CN112810835A - 一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法 - Google Patents

一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112810835A
CN112810835A CN202011610779.0A CN202011610779A CN112810835A CN 112810835 A CN112810835 A CN 112810835A CN 202011610779 A CN202011610779 A CN 202011610779A CN 112810835 A CN112810835 A CN 112810835A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fulcrum
deformation
root
movable surface
fulcrums
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202011610779.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112810835B (zh
Inventor
陈军
侯瑞
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Original Assignee
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC filed Critical Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority to CN202011610779.0A priority Critical patent/CN112810835B/zh
Publication of CN112810835A publication Critical patent/CN112810835A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112810835B publication Critical patent/CN112810835B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明公开了一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，包括：在活动面的剖面中，建立活动面与试验设备连接处的根部支点的支点局部坐标系；在所述支点坐标系下，通过有限元分析得到除了两端根部支点之外的其余根部支点在受载后的变形量，并得到根部支点在受载变形后的位置坐标；基于所述坐标位置，确定所述其余根部支点在所述支点局部坐标系不同坐标轴方向的相对变形量；在活动面静力载荷试验中，利用试验设备安装好活动面后，按照所确定的相对变形量对各根部支点施加变形约束。该方法保证了试验的准确性，又大大降低了对试验支持装置的要求，不需要通过支持夹具大行程调节，一方面确保了试验精度，另一方面也降低了实施难度。

