CN114218684A - 一种民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空全机载荷谱编制技术领域，特别涉及一种民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法。包括：确定需要考虑结构动态响应的飞行使用任务段；获取各个飞行使用任务段在1g状态下的平飞载荷，并将1g状态下的平飞载荷作为基准载荷；基于阵风功率谱密度方法，得到柔性结构在各个飞行使用任务段下的载荷时域历程；根据等损伤折算方法，对载荷循环进行损伤计算，得到载荷循环对应的柔性结构损伤值；根据柔性结构损伤值以及载荷循环中最大载荷循环造成的损伤值，得到结构动态响应造成的损伤比值，即为载荷频次放大的次数，根据等损伤折算方法，得到新生成的载荷循环，从而计算得到动态载荷放大因子。

Description

一种民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法

技术领域

本申请属于航空全机载荷谱编制技术领域，特别涉及一种民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法。

背景技术

民机结构柔性较大，在地面滑行和空中飞行中结构会产生明显的振动，从而引起明显的交变载荷(或载荷相对静态有一定的增大)，合理、准确的确定飞机动态载荷放大因子，对于结构耐久性设计、分析具有重要作用。《民机结构耐久性与损伤容限设计手册(上册)》中3.5节“使用载荷及载荷谱的详细说明”的要求，其中，对襟翼放下离场、初期爬升、后期爬升、巡航、初期下降、后期下降和襟翼放下进场7种与突风有关的使用情况，明确规定应该用一个动态系数乘静态载荷或静态应力来考虑动态效应。

飞机在地面着陆撞击、滑行以及空中飞行过程中引起的结构动态响应，对结构的耐久性/损伤容限特性影响比较严重，是结构耐久性载荷设计所关注的一个重要内容，为此在进行结构耐久性/损伤容限分析时，需要考虑结构动态响应的影响。一般情况下，在大飞机结构耐久性/损伤容限分析时，对结构动态响应影响的处理方法有两种，一种为不改变载荷量级，只放大载荷的作用频次；另一种为不改变载荷作用频次，只对载荷幅值进行放大。

部分参考资料对结构的动态载荷放大因子的定义如下：

DMF＝Δ载荷动态幅值/Δ载荷静态幅值

动态载荷放大因子(DMF：Dynamic Magnify Factor)就是弹性飞机动响应的最大载荷幅值与刚性飞机响应的最大载荷幅值之比。这里的载荷可以是剪力、弯矩、扭矩、某特定部位的载荷系数等。其中基准载荷是指飞机稳态飞行状态下的载荷，如1g平飞状态。动载荷计算将给出相对于基准载荷的增量载荷时间历程。按照刚性、柔性模型进行动态载荷放大因子计算时，往往得出的动态载荷放大因子较大，在几个机型动态载荷放大因子确定过程中都得到了验证，该种分析方法存在一定的瑕疵，得到的数值难以直接应用到飞机的设计、分析中，且部分机型没有相似机型的经验数值，因此提出一种新的动态载荷放大因子确定方法显得尤为重要。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法，包括：

步骤一、通过对飞机典型飞行使用任务剖面进行分析，确定需要考虑结构动态响应的飞行使用任务段；

步骤二、基于飞机气动、惯性载荷计算模型，获取各个飞行使用任务段在1g状态下的平飞载荷，并将1g状态下的平飞载荷作为基准载荷；

步骤三、以基准载荷为基础，在弹性计算模型中，施加了3m/s阵风激励，基于阵风功率谱密度方法，得到柔性结构在各个飞行使用任务段下的载荷时域历程；

步骤四、根据柔性结构的载荷时域历程，对载荷时域历程进行双参数雨流计数，得到动态响应下的载荷循环大小和次数，根据等损伤折算方法，对载荷循环进行损伤计算，得到载荷循环对应的柔性结构损伤值；

步骤五、根据柔性结构损伤值以及载荷循环中最大载荷循环造成的损伤值，得到结构动态响应造成的损伤比值，即为载荷频次放大的次数，根据等损伤折算方法，将最大载荷循环的载荷幅值乘以DMF，确保新的单个载荷循环下与动态响应下的载荷历程造成的损伤相同，得到新生成的载荷循环，从而计算得到动态载荷放大因子。

在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，需要考虑结构动态响应的飞行使用任务段包括：襟翼放下离场、初期爬升、后期爬升、巡航、初期下降、后期下降以及襟翼放下进场。

在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，所述按照等损伤折算方法，对载荷循环进行损伤计算，得到载荷循环对应的柔性结构损伤值包括：

载荷循环对应的柔性结构损伤值为：

其中，

为第雨流法计及的循环幅值，N_i为每级载荷循环数，m为材料参数。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法，根据飞机使用任务特点出发，结合飞机气动、惯性载荷计算模型和弹性模型，从而得到动态载荷放大因子，本申请理论依据正确，分析步骤清晰、简单，工程概念明确。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的飞机全机坐标系一个角度视图；

图2是本申请一个实施方式的飞机全机坐标系另一个角度视图；

图3是本申请一个实施方式的机翼5肋切面弯矩载荷时域历程示意图；

图4是本申请一个实施方式的机翼5肋切面载荷循环示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法，包括以下步骤：

步骤一、通过对飞机典型飞行使用任务剖面进行分析，确定需要考虑结构动态响应的飞行使用任务段；

步骤二、基于飞机气动、惯性载荷计算模型，获取各个飞行使用任务段在1g状态下的平飞载荷，并将1g状态下的平飞载荷作为基准载荷；

步骤三、以基准载荷为基础，在弹性计算模型中，施加了3m/s阵风激励，基于阵风功率谱密度方法，得到柔性结构在各个飞行使用任务段下的载荷时域历程；

步骤四、根据柔性结构的载荷时域历程，对载荷时域历程进行双参数雨流计数，得到动态响应下的载荷循环大小和次数，根据等损伤折算方法，对载荷循环进行损伤计算，得到载荷循环对应的柔性结构损伤值；

步骤五、根据柔性结构损伤值以及载荷循环中最大载荷循环造成的损伤值，得到结构动态响应造成的损伤比值，即为载荷频次放大的次数，根据等损伤折算方法，将最大载荷循环的载荷幅值乘以DMF，确保新的单个载荷循环下与动态响应下的载荷历程造成的损伤相同，得到新生成的载荷循环，从而计算得到动态载荷放大因子。

在本申请的一个实施方式中，已知某民机巡航任务段的飞行参数。

首先，步骤一、通过对飞机典型飞行使用任务剖面进行分析，确定民机需要考虑动态响应的飞行任务段包括：襟翼放下离场、初期爬升、后期爬升、巡航、初期下降、后期下降以及襟翼放下进场7种；

以机翼结构巡航状态为例进行分析计算；

步骤二中，基于飞机气动、惯性载荷计算模型，得到巡航1g状态下机翼各个肋站位的载荷：

M_X5＝100000N·m

F_z5＝10000N

T_x5＝20000N·m

其中，M_X5为机翼5肋站位处的垂向弯矩，F_z5为机翼5肋站位处的垂向剪力，T_x5为机翼5肋站位处的航向扭矩。

步骤三中，以基准载荷为基础，在弹性计算模型中，施加了3m/s阵风激励，基于阵风功率谱密度方法，得到机翼5肋站位在巡航任务段下的载荷时域历程曲线，由于机翼设计、分析的关键力素为弯矩，输出机翼弯矩的载荷时域历程，图3给出了动态响应的载荷时域历程，其中3m/s最大阵风响应载荷为：

