CN112784356B - 一种飞机结构静强度的试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种飞机结构静强度的试验方法，包括：建立飞机结构试验件静强度初始有限元模型；将静强度试验的载荷划分为多个载荷级；通过划分出的多个载荷级，从最低载荷级到次高载荷级，依次通过每个载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并将当前载荷级下的试验值与理论值进行对比，修正当前载荷级对应的有限元模型并计算下一载荷级的理论值；采用最高载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并在静强度试验过程中通过次高载荷级试验修正后的有限元模型进行监控，以确保试验过程中试验件的应力水平在理论值的误差范围内。本发明解决了现有静强度试验过程中，由于载荷量级大，结构应力水平高，从而导致试验风险程度极高、试验难度大等问题。

Description

一种飞机结构静强度的试验方法

技术领域

本发明涉及但不限于航空结构强度试验技术领域，尤指一种飞机结构静强度的试验方法。

背景技术

飞机结构静强度试验用于验证飞机静强度设计分析方法的合理性、同时考核飞机结构的实际承载能力。

目前，飞机结构静强度试验方式为：在试验件关键部位粘贴应变片，并对试验件施加载荷，进而开展静强度试验。在现有静强度试验中，一般是借助于试验件关键部位的应变片，对试验件应力状态进行监控，从而保证试验的顺利进行。然而，现有静强度试验中，由于载荷量级大，结构应力水平高，试验风险很大，稍有不慎，就会出现试验失败。

发明内容

本发明的目的是：本发明实施例提供一种飞机结构静强度的试验方法，以解决现有静强度试验过程中，由于载荷量级大，结构应力水平高，从而导致试验风险程度极高、试验难度大等问题。

本发明的技术方案是：本发明实施例提供一种飞机结构静强度的试验方法，包括：

步骤1，建立飞机结构试验件静强度初始有限元模型；

步骤2，将静强度试验的载荷划分为多个载荷级，划分的载荷级从0到100％P依次递增；

步骤3，通过划分出的多个载荷级，从最低载荷级到次高载荷级，依次通过每个载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并将当前载荷级下的试验值与理论值进行对比，根据对比结果修正当前载荷级对应的有限元模型，并通过当前载荷级对应的有限元模型计算下一载荷级的理论值；其中，当前载荷级下的理论值为通过上一载荷级修正后的有限元模型计算得到的；

步骤4，采用最高载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并在静强度试验过程中通过次高载荷级试验修正后的有限元模型进行监控，以确保试验过程中试验件的应力水平在理论值的误差范围内。

可选地，如上所述的飞机结构静强度的试验方法中，所述最低载荷级的理论值为通过所述初始有限元模型计算得到的。

可选地，如上所述的飞机结构静强度的试验方法中，所述步骤2划分出的载荷级包括：40％P载荷、67％P载荷、80％P载荷、90％P载荷、100％P载荷；其中，P为试验件极限载荷。

可选地，如上所述的飞机结构静强度的试验方法中，所述步骤3包括：进行40％P载荷试验，所述40％P载荷试验包括：

步骤31，计算40％P载荷作用下试验件应力分布，得到40％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值；

步骤32，对试验件进行40％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到40％P，逐级加载并测量，重复加载和测量三次，计算出监控部位应变及位移的平均值，得到40％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；

步骤33，根据步骤32得到的试验值与步骤31中理论值的对比结果，修正步骤1建立的初始有限元模型，获得修正后的第一修正有限元模型；其中，修正方式为：通过合理修改步骤1建立的初始有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化，并确保修正后的第一修正有限元模型在40％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤32的试验值之间的误差在15％以内。

可选地，如上所述的飞机结构静强度的试验方法中，所述步骤3还包括：进行67％P载荷试验，所述67％P载荷试验包括：

步骤34，通过步骤33得到的第一修正有限元模型，计算67％P载荷作用下监控部位应变及位移理论值，并判断67％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；其中，计算和判断方式为：根据步骤33得到的第一修正有限元模型，计算67％P载荷作用下试验件应力分布，得到67％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断67％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；如果超过，则停止试验并分析查找原因；

步骤35，对试验件进行67％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到67％P，逐级加载并测量，得到67％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；