Description

一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法
技术领域
本发明属于航空领域活动面静力载荷试验技术，具体涉及一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法。
背景技术
翼面主盒段变形对活动面受力影响很大，因此在单独的活动面静力载荷试验中，需要根据主盒段的变形通过试验支持夹具对活动面各支点施加相应变形。但是主盒段变形一般较大，传统的设备和方法对各支点施加较大变形会对试验支持夹具的变形行程要求较高，增加试验实施难度。
发明内容
本发明的目的是提供一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，以降低了对试验设备的要求，并降低试验难度。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：
一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，包括以下步骤：
在活动面的剖面中，建立活动面与试验设备连接处的根部支点的支点局部坐标系；
在所述支点坐标系下，通过有限元分析得到除了两端根部支点之外的其余根部支点在受载后的变形量，并得到根部支点在受载变形后的位置坐标；
基于所述坐标位置，确定所述其余根部支点在所述支点局部坐标系不同坐标轴方向的相对变形量；
在活动面静力载荷试验中，利用试验设备安装好活动面后，按照所确定的相对变形量对各根部支点施加变形约束。
进一步地，所述试验设备包括承力墙、支持夹具以及活动面和加载设备，其中：
活动面的各支点通过耳片对接的形式利用支持夹具安装在承力墙上，其中支点包括最接近支持夹具的根部支点；沿活动面的展向，所述的根部支点依次编号为1至N；
支持夹具包括沿竖直方向固定在承力墙上滑道以及装配在滑道中的夹持件，夹持件的端部固定所述活动面，夹持件上有伸缩机构，通过伸缩机构调节夹持件与承力墙的相对距离；通过夹持件在滑道中的滑动，调整活动面的竖向位置。
进一步地，所述在活动面的剖面中，建立活动面与试验设备连接处的根部支点的支点局部坐标系，包括：
建立支点局部坐标系，坐标系原点O位于活动面与支持夹具连接的根部支点，Z轴垂直于支点处的耳片平面并沿活动面的展向指向活动面尖部，X轴垂直于活动面中的前梁平面指向承力墙方向，Y轴由右手坐标系确定，后续支点变形计算和施加均在此坐标系下进行
进一步地，所述得到根部支点在受载变形后的位置坐标，包括：
记除了两端根部支点1和N之外的任意根部支点i坐标为(Xi，Yi，Zi)，通过有限元分析计算，得到根部支点i在受载后的变形量为(ΔXi，ΔYi，ΔZi)，活动面在受载变形后根部支点i的位置坐标为(X0i，Y0i，Zi)，其中X0i＝Xi+ΔXi、Y0i＝Yi+ΔYi；
进一步地，所述基于所述坐标位置，确定所述其余根部支点在所述支点局部坐标系不同坐标轴方向的相对变形量，包括：
以活动面变形后两端根部支点1和N作一直线，其投影到XZ面内的直线方程为A1Z+B1X+C1＝0，其中系数A1、B1、C1可由支点1和N的坐标(X01，Z1)和(X0N，ZN)计算得到；则支点i在X方向的相对变形量
Figure BDA0002869768100000021
为
Figure BDA0002869768100000022
进一步地，所述相对变形量还包括：
以活动面变形后两端根部支点1和N作一直线，其投影到YZ面内的直线方程为A2Z+B2Y+C2＝0，其中系数A2、B2、C2可由支点1和N的坐标(Y01，Z1)和(Y0N，ZN)计算得到；则支点i在Y方向的相对变形量
Figure BDA0002869768100000031
为
Figure BDA0002869768100000032
进一步地，所述按照所确定的相对变形量对各根部支点施加变形约束，包括：
安装好活动面后，对根部支点1和N在XYZ 3个方向施加0变形约束，对根部支点i在X方向施加
Figure BDA0002869768100000033
变形、在Y方向施加
Figure BDA0002869768100000034
变形、在Z方向施加0变形。
进一步地，所述方法以计算机程序的形式装载于计算机的存储器中，所述计算机包括处理器以及所述存储器，计算机程序被处理器执行时，实现所述方法的步骤。
进一步地，所述方法以计算机程序的形式装载于计算机可读存储介质中，计算机程序被处理器执行时，实现所述方法的步骤。
与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：
本发明根据活动面各支点变形后的位置坐标，选取两端支点作直线，计算其余各支点对直线的距离作为各支点的相对变形量，相对变形量较原始变形量减小很多，在活动面静力载荷试验中，对各支点施加较小的相对变形量，即保证了试验的准确性，由大大降低了对试验设备的要求，降低试验难度。
附图说明
图1为活动面静力载荷试验设备的结构示意图；
图2为支点局部坐标系的示意图；
图3为X方向相对变形量图；
图4为Y方向相对变形量图；
图中标号说明：1承力墙，2滑道，3夹持件，4活动面，5根部支点。
具体实施方式
在传统试验设备和方法中，当需要模拟活动面支点变形时，由于主盒段变形一般较大，对活动面各支点施加较大变形会对试验支持夹具的变形行程要求较高，增加试验实施难度。
基于上述问题，本发明提供的一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，参见图1，本发明的活动面静力载荷试验设备的示意图；本发明的设备包括承力墙、支持夹具以及活动面和加载设备，其中，活动面的各支点通过耳片对接的形式利用支持夹具安装在承力墙上，其中支点包括根部支点和其他支点，根部支点为最接近支持夹具的支点；沿活动面的展向，所述的根部支点依次编号为1至N；支持夹具包括沿竖直方向固定在承力墙上滑道以及装配在滑道中的夹持件，夹持件的端部固定所述活动面，夹持件上有伸缩机构，通过伸缩机构调节夹持件与承力墙的相对距离；通过夹持件在滑道中的滑动，调整活动面的竖向位置。飞机实际结构中，活动面随着主盒段一同变形；变形后，各支点变形后位置的连线将形成一条曲线。
基于上述试验设备，本发明的方法包括以下步骤：
步骤1，在活动面的剖面中，对活动面建立支点局部坐标系，坐标系原点O位于活动面与支持夹具连接的根部支点，Z轴垂直于支点处的耳片平面并沿活动面的展向指向活动面尖部，X轴垂直于活动面中的前梁平面指向承力墙方向，Y轴由右手坐标系确定，后续支点变形计算和施加均在此坐标系下进行；在安装时，活动面与支持夹具可能通过多组支点连接，这些支点分布在活动面上的不同位置；而所述根部支点为活动面上最靠近支持夹具的支点。
步骤2，设活动面未受载时，除了两端根部支点1和N之外的任意根部支点i坐标为(Xi，Yi，Zi)，通过有限元分析计算，得到根部支点i在受载后的变形量为(ΔXi，ΔYi，ΔZi)，一般情况下根部支点i在垂直于耳片面外方向变形ΔZi很小，可忽略不计，则活动面在受载变形后根部支点i的位置坐标为(X0i，Y0i，Zi)，其中X0i＝Xi+ΔXi、Y0i＝Yi+ΔYi。
步骤3，计算支点i在X方向的相对变形量。
以活动面变形后两端根部支点1和N作一直线，其投影到XZ面内的直线方程为A1Z+B1X+C1＝0，其中系数A1、B1、C1可由支点1和N的坐标(X01，Z1)和(X0N，ZN)计算得到；则支点i在X方向的相对变形量
