CN113063570B

CN113063570B - 一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法

Info

Publication number: CN113063570B
Application number: CN201911376692.9A
Authority: CN
Inventors: 雷晓欣; 纪露明; 张彦军; 彭航; 李小鹏; 薛海峰
Original assignee: AVIC First Aircraft Institute
Current assignee: AVIC First Aircraft Institute
Priority date: 2019-12-27
Filing date: 2019-12-27
Publication date: 2023-09-05
Anticipated expiration: 2039-12-27
Also published as: CN113063570A

Abstract

一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，已知飞机结构参数及与飞机机翼连接的多个缝翼结构的载荷，每个缝翼结构含有缝翼翼面及滑轨，根据飞机结构参数及每个缝翼结构载荷，分析获得每个缝翼结构的传载特性和损伤特性；按照缝翼结构的传载特性和损伤特性，将缝翼结构分级为完全考核结构、兼顾考核结构和不考核结构；在飞机全尺寸疲劳试验中，将完全考核结构的缝翼翼面及滑轨安装在机翼结构上、将兼顾考核结构的缝翼滑轨安装在机翼结构上，将不考核结构的缝翼结构不安装；根据缝翼结构分级结果，对完全考核结构，在缝翼翼面上施加缝翼的弯矩、扭矩、剪力载荷，对兼顾考核结构，在缝翼滑轨上施加缝翼的弯矩、剪力载荷，施加方法，对不考核结构，不进行加载试验。

Description

一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法

技术领域

本发明属于飞机的疲劳试验技术领域，涉及一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法。

背景技术

为解决现有技术存在的问题，本发明的目的在于提供一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法。

缝翼是飞机结构重要的增升装置，对于大型运输类飞机，为了追求较高的升力系数，缝翼采用多段缝翼，与机翼通过滑轨机构连接，将缝翼载荷传递到机翼，由于飞机起飞、巡航、着陆/复飞等不同阶段气动力需求不同，缝翼需要摆动在不同的位置。因此缝翼结构复杂和载荷十分复杂。

飞机全尺寸疲劳试验是飞机寿命评定验证工作的核心，是军民用规范规定的必须完成的试验项目，该试验以集成式试验，载荷、约束模拟真实，能够真实反映结构寿命，而成为飞机各部件验证结构寿命的首选。

对于缝翼结构，由于载荷十分复杂，在全尺寸疲劳试验中，为了确保加载真实性，需要的加载作动筒过多，导致试验经费大，试验周期长，加载技术复杂，因此，通常做法是在飞机全尺寸疲劳试验，施加缝翼载荷对机翼的弯矩，保证机翼考核真实，缝翼结构在补充的部件级疲劳试验中验证。

但是缝翼部件级疲劳试验，由于支持边界不能真实模拟机翼变形，考核真实性不高。

因此，怎么解决飞机全尺寸试验中缝翼结构考核真实性与试验成本周期的问题？使得缝翼结构在飞机全尺寸试验考核，取消部件级疲劳试验，且全尺寸试验的试验经费、周期可控，就显得尤为重要。

发明内容

本申请的目的在于针对现有技术存在的问题，提供一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法。

一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，已知飞机结构参数及与飞机机翼连接的多个缝翼结构的载荷，每个缝翼结构含有缝翼翼面及滑轨，其特征在于包含以下内容：1)根据飞机结构参数及每个缝翼结构载荷，分析获得每个缝翼结构的传载特性和损伤特性；2)按照缝翼结构的传载特性和损伤特性，将缝翼结构分级为完全考核结构、兼顾考核结构和不考核结构；3)在飞机全尺寸疲劳试验中，将完全考核结构的缝翼翼面及滑轨安装在机翼结构上、将兼顾考核结构的缝翼滑轨安装在机翼结构上，将不考核结构的缝翼结构不安装；4)根据缝翼结构分级结果，对完全考核结构，在缝翼翼面上施加缝翼的弯矩、扭矩、剪力载荷，对兼顾考核结构，在缝翼滑轨上施加缝翼的弯矩、剪力载荷，对不考核结构，不进行加载试验。