步骤36，根据步骤35得到的试验值与步骤34中理论值的对比结果，修正步骤33得到的第一修正有限元模型，获得修正后的第二修正有限元模型；其中，修正方式为：通过合理修改步骤33得到的第一修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化，并确保修正后的第二修正有限元模型在67％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤35的试验值之间的误差控制在12％以内，并且通过验证确保修正后的第二修正有限元模型在40％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤32的试验值之间的误差控制在15％以内。

可选地，如上所述的飞机结构静强度的试验方法中，所述步骤3还包括：进行80％P载荷试验，所述80％P载荷试验包括：

步骤37，通过步骤36得到的第二修正有限元模型，计算80％P载荷作用下监控部位应变及位移理论值，并判断80％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；其中，计算和判断方式为：根据步骤36得到的第二修正有限元模型，计算80％P载荷作用下试验件应力分布，得到80％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断80％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；如果超过，则停止试验并分析查找原因；

步骤38，对试验件进行80％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到80％P，逐级加载并测量，得到80％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；

步骤39，根据步骤38得到的试验值与步骤37中理论值的对比结果，修正步骤36得到的第二修正有限元模型，获得修正后的第三修正有限元模型；其中，修正方式为：通过合理修改步骤36得到的第二修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化，并确保修正后的第三修正有限元模型在80％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤38的试验值之间的误差控制在10％以内，并且通过验证确保修正后第三修正的有限元模型在67％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤35的试验值之间的误差控制在12％以内。

可选地，如上所述的飞机结构静强度的试验方法中，所述步骤3还包括：进行90％P载荷试验，所述90％P载荷试验包括：

步骤310，按照步骤39得到的第三修正有限元模型，计算90％P载荷作用下监控部位应变及位移理论值，并判断90％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；其中，计算和判断方式为：根据步骤39得到的第三修正有限元模型，计算90％P载荷作用下试验件应力分布，得到90％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断90％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；如果超过，则停止试验并分析查找原因；

步骤311，对试验件进行90％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到90％P，逐级加载并测量，得到90％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；

步骤312，根据步骤311得到的试验值与步骤310中理论值的对比结果，修正步骤39得到的第三修正有限元模型，获得修正后的第四修正有限元模型；其中，修正方式为：通过进一步合理修改步骤39得到的第三修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化，并确保修正后的第四修正有限元模型在90％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤311的试验值之间的误差控制在10％以内，并且通过验证确保修正后的第四修正有限元模型在80％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤38的试验值之间的误差控制在10％以内。

可选地，如上所述的飞机结构静强度的试验方法中，在进行67％P载荷试验，80％P载荷试验，90％P载荷试验的过程中，实时刻监控并对比当前各梯度差载荷作用下应变及位移试验值与应变及位移理论值的一致性，判断并检查应变及位移试验值的变化趋势是否为线性变化，判断当前应力状态是否超过材料许用应力值；如果一致性及线性不符合预设要求，或经判断下一梯度差载荷存在应力状态超过材料许用应力值的可能性，则立即停止试验并分析查找原因；否则，进行下一载荷级的试验。

可选地，如上所述的飞机结构静强度的试验方法中，所述步骤4包括：

步骤41，按照步骤312得到的第四修正有限元模型，计算100％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，并判断100％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；其中，计算和判断方式为：根据步骤312得到的第四修正有限元模型，计算100％P载荷作用下试验件应力分布，得到100％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断100％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；如果超过，则停止试验并分析查找原因；

步骤42，对试验件进行100％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到100％P，逐级加载并测量，得到100％P载荷作用下监控部位应变及位移试验值；

所述进行100％P试验的过程中，实时刻监控并对比当前各梯度差载荷作用下应变及位移试验值与应变及位移理论值的一致性，判断并检查应变及位移试验值的变化趋势是否为线性变化，判断当前应力状态是否超过材料许用应力值；如果一致性及线性不符合预设要求，或经判断下一梯度差载荷存在应力状态超过材料许用应力值的可能性，则立即停止试验并分析查找原因；否则，则确定出试验件满足极限载荷设计要求。

本发明的优点是：

本发明实施例提出了一种飞机结构静强度的试验方法，本发明针对飞机结构静强度极限试验时载荷量级大、应力水平高、从而导致试验风险程度极高、试验难度大等特点，提出了一种飞机结构静强度的试验方法。本发明提供的试验方法是在基于试验件应变测量值与试验件应变理论分析值比较的基础上，通过合理修改有限元模型中网格节点、单元类型、刚度模拟、边界条件、载荷、网格细化等，给出修正后的有限元模型，并通过修正后的模型计算并预测下一级载荷下理论计算值与试验测量值的吻合度，采用有限元模型的逐级优化法、大载荷作用下的逐渐逼近法，从而给出了静强度试验中理论值与试验值相结合的试验监控分析技术。本发明采用的理论分析方法正确，工程概念明确，实施步骤清晰简单、准确度高。本发明给出了通过试验件测量值逐渐逼近修改试验有限元模型的方法，给出了降低极限载荷作用下试验风险的试验方法。

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为本发明实施例提供的一种飞机结构静强度的试验方法的流程图；

图2为本发明实施例提供的另一种飞机结构静强度的试验方法的流程图。

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。

针对现有静强度试验中存在的各种问题，本发明实施例提供一种飞机结构静强度的试验方法，该试验方法为：在基于试验件已有应变测量值与试验件应变理论分析值比较的基础上，通过合理修改后的有限元模型，分析预测下一级载荷的应力水平，并再次与应变实测值相互比较且再次修正模型，采用有限元模型的逐级优化法、大载荷作用下的逐渐逼近法，提出了静强度试验中理论值与试验值相结合的试验监控分析技术，从而降低极限载荷作用下试验风险。

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。下面结合附图对本发明做进一步详细说明，请参阅图。

图1为本发明实施例提供的一种飞机结构静强度的试验方法的流程图。如图1所示，本发明实施例提供的飞机结构静强度的试验方法，具体包括如下步骤：

步骤1，建立飞机结构试验件静强度初始有限元模型。

步骤2，将静强度试验的载荷划分为多个载荷级，划分的载荷级从0到100％P依次递增；该步骤2中划分出的载荷级例如包括：40％P载荷、67％P载荷、80％P载荷、90％P载荷、100％P载荷；其中，P为试验件极限载荷。

步骤3，通过划分出的多个载荷级，从最低载荷级到次高载荷级，依次通过每个载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并将当前载荷级下的试验值与理论值进行对比，根据对比结果修正当前载荷级对应的有限元模型，并通过当前载荷级对应的有限元模型计算下一载荷级的理论值；其中，当前载荷级下的理论值为通过上一载荷级修正后的有限元模型计算得到的；该步骤3中最低载荷级的理论值可以为通过所述初始有限元模型计算得到的。

步骤4，采用最高载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并在静强度试验过程中通过次高载荷级试验修正后的有限元模型进行监控，以确保试验过程中试验件的应力水平在理论值的误差范围内。

本发明实施例基于试验件应变测量值与理论值比较，通过采用有限元模型的逐级优化、大载荷的逐渐逼近，给出了下一级载荷作用下试验件应力分布的预测及试验方法，从而达到了降低静强度极限载荷试验时的试验风险的目的。

图2为本发明实施例提供的另一种飞机结构静强度的试验方法的流程图。如图2所示，本发明实施例提供的飞机结构静强度的试验方法中，包括如下步骤：

步骤一、建立飞机结构试验件静强度初始有限元模型，计算40％P载荷作用下试验件应力分布，得到40％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值；其中，P为试验件极限载荷。

步骤二、对试验件进行40％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移试验值；其中，试验方式为：按照规定的梯度差载荷从0开始逐级加载到40％P，逐级加载并测量，重复加载和测量三次，然后计算出监控部位应变及位移的平均值，得到40％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。

步骤三、根据步骤二得到的试验值与步骤一中的理论值的对比结果，修正步骤一中建立的初始有限元模型，获得修正后的第一修正有限元模型。其中，修正方式为：

通过合理修改步骤一建立的初始有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化等，并确保修正后的第一修正有限元模型在40％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤二的试验值之间的误差控制在15％以内。

步骤四、按照步骤三得到的第一修正有限元模型，计算67％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，并判断67％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值(理论值小于材料许用应力值即可)。其中，计算和判断方式为：

根据步骤三得到的第一修正有限元模型，计算67％P载荷作用下试验件应力分布，得到67％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断67％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值。如果超过，则应停止试验，并全面分析查找原因。

步骤五、对试验件进行67％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。其中，试验方式为：

按照规定的梯度差载荷0开始逐级加载到67％P，逐级加载并测量，得到67％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。需要说明的是，试验中，应时刻监控并对比当前各梯度差载荷作用下应变及位移试验值与应变及位移理论值的一致性，判断并检查应变及位移试验值的变化趋势是否为线性变化，判断当前应力状态是否超过材料许用应力值。如果一致性及线性较差，或经判断下一级差载荷时可能存在应力状态超过材料许用应力值时，则应立即停止试验，全面分析查找原因；否则，进行下一载荷级的试验。

步骤六、根据步骤五得到的试验值与步骤四中理论值的对比结构，修正步骤三得到的第一修正有限元模型，获得修正后的第二修正有限元模型。其中，修正方式为：

通过合理修改步骤三得到的第一修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化等，并确保修正后的第二修正有限元模型在67％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤五的试验值之间的误差控制在12％以内，并且通过验证同时应确保修正后的第二修正有限元模型在40％P载荷作用下监控部位应变及位的移理论值与步骤二试验值之间的误差控制在15％以内。

步骤七、按照步骤六得到的第二修正有限元模型，计算80％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，并判断80％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值。其中，计算和判断方式为：

根据步骤六得到的第二修正有限元模型，计算80％P载荷作用下试验件应力分布，得到80％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断80％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值。如果超过，则应停止试验，并全面分析查找原因。

步骤八、对试验件进行80％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。其中，试验方式为：

按照规定的梯度差载荷从0开始逐级加载到80％P，逐级加载并测量，得到80％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。需要说明的是，试验中，应时刻监控并对比当前各梯度差载荷作用下应变及位移试验值与应变及位移理论值的一致性，判断并检查应变及位移试验值的变化趋势是否为线性变化，判断当前应力状态是否超过材料许用应力值。如果一致性及线性较差，或经判断下一级差载荷时可能存在应力状态超过材料许用应力值时，则应立即停止试验，全面分析查找原因；否则，进行下一载荷级的试验。

步骤九、根据步骤八得到的试验值与步骤七中理论值的对比结果，修正步骤六得到的第二修正有限元模型，获得修正后的第三修正有限元模型。其中，修正方式为：

通过合理修改步骤六得到的第二修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化等，并确保修正后的第三修正有限元模型在80％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤八的试验值之间的误差控制在10％以内，并且通过验证同时应确保修正后的第三修正有限元模型在67％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤五的试验值之间的误差控制在12％以内。

步骤十、按照步骤九得到的第三修正有限元模型，计算90％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，并判断90％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值。其中，计算和判断方式为：

根据步骤九得到的第三修正有限元模型，计算90％P载荷作用下试验件应力分布，得到90％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断90％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值。如果超过，则应停止试验，并全面分析查找原因。

步骤十一、对试验件进行90％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。其中，试验方式为：

按照规定的梯度差载荷从0开始逐级加载到90％P，逐级加载并测量，得到90％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。需要说明的是，试验中，应时刻监控并对比当前各梯度差载荷作用下应变及位移试验值与应变及位移理论值的一致性，判断并检查应变及位移试验值的变化趋势是否为线性变化，判断当前应力状态是否超过材料许用应力值。如果一致性及线性较差，或经判断下一级差载荷时可能存在应力状态超过材料许用应力值时，则应立即停止试验，全面分析查找原因；否则，进行下一载荷级的试验。

步骤十二、根据步骤十一得到的试验值与步骤十中理论值的对比结果，修正步骤九得到的第三修正有限元模型，获得修正后的第四修正有限元模型。其中，修正方式为：

通过进一步合理修改步骤九得到的第三修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化等，并确保修正后的第四修正有限元模型在90％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤十一试验值之间的误差控制在10％以内，并且通过验证同时应确保修正后的第四修正有限元模型在80％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤八的试验值之间的误差控制在10％以内。

步骤十三、按照步骤十二得到的第四修正有限元模型，计算100％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，并判断100％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值。其中，计算和判断方式为：

根据步骤十二得到的第四修正有限元模型，计算100％P载荷作用下试验件应力分布，得到100％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断100％P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值。如果超过，则应停止试验，并全面分析查找原因。

步骤十四、对试验件进行100％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。其中，试验方式为：

按照规定的梯度差载荷从0开始逐级加载到100％P，逐级加载并测量，得到100％P载荷作用下监控部位应变及位移试验值。进行100％P试验的过程中，应实时刻监控并对比当前各梯度差载荷作用下应变及位移试验值与应变及位移理论值的一致性，判断并检查应变及位移试验值的变化趋势是否为线性变化，判断当前应力状态是否超过材料许用应力值；如果一致性及线性不符合预设要求，或经判断下一梯度差载荷存在应力状态超过材料许用应力值的可能性，则立即停止试验并分析查找原因；否则，则确定出试验件满足极限载荷设计要求。

具体实施例

下面以通过某一具体实施例对本发明实施例提供的飞机结构静强度的试验方法的具体实施方式做进一步详细说明。

该具体实施例提供一种飞机结构静强度的试验方法，实施方式如下：

已知：试验件表面粘贴1个应变片，试验件极限载荷P＝10000N。

该具体实施例提供的飞机结构静强度的试验方法，包括以下步骤：

步骤一、建立飞机结构试验件静强度初始有限元模型，计算40％P载荷作用下试验件应力分布，得到40％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值。经计算，此时，应变为1160με。

步骤二、对试验件进行40％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移试验值。按照规定的梯度差载荷从0开始逐级加载到40％P，逐级加载并测量，重复加载和测量三次，然后计算出监控部位应变及位移的平均值，得到40％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。经试验和平均值计算，此时，应变平均值为1280με。

步骤三、根据步骤二得到的试验值与步骤一中的理论值的对比结果，修正步骤一中建立的初始有限元模型，主要修改了步骤一中初始有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化等。采用第一修正模型在40％P载荷作用下监控部位应变，经计算，此时计算值为1200με，误差小于15％，满足误差要求。

步骤四、按照步骤三得到的第一修正有限元模型，计算67％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，经计算，理论值为2000με，经判断，此时，该值未超过材料许用应力值。

步骤五、对试验件进行67％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。按照规定的梯度差载荷0开始逐级加载到67％P，逐级加载并测量，得到67％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。此时，应变试验值为2100με。试验中，时刻监控应变变化曲线，并和理论值实时对比，认为当前各梯度差载荷作用下应变试验值的变化趋势为线性变化，未超过材料许用应力值。

步骤六、根据步骤五得到的试验值与步骤四中理论值的对比结构，修正步骤三得到的第一修正有限元模型，获得修正后的第二修正有限元模型。通过合理修改步骤三得到的第一修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化等，采用第二修正有限元模型计算了67％P载荷作用下的应变，经计算和误差对比，此时误差在12％以内。同时采用第二修正有限元模型模型计算了40％P载荷作用下的应变，经计算和误差对比，此时误差在15％以内。满足要求。

步骤七、按照步骤六得到的第二修正有限元模型，计算80％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，经计算，理论值为2550με，经判断，此时，该值未超过材料许用应力值。

步骤八、对试验件进行80％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。按照规定的梯度差载荷从0开始逐级加载到80％P，逐级加载并测量，得到80％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。此时，应变试验值为2400με。试验中，时刻监控应变变化曲线，并和理论值实时对比，认为当前各梯度差载荷作用下应变试验值的变化趋势为线性变化，未超过材料许用应力值。

步骤九、根据步骤八得到的试验值与步骤七中理论值的对比结果，修正步骤六得到的第二修正有限元模型，获得修正后的第三修正有限元模型。通过合理修改步骤六得到的第二修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化等，采用第三修正有限元模型计算了80％P载荷作用下的应变，经计算和误差对比，此时误差在10％以内。同时采用第三修正有限元模型计算了67％P载荷作用下的应变，经计算和误差对比，此时误差在12％以内，满足要求。

步骤十、按照步骤九得到的第三修正有限元模型，计算90％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值为2880με，经判断，该值未超过材料许用应力值。

步骤十一、对试验件进行90％P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。按照规定的梯度差载荷从0开始逐级加载到90％P，逐级加载并测量，得到90％P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值。此时，应变试验值为2920με。试验中，时刻监控应变变化曲线，并和理论值实时对比，认为当前各梯度差载荷作用下应变试验值的变化趋势为线性变化，未超过材料许用应力值。

步骤十二、根据步骤十一得到的试验值与步骤十中理论值的对比结果，修正步骤九得到的第三修正有限元模型，获得修正后的第四修正有限元模型。通过进一步合理修改步骤九得到的第三修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化等，采用第四修正有限元模型计算了90％P载荷作用下的应变，经对比，误差在10％以内。同时采用第四修正有限元模型计算了80％P载荷作用下的应变，经对比，误差在10％以内。满足要求。