Figure BDA0002869768100000051
即支点i到直线的距离为
Figure BDA0002869768100000052
步骤4，计算支点i在Y方向的相对变形量。以活动面变形后两端根部支点1和N作一直线，其投影到YZ面内的直线方程为A2Z+B2Y+C2＝0，其中系数A2、B2、C2可由支点1和N的坐标(Y01，Z1)和(Y0N，ZN)计算得到。则支点i在Y方向的相对变形量
Figure BDA0002869768100000053
即支点i到直线的距离为
Figure BDA0002869768100000054
步骤5，在活动面静力载荷试验中，安装好活动面后，对根部支点1和N在XYZ 3个方向施加0变形约束，对根部支点i在X方向施加
Figure BDA0002869768100000055
变形、在Y方向施加
Figure BDA0002869768100000056
变形、在Z方向施加0变形。
本发明根据活动面各支点变形后的位置坐标，选取两端支点作直线，确定其余各支点对直线的距离作为各支点的相对变形量，相对变形量较原始变形量减小很多；在活动面静力载荷试验中，对各支点施加较小的相对变形量，即可使得各支点位移变化后的位置连线所形成的曲线，与传统方法形成的曲线一致，保证了试验的准确性，又大大降低了对试验支持装置的要求，不需要通过支持夹具大行程调节，一方面确保了试验精度，另一方面也降低了实施难度。
通过在某项活动面极限载荷试验中的应用，有效的解决了实际工程难题。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，其特征在于，包括以下步骤：
在活动面的剖面中，建立活动面与试验设备连接处的根部支点的支点局部坐标系；
在所述支点坐标系下，通过有限元分析得到除了两端根部支点之外的其余根部支点在受载后的变形量，并得到根部支点在受载变形后的位置坐标；
基于所述坐标位置，确定所述其余根部支点在所述支点局部坐标系不同坐标轴方向的相对变形量；
在活动面静力载荷试验中，利用试验设备安装好活动面后，按照所确定的相对变形量对各根部支点施加变形约束。
2.根据权利要求1所述的活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，其特征在于，所述试验设备包括承力墙、支持夹具以及活动面和加载设备，其中：
活动面的各支点通过耳片对接的形式利用支持夹具安装在承力墙上，其中支点包括最接近支持夹具的根部支点；沿活动面的展向，所述的根部支点依次编号为1至N；
支持夹具包括沿竖直方向固定在承力墙上滑道以及装配在滑道中的夹持件，夹持件的端部固定所述活动面，夹持件上有伸缩机构，通过伸缩机构调节夹持件与承力墙的相对距离；通过夹持件在滑道中的滑动，调整活动面的竖向位置。
3.根据权利要求1所述的活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，其特征在于，所述在活动面的剖面中，建立活动面与试验设备连接处的根部支点的支点局部坐标系，包括：
建立支点局部坐标系，坐标系原点O位于活动面与支持夹具连接的根部支点，Z轴垂直于支点处的耳片平面并沿活动面的展向指向活动面尖部，X轴垂直于活动面中的前梁平面指向承力墙方向，Y轴由右手坐标系确定，后续支点变形计算和施加均在此坐标系下进行
4.根据权利要求1所述的活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，其特征在于，所述得到根部支点在受载变形后的位置坐标，包括：
记除了两端根部支点1和N之外的任意根部支点i坐标为(Xi，Yi，Zi)，通过有限元分析计算，得到根部支点i在受载后的变形量为(ΔXi，ΔYi，ΔZi)，活动面在受载变形后根部支点i的位置坐标为(X0i，Y0i，Zi)，其中X0i＝Xi+ΔXi、Y0i＝Yi+ΔYi。
5.根据权利要求1所述的活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，其特征在于，所述基于所述坐标位置，确定所述其余根部支点在所述支点局部坐标系不同坐标轴方向的相对变形量，包括：
以活动面变形后两端根部支点1和N作一直线，其投影到XZ面内的直线方程为A1Z+B1X+C1＝0，其中系数A1、B1、C1可由支点1和N的坐标(X01，Z1)和(X0N，ZN)计算得到；则根部支点i在X方向的相对变形量
Figure FDA0002869768090000021
为
Figure FDA0002869768090000022
6.根据权利要求5所述的活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，其特征在于，所述相对变形量还包括：
以活动面变形后两端根部支点1和N作一直线，其投影到YZ面内的直线方程为A2Z+B2Y+C2＝0，其中系数A2、B2、C2可由支点1和N的坐标(Y01，Z1)和(Y0N，ZN)计算得到；则根部支点i在Y方向的相对变形量
Figure FDA0002869768090000023
为
Figure FDA0002869768090000024
7.根据权利要求1所述的活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，其特征在于，所述按照所确定的相对变形量对各根部支点施加变形约束，包括：
安装好活动面后，对根部支点1和N在XYZ 3个方向施加0变形约束，对根部支点i在X方向施加
Figure FDA0002869768090000025
变形、在Y方向施加
Figure FDA0002869768090000026
变形、在Z方向施加0变形。
8.根据权利要求1所述的活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，其特征在于，所述方法以计算机程序的形式装载于计算机的存储器中，所述计算机包括处理器以及所述存储器，处理器执行计算机程序时实现根据权利要求1-7中任一权利要求所述方法的步骤。
9.根据权利要求1所述的活动面静力载荷试验中支点变形施加方法，其特征在于，所述方法以计算机程序的形式装载于计算机可读存储介质中，计算机程序被处理器执行时，实现根据权利要求1-7中任一权利要求所述方法的步骤。
CN202011610779.0A 2020-12-29 2020-12-29 一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法 Active CN112810835B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011610779.0A CN112810835B (zh) 2020-12-29 2020-12-29 一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011610779.0A CN112810835B (zh) 2020-12-29 2020-12-29 一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112810835A true CN112810835A (zh) 2021-05-18
CN112810835B CN112810835B (zh) 2022-11-01