上述步骤2)缝翼结构分级规则，缝翼结构损伤最大的部段确定为完全考核结构；缝翼结构载荷最大的部段确定为兼顾考核结构；剩余结构确定为不考核结构

上述步骤4)载荷施加方法，针对完全考核结构，首先，建立该考核结构的缝翼翼面分布载荷、滑轨连接点载荷和滚轮载荷的数学模型；其次，将缝翼翼面分布载荷转变为缝翼翼面集中载荷，控制滑轨与固定前缘连接的载荷误差在5％以内，该考核结构的总载传递弯矩误差不大于2％，剪力误差不大于3％，扭矩误差不大于5％；最后，对比翼面分布载荷状态和集中载荷状态下的该考核结构的疲劳分析寿命误差不大于5％，最终确定该完全考核结构的载荷加载方案。

上述步骤4)载荷施加方法，针对兼顾考核结构，首先，依据该兼顾考核结构滑轨所在位置的机翼固定前缘左右加强隔板与机翼上下壁板连接点坐标，计算滑轨中心位置坐标，作为弯矩计算基准点，依据飞机起飞构型、巡航构型和着陆构型的各缝翼滑轨载荷，计算该滑轨需要施加的弯矩；其次，依据该滑轨需要施加的弯矩和滑轨结构，确定滑轨加载点位置为滑轨端部与缝翼翼面的连接点，计算确定滑轨施加载荷的大小和方向，控制滑轨弯矩误差不大于2％；最后，对比翼面分布载荷状态和集中载荷状态下的滑轨对应的固定前缘与机翼上下蒙皮的应力，误差不大于10％，最终确定该兼顾考核结构的载荷加载方案。

本申请的有益效果在于：解决了飞机全尺寸试验中缝翼结构考核真实性与试验成本周期的问题，使得缝翼结构在飞机全尺寸试验中考核真实，且试验周期可控，有力地提高了飞机寿命评定结论的可靠性，保障了飞机飞行安全，取消部件级疲劳试验，大幅度地降低了飞机寿命评定工作的人力和时间成本，节省了大量的经费。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单。

附图说明

图1是飞机机翼和缝翼结构示意图

图2是缝翼结构分级结果示意图

图3是飞机全尺寸疲劳试验缝翼安装结构示意图

图中编号说明：1机身、2机翼、3内段缝翼、4中1段缝翼、5中2段缝翼、6外1段缝翼、7外2段缝、8翼缝翼翼面、9滑轨

具体实施方式

参见附图，实施例为某型飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方案，飞机的机翼2连接在机身1上，已知飞机结构参数及与飞机机翼2连接的多个缝翼结构的载荷，每个缝翼结构含有缝翼翼面及滑轨，缝翼载荷加载方法包含以下内容：

1)根据飞机结构参数及每个缝翼结构载荷，分析获得每个缝翼结构的传载特性和损伤特性；

针对某型飞机，机身1一侧的缝翼结构从机翼2的翼根到翼尖分为五段：内段缝翼3、中1段缝翼4、中2段缝翼5、外1段缝翼6和外2段缝翼7，见图2，分析390种疲劳载荷，确认五段缝翼结构中传载和损伤最大的两段缝翼为内段缝翼3和中2段缝翼5，其中内段缝翼3最大，中2段缝翼5次之。五段缝翼传力路径类似，缝翼载荷均通过2根滑轨与机翼固定前缘加强隔板上的滚轮连接，传递到机翼上下蒙皮和前梁。如图1所示。

2)按照缝翼结构的传载特性和损伤特性，将缝翼结构分级为完全考核结构、兼顾考核结构和不考核结构；

按照缝翼结构的传载特性和损伤特性，将缝翼结构分级，缝翼结构损伤最大的部段，即内段缝翼3，确定为完全考核结构；缝翼结构载荷最大的部段即中2段缝翼5，确定为兼顾考核结构；将中1段缝翼4、外1段缝翼6和外2段缝翼7确定为不考核结构。如图2所示。

3)在飞机全尺寸疲劳试验中，将完全考核结构的缝翼翼面8及滑轨9安装在机翼结构上、将兼顾考核结构的缝翼滑轨9安装在机翼结构上，将不考核结构的缝翼结构不安装；如图3所示。

在全尺寸疲劳试验中，完全考核部位为内段缝翼3，试验结构配套为左右侧内段缝翼3的翼面8及其滑轨9连接结构；兼顾考核部位为中2段缝翼5，试验结构配套为左右侧中2段缝翼5的滑轨9连接结构；不考核结构为中1段缝翼4、外1段缝翼6和外2段缝翼7，全尺寸试验中均不配套，试验配套结果见图3。全尺寸疲劳试验中缝翼结构固定在飞机巡航构型。

4)根据缝翼结构分级结果，对完全考核结构，在缝翼翼面上施加缝翼的弯矩、扭矩、剪力载荷。对兼顾考核结构，在缝翼滑轨上施加缝翼的弯矩、剪力载荷。对不考核结构，不进行加载试验。

内段缝翼3结构为完全考核部位，针对内段缝翼3结构，载荷施加方法步骤如下：

首先，建立内段缝翼3的翼面分布载荷、滑轨与翼面连接点载荷和滑轨与滚轮连接点载荷的数学模型，内段缝翼3分布载荷与滑轨连接点载荷的数据模型，借助全机有限元模型求解，滑轨连接点载荷和滚轮载荷的数学模型见下述三个公式。

P_cR_c＝-P₀y₀sinβ+P₀x₀cosγ (1)

P_fcosα+P_bnosβ+P_csinγ＝P₉cosα+P₀eosγ (2)

P_fsinα+P_bsinβ+P_ccosγ＝P₉sinα+P₀sinγ (33)

式中前滚轮沿着半径方向的载荷为P_f，后滚轮沿着半径方向的载荷为P_h，齿轮沿着圆周切向载荷为P_c，前滚轮与Y轴的夹角为α，后滚轮与-Y轴的夹角为β，齿轮与-Y轴的夹角为γ，内段缝翼与滑轨后连接点施加沿着y轴为γ角度的载荷P₀，内段缝翼与滑轨后连接点径向载荷P₉，载荷方向与y轴的夹角为α，连接点的坐标为X₀,Y₀,滑轨半径为R_C。

其次，将内段缝翼3分布载荷转变为内段缝翼3翼面集中载荷，通过迭代计算的加载点。，将控制滑轨与固定前缘连接的载荷误差在5％以内，内段缝翼3的总载传递弯矩误差不大于2％，剪力误差不大于3％，扭矩误差不大于5％；

最后，对内段缝翼3选取10个关键分析部位进行载荷处理前后疲劳损伤对比，疲劳寿命误差为5％，因此最终的内段缝翼3载荷施加方案：加载点两个，载荷施加位置为内段缝翼3滑轨对应的缝翼本体加强肋与缝翼蒙皮前后梁中线交点，载荷施加方向为内段缝翼3局部坐标系FX,FY,FZ，载荷值分别是靠近机翼根部的加载点载荷为53％内段缝翼3总载，靠近翼尖的加载点载荷为47％的内段缝翼3总载。

兼顾考核部位为中2段缝翼5，针对中2段缝翼5的滑轨9结构，载荷施加方法步骤如下：

首先，按中2段缝翼5的滑轨9计算机翼2固定前缘左右加强隔板与机翼2上下壁板连接点坐标，计算滑轨9中心位置坐标，作为弯矩计算基准点，计算飞机起飞构型、巡航构型和着陆构型的的各缝翼滑轨载荷需要施加的弯矩；

其次，确定滑轨加载点位置为滑轨端部与缝翼翼面的连接点，考虑到全机坐标系Z轴方向，与滑轨平面存在夹角，确定滑轨施加载荷的方向为全机坐标系Z轴在滑轨平面的投影。按该方向计算滑轨施加载荷的大小为靠近机翼2根部的滑轨9加载点载荷为57％中2段缝翼5总弯矩/加载点到弯矩计算基准点的距离，靠近翼尖的加载点载荷为43％的中2段缝翼5总弯矩/加载点到弯矩计算基准点的距离，要求中2段缝翼5总载传递弯矩误差不大于2％；

最后，对比翼面分布载荷状态和集中载荷状态下的滑轨对应的固定前缘与机翼上下蒙皮的应力，误差为8％，确定中2段缝翼滑轨9结构的载荷加载方案；

因此，某型飞机全尺寸疲劳试验中缝翼结构包含，左右侧内段缝翼3及滑轨9连接结构，左右侧中2段缝翼5的滑轨9结构。每一侧缝翼结构加载点共计4个，内段缝翼3翼面加载点2个，中2段缝翼5滑轨加载点2个。

本发明的全尺寸疲劳试验缝翼载荷加载设计方法，已成功用于某型飞机全机疲劳试验，使得缝翼结构考核效果和缝翼试验配套都达到了最优效果，且试验规模，经费可控。

Claims

1.一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，已知飞机结构参数及与飞机机翼连接的多个缝翼结构的载荷，每个缝翼结构含有缝翼翼面及滑轨，其特征在于包含以下内容：1)根据飞机结构参数及每个缝翼结构载荷，分析获得每个缝翼结构的传载特性和损伤特性；2)按照缝翼结构的传载特性和损伤特性，将缝翼结构分级为完全考核结构、兼顾考核结构和不考核结构；3)在飞机全尺寸疲劳试验中，将完全考核结构的缝翼翼面及滑轨安装在机翼结构上、将兼顾考核结构的缝翼滑轨安装在机翼结构上，将不考核结构的缝翼结构不安装；4)根据缝翼结构分级结果，对完全考核结构，在缝翼翼面上施加缝翼的弯矩、扭矩、剪力载荷，对兼顾考核结构，在缝翼滑轨上施加缝翼的弯矩、剪力载荷，对不考核结构，不进行加载试验。

2.如权利要求1所述的飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，其特征在于，步骤2)缝翼结构分级规则，缝翼结构损伤最大的部段确定为完全考核结构；缝翼结构载荷最大的部段确定为兼顾考核结构；剩余结构确定为不考核结构。

3.如权利要求1所述的飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，其特征在于，步骤4)载荷施加方法，针对完全考核结构，首先，建立该考核结构的缝翼翼面分布载荷、滑轨连接点载荷和滚轮载荷的数学模型；其次，将缝翼翼面分布载荷转变为缝翼翼面集中载荷，控制滑轨与固定前缘连接的载荷误差在5％以内，该考核结构的总载传递弯矩误差不大于2％，剪力误差不大于3％，扭矩误差不大于5％；最后，对比翼面分布载荷状态和集中载荷状态下的该考核结构的疲劳分析寿命误差不大于5％，最终确定该完全考核结构的载荷加载方案。

4.如权利要求1所述的飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，其特征在于，步骤4)载荷施加方法，针对兼顾考核结构，首先，依据该兼顾考核结构滑轨所在位置的机翼固定前缘左右加强隔板与机翼上下壁板连接点坐标，计算滑轨中心位置坐标，作为弯矩计算基准点，依据飞机起飞构型、巡航构型和着陆构型的各缝翼滑轨载荷，计算该滑轨需要施加的弯矩；其次，依据该滑轨需要施加的弯矩和滑轨结构，确定滑轨加载点位置为滑轨端部与缝翼翼面的连接点，计算确定滑轨施加载荷的大小和方向，控制滑轨弯矩误差不大于2％；最后，对比翼面分布载荷状态和集中载荷状态下的滑轨对应的固定前缘与机翼上下蒙皮的应力，误差不大于10％，最终确定该兼顾考核结构的载荷加载方案。