步骤十三、按照步骤十二得到的第四修正有限元模型，计算100％P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值为3200με，经判断，该值未超过材料许用应力值。

步骤十四、对试验件进行100％P试验，按照规定的梯度差载荷从0开始逐级加载到100％P，逐级加载并测量，得到100％P载荷作用下监控部位应变试验值为3100με。试验中，时刻监控应变变化曲线，并和理论值实时对比，认为当前各级差载荷作用下应变试验值的变化趋势为线性变化。从而，极限载荷试验顺利完成。

本发明提出了一种飞机结构静强度的试验方法，本发明针对飞机结构静强度极限试验时载荷量级大、应力水平高、从而导致试验风险程度极高、试验难度大等特点，提出了一种飞机结构静强度的试验方法。本发明提供的试验方法是在基于试验件应变测量值与试验件应变理论分析值比较的基础上，通过合理修改有限元模型中网格节点、单元类型、刚度模拟、边界条件、载荷、网格细化等，给出修正后的有限元模型，并通过修正后的模型计算并预测下一级载荷下理论计算值与试验测量值的吻合度，采用有限元模型的逐级优化法、大载荷作用下的逐渐逼近法，从而给出了静强度试验中理论值与试验值相结合的试验监控分析技术。本发明采用的理论分析方法正确，工程概念明确，实施步骤清晰简单、准确度高。本发明给出了通过试验件测量值逐渐逼近修改试验有限元模型的方法，给出了降低极限载荷作用下试验风险的试验方法。

Claims (7)

1.一种飞机结构静强度的试验方法，其特征在于，包括：

步骤1，建立飞机结构试验件静强度初始有限元模型；

步骤2，将静强度试验的载荷划分为多个载荷级，划分的载荷级从0到100%P依次递增；

步骤3，通过划分出的多个载荷级，从最低载荷级到次高载荷级，依次通过每个载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并将当前载荷级下的试验值与理论值进行对比，根据对比结果修正当前载荷级对应的有限元模型，并通过当前载荷级对应的有限元模型计算下一载荷级的理论值；其中，当前载荷级下的理论值为通过上一载荷级修正后的有限元模型计算得到的；

步骤4，采用最高载荷级的载荷值对试验件进行静强度试验，并在静强度试验过程中通过次高载荷级试验修正后的有限元模型进行监控，以确保试验过程中试验件的应力水平在理论值的误差范围内；

所述最低载荷级的理论值为通过所述初始有限元模型计算得到的；

所述步骤2划分出的载荷级包括：40%P载荷、67%P载荷、80%P载荷、90%P载荷、100%P载荷；其中，P为试验件极限载荷。

2.根据权利要求1所述的飞机结构静强度的试验方法，其特征在于，所述步骤3包括：进行40%P载荷试验，所述40%P载荷试验包括：

步骤31，计算40%P载荷作用下试验件应力分布，得到40%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值；

步骤32，对试验件进行40%P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到40%P，逐级加载并测量，重复加载和测量三次，计算出监控部位应变及位移的平均值，得到40%P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；

步骤33，根据步骤32得到的试验值与步骤31中理论值的对比结果，修正步骤1建立的初始有限元模型，获得修正后的第一修正有限元模型；其中，修正方式为：通过合理修改步骤1建立的初始有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化，并确保修正后的第一修正有限元模型在40%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤32的试验值之间的误差在15%以内。

3.根据权利要求2所述的飞机结构静强度的试验方法，其特征在于，所述步骤3还包括：进行67%P载荷试验，所述67%P载荷试验包括：

步骤34，通过步骤33得到的第一修正有限元模型，计算67%P载荷作用下监控部位应变及位移理论值，并判断67%P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；其中，计算和判断方式为：根据步骤33得到的第一修正有限元模型，计算67%P载荷作用下试验件应力分布，得到67%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断67%P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；如果超过，则停止试验并分析查找原因；

步骤35，对试验件进行67%P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到67%P，逐级加载并测量，得到67%P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；

步骤36，根据步骤35得到的试验值与步骤34中理论值的对比结果，修正步骤33得到的第一修正有限元模型，获得修正后的第二修正有限元模型；其中，修正方式为：通过合理修改步骤33得到的第一修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化，并确保修正后的第二修正有限元模型在67%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤35的试验值之间的误差控制在12%以内，并且通过验证确保修正后的第二修正有限元模型在40%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤32的试验值之间的误差控制在15%以内。

4.根据权利要求3所述的飞机结构静强度的试验方法，其特征在于，所述步骤3还包括：进行80%P载荷试验，所述80%P载荷试验包括：

步骤37，通过步骤36得到的第二修正有限元模型，计算80%P载荷作用下监控部位应变及位移理论值，并判断80%P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；其中，计算和判断方式为：根据步骤36得到的第二修正有限元模型，计算80%P载荷作用下试验件应力分布，得到80%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断80%P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；如果超过，则停止试验并分析查找原因；

步骤38，对试验件进行80%P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到80%P，逐级加载并测量，得到80%P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；

步骤39，根据步骤38得到的试验值与步骤37中理论值的对比结果，修正步骤36得到的第二修正有限元模型，获得修正后的第三修正有限元模型；其中，修正方式为：通过合理修改步骤36得到的第二修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化，并确保修正后的第三修正有限元模型在80%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤38的试验值之间的误差控制在10%以内，并且通过验证确保修正后第三修正的有限元模型在67%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤35的试验值之间的误差控制在12%以内。

5.根据权利要求4所述的飞机结构静强度的试验方法，其特征在于，所述步骤3还包括：进行90%P载荷试验，所述90%P载荷试验包括：

步骤310，按照步骤39得到的第三修正有限元模型，计算90%P载荷作用下监控部位应变及位移理论值，并判断90%P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；其中，计算和判断方式为：根据步骤39得到的第三修正有限元模型，计算90%P载荷作用下试验件应力分布，得到90%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断90%P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；如果超过，则停止试验并分析查找原因；

步骤311，对试验件进行90%P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到90%P，逐级加载并测量，得到90%P载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；

步骤312，根据步骤311得到的试验值与步骤310中理论值的对比结果，修正步骤39得到的第三修正有限元模型，获得修正后的第四修正有限元模型；其中，修正方式为：通过进一步合理修改步骤39得到的第三修正有限元模型的模型节点、单元简化、刚度模拟、边界条件约束、载荷、网格细化，并确保修正后的第四修正有限元模型在90%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤311的试验值之间的误差控制在10%以内，并且通过验证确保修正后的第四修正有限元模型在80%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值与步骤38的试验值之间的误差控制在10%以内。

6.根据权利要求3~5中任一项所述的飞机结构静强度的试验方法，其特征在于，在进行67%P载荷试验，80%P载荷试验，90%P载荷试验的过程中，实时刻监控并对比当前各梯度差载荷作用下应变及位移试验值与应变及位移理论值的一致性，判断并检查应变及位移试验值的变化趋势是否为线性变化，判断当前应力状态是否超过材料许用应力值；如果一致性及线性不符合预设要求，或经判断下一梯度差载荷存在应力状态超过材料许用应力值的可能性，则立即停止试验并分析查找原因；否则，进行下一载荷级的试验。

7.根据权利要求6所述的飞机结构静强度的试验方法，其特征在于，所述步骤4包括：

步骤41，按照步骤312得到的第四修正有限元模型，计算100%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，并判断100%P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；其中，计算和判断方式为：根据步骤312得到的第四修正有限元模型，计算100%P载荷作用下试验件应力分布，得到100%P载荷作用下监控部位应变及位移的理论值，判断100%P载荷时应力状态是否超过材料许用应力值；如果超过，则停止试验并分析查找原因；

步骤42，对试验件进行100%P试验，得到各梯度载荷作用下监控部位应变及位移的试验值；其中，试验方式为：按照预设的梯度差载荷从0开始逐级加载到100%P，逐级加载并测量，得到100%P载荷作用下监控部位应变及位移试验值；

所述进行100%P试验的过程中，实时刻监控并对比当前各梯度差载荷作用下应变及位移试验值与应变及位移理论值的一致性，判断并检查应变及位移试验值的变化趋势是否为线性变化，判断当前应力状态是否超过材料许用应力值；如果一致性及线性不符合预设要求，或经判断下一梯度差载荷存在应力状态超过材料许用应力值的可能性，则立即停止试验并分析查找原因；否则，则确定出试验件满足极限载荷设计要求。

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