Family

ID=75854903

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011610779.0A Active CN112810835B (zh) 2020-12-29 2020-12-29 一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112810835B (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19601972A1 (de) * 1996-01-20 1997-07-24 Daimler Benz Ag Verfahren und Einrichtung zur Erfassung der Oberflächenkontur bei einem elastischen ,unter Belastung verformbaren Sitzpolster
US20080149779A1 (en) * 2006-12-14 2008-06-26 Phillips Warren F Apparatus and method for twisting a wing to increase lift on aircraft and other vehicles
CN103558020A (zh) * 2013-11-05 2014-02-05 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法
CN103994878A (zh) * 2014-04-17 2014-08-20 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机活动翼面的综合试验验证方法
CN106777689A (zh) * 2016-12-15 2017-05-31 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法
CN107016218A (zh) * 2017-05-02 2017-08-04 西安合科软件有限公司 一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法与装置
CN109733638A (zh) * 2018-09-07 2019-05-10 中国飞机强度研究所 一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法
US20190152624A1 (en) * 2017-11-17 2019-05-23 Airbus Operations Gmbh Method for testing operation of an arresting unit for locking a foldable wing tip portion in an extended position

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19601972A1 (de) * 1996-01-20 1997-07-24 Daimler Benz Ag Verfahren und Einrichtung zur Erfassung der Oberflächenkontur bei einem elastischen ,unter Belastung verformbaren Sitzpolster
US20080149779A1 (en) * 2006-12-14 2008-06-26 Phillips Warren F Apparatus and method for twisting a wing to increase lift on aircraft and other vehicles
CN103558020A (zh) * 2013-11-05 2014-02-05 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法
CN103994878A (zh) * 2014-04-17 2014-08-20 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机活动翼面的综合试验验证方法
CN106777689A (zh) * 2016-12-15 2017-05-31 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法
CN107016218A (zh) * 2017-05-02 2017-08-04 西安合科软件有限公司 一种确定飞机翼尖小翼翼面中有限元点载荷分布的方法与装置
US20190152624A1 (en) * 2017-11-17 2019-05-23 Airbus Operations Gmbh Method for testing operation of an arresting unit for locking a foldable wing tip portion in an extended position
CN109733638A (zh) * 2018-09-07 2019-05-10 中国飞机强度研究所 一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN112810835B (zh) 2022-11-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106737855B (zh) 一种综合位姿误差模型与刚度补偿的机器人精度补偿方法
CN109822577B (zh) 一种基于视觉伺服的移动式机器人高精度加工方法
CN109746915A (zh) 一种提升工业机器人绝对定位精度的运动学方法
CN109733638B (zh) 一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法
CN111272380B (zh) 风洞试验模型位姿视频测量的风轴系自标定方法
CN109299579B (zh) 大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法
CN112810835B (zh) 一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法
CN111046584B (zh) 星载仪器设备的精密调整方法
CN113211445A (zh) 一种机器人参数标定方法、装置、设备及存储介质
CN103921954A (zh) 基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法
CN103950552A (zh) 基于六轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法
CN113720707B (zh) 一种结构疲劳试验大变形加载点设计方法
CN108645591B (zh) 一种用于跨声速风洞中扁平融合体飞机的v型尾支撑装置
CN106873644B (zh) 一种对飞行器地面仿真系统平动机构高精度姿态控制方法
Zhang Finite element simulation study on residual cross-sectional ovalization of thin-walled circular steel tubes in continuous rotary straightening process
CN115130299A (zh) 一种单支点柔壁喷管型面曲线设计方法
CN114770977A (zh) 一种自动铺丝工装的设计方法、装置、设备及存储介质
CN112711809A (zh) 一种舵面载荷筛选方法
CN111189605A (zh) 一种用于风洞试验的模型尾腔与支杆之间间隙的预测方法
CN106802225B (zh) 在时变温度场中六自由度非解耦机构末端位姿误差补偿法
CN111241762A (zh) 一种用于风洞试验的模型尾腔与支杆之间间隙的预测方法
CN114707380B (zh) 一种亚毫米波望远镜主反射面促动器调整和精度计算方法
CN112066902A (zh) 重力与温度复合影响下长杆构件变形的测量方法
CN110990772A (zh) 星载天线指向精度分析方法
TWI764405B (zh) 調整支撐工件方法及可調式支撐工件系統

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant