧安装的第二作动筒施加压缩载荷。
6.根据权利要求1所述的加载方法，其特征在于，所述方法还包括：
所述F7通过水平放置且垂直于耳片平面的第三作动筒施加拉伸载荷。
7.根据权利要求1所述的加载方法，其特征在于，第一等效公式根据力矩平衡原理确定，第二等效公式根据力矩平衡原理确定。
8.根据权利要求1所述的加载方法，其特征在于，α的取值范围为0°-90°，β的取值范围为0°-90°。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104019967A (zh) * 2014-05-20 2014-09-03 北京航空航天大学 一种测试直升机主桨大梁疲劳性能的试验系统
CN104697761A (zh) * 2013-12-06 2015-06-10 中国飞机强度研究所 一种可动翼面的随动加载方法
CN104897392A (zh) * 2015-06-23 2015-09-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种耳片受载试验方法及加载系统
CN106197981A (zh) * 2016-08-12 2016-12-07 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种发动机辅助安装节结构静力试验加载装置及方法
US20170119284A1 (en) * 2013-03-14 2017-05-04 Hospital For Special Surgery Apparatus and Method for Determining 3D Load Displacement Response of a Joint
CN108362418A (zh) * 2018-02-09 2018-08-03 广西科技大学 基于装载机测试实验台的力传感器设置方法及作业阻力测试方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170119284A1 (en) * 2013-03-14 2017-05-04 Hospital For Special Surgery Apparatus and Method for Determining 3D Load Displacement Response of a Joint
CN104697761A (zh) * 2013-12-06 2015-06-10 中国飞机强度研究所 一种可动翼面的随动加载方法
CN104019967A (zh) * 2014-05-20 2014-09-03 北京航空航天大学 一种测试直升机主桨大梁疲劳性能的试验系统
CN104897392A (zh) * 2015-06-23 2015-09-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种耳片受载试验方法及加载系统
CN106197981A (zh) * 2016-08-12 2016-12-07 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种发动机辅助安装节结构静力试验加载装置及方法
CN108362418A (zh) * 2018-02-09 2018-08-03 广西科技大学 基于装载机测试实验台的力传感器设置方法及作业阻力测试方法

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