M_X5′＝110000N·m

F_z5＝11000N

T_x5＝21000N·m

步骤四中，(1)依据得到的柔性结构的载荷时域历程，对载荷时域历程进行双参数雨流计数，得到动态响应下的载荷循环大小和次数，其中动态响应载荷的循环有：

C1(最大载荷循环，1g状态-最大载荷状态-1g状态，即M_X5＝100000N·m—M_X5′＝110000N·m—M_X5＝100000N·m)；

C2(100500，109500)；

C3(101000，109000)；

C4(101500，103286.1)；

(2)按照等损伤折算方法：根据奥丁aoding公式，对载荷循环进行损伤计算：

其中，

为第雨流法计及的循环幅值，N_i为每级载荷循环数，m为材料参数，对于铝合金取4.0。

得到C1、C2、C3、C4循环对应的损伤值分别为D1、D2、D3、D4(对应的次数分别为N1、N2为1、N3为1、N4为1，一般N1为1)，则动态响应过程中的总损伤D_total值为：

D_total＝D1×N1+D2×N2+D3×N3+D4×N4

如果循环数多于4个，依此类推计算。

最后，步骤五中，(1)根据得到的机翼5肋站位的损伤值大小，与载荷循环中最大载荷循环造成的损伤比值，即为结构动态响应造成的附件的损伤比值，该比值即为载荷频次放大的次数：

N_magnify＝D_total/(D1×N1)

其中，N_magnify为机翼5肋站位处垂向弯矩对应的载荷放大频次；

(2)通过等损伤折算方法，将最大载荷循环的载荷幅值乘以DMF，确保新的单个载荷循环下与动态响应下的载荷历程造成的损伤相同：

D_c1′＝D_total/N1

其中，D_c1′为新生成的载荷循环：1g状态-最大载荷状态-1g状态，即M_X5＝100000N·m—M_X5″＝115000N·m—M_X5＝100000N·m

按照动态放大因子的定义，可以得到该站位的动态载荷放大因子为：

DMF_magnify＝Δ_elastic/Δ_rigid＝(M_X5″-M_X5)/(M_X5′-M_X5)＝1.5

其中，Δ_elastic为载荷动态幅值增量，Δ_rigid为载荷静态幅值增量。

本申请的民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法，根据飞机使用任务特点出发，结合飞机气动、惯性载荷计算模型和弹性模型，从而得到动态载荷放大因子，本申请理论依据正确，分析步骤清晰、简单，工程概念明确。本申请解决了民机载荷谱中动态载荷放大因子精准计算的难题。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法，其特征在于，包括：

步骤一、通过对飞机典型飞行使用任务剖面进行分析，确定需要考虑结构动态响应的飞行使用任务段；

步骤二、基于飞机气动、惯性载荷计算模型，获取各个飞行使用任务段在1g状态下的平飞载荷，并将1g状态下的平飞载荷作为基准载荷；

步骤三、以基准载荷为基础，在弹性计算模型中，施加了3m/s阵风激励，基于阵风功率谱密度方法，得到柔性结构在各个飞行使用任务段下的载荷时域历程；

步骤四、根据柔性结构的载荷时域历程，对载荷时域历程进行双参数雨流计数，得到动态响应下的载荷循环大小和次数，根据等损伤折算方法，对载荷循环进行损伤计算，得到载荷循环对应的柔性结构损伤值；

步骤五、根据柔性结构损伤值以及载荷循环中最大载荷循环造成的损伤值，得到结构动态响应造成的损伤比值，即为载荷频次放大的次数，根据等损伤折算方法，将最大载荷循环的载荷幅值乘以DMF，确保新的单个载荷循环下与动态响应下的载荷历程造成的损伤相同，得到新生成的载荷循环，从而计算得到动态载荷放大因子。

2.根据权利要求1所述的民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法，其特征在于，步骤一中，需要考虑结构动态响应的飞行使用任务段包括：襟翼放下离场、初期爬升、后期爬升、巡航、初期下降、后期下降以及襟翼放下进场。

3.根据权利要求1所述的民机载荷谱中动态载荷放大因子确定方法，其特征在于，步骤四中，所述按照等损伤折算方法，对载荷循环进行损伤计算，得到载荷循环对应的柔性结构损伤值包括：

载荷循环对应的柔性结构损伤值为：

其中，

为第雨流法计及的循环幅值，N_i为每级载荷循环数，m为材料参数。

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