CN115186395B - 一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，属于飞机测试技术领域。方法包括以下步骤：S1、构建舱门几何分析模型；S2、提取舱门功能/性能因素参数；S3、构建舱门动力学分析模型；S4、分析舱门功能/性能随时间的变化规律；S5、分析舱门失效演变过程。本发明解决了现有技术缺乏对飞机舱门在复杂气候环境下失效演变过程的研究分析的问题，具有为飞机舱门设计改进提供支撑，提高飞机的安全性和环境适应性的优点。
Description
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法。
背景技术
飞机运行过程中可能遇到各种特殊恶劣气候环境，会对飞机的运行造成不同程度的影响。飞机舱门对飞机安全有着直接影响。舱门作为飞机上最大开口，影响着飞机的安全性和完整性。
高温、高寒以及结冰导致舱门机构变形发生损毁或者出现卡阻等故障。高温、高寒、结冰会影响舱门机构运动副的摩擦系数，从而增大舱门开启的手柄驱动力矩；此外，结冰情况还会在运动副处增加粘滞阻力，进而增大舱门开启的手柄驱动力矩，当舱门开启手柄驱动力矩增加过大时，会出现机构卡滞，甚至无法打开舱门，舱门机构故障/失效。
但现有技术依旧缺乏对飞机舱门在复杂气候环境下失效演变过程的研究分析。
发明内容
本发明解决的技术问题是：现有技术缺乏对飞机舱门在复杂气候环境下失效演变过程的研究分析。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，包括以下步骤：
S1、构建舱门几何分析模型
根据实际飞机舱门的结构特征构建舱门几何分析模型；
S2、提取舱门功能/性能因素参数
分析极端气候环境条件对飞机舱门的材料、结构构型、加工工艺、设计特点的影响，提取出受极端气候环境条件影响的舱门关键性能参数；
S3、构建舱门动力学分析模型，构建方法为：
S3-1、根据零部件之间的运动关系，在软件ADAMS中添加相应的仿真约束条件；
S3-2、在软件ADAMS中施加对应驱动，并设置相应的驱动参数或函数，
S3-3、在软件ADAMS中设置仿真的环境温度范围，并对步骤S3-2中相应的驱动参数或函数进行仿真及调试，仿真过程中，手柄转动带动连杆、双头摇臂、插杆、空间曲柄、铰链臂运动，使得舱门向内平移的同时产生转动，以此解锁打开舱门或上锁关闭舱门，仿真结束后，得到ADAMS仿真数据；
S4、分析舱门功能/性能随时间的变化规律
通过ADAMS仿真数据以及舱门在环境实验室的真实气候试验数据绘制舱门开启力和开启时间随温度、结冰厚度的规律曲线；
S5、分析舱门失效演变过程
根据民机舱门失效准则分析舱门机构被卡住时舱门的失效温度点和结冰条件。
进一步地，步骤S1中，实际飞机舱门的结构特征包括：锁闩机构、手柄机构、铰链臂机构、阵风锁机构、舱门的开启形式。
进一步地，舱门的开启形式包括：提升机构开启形式、助力机构开启形式、增压预防机构开启形式。
进一步地，步骤S3-1中，零部件之间的运动关系为：机构物理模型约束及约束的适用边界条件。
更进一步地，机构物理模型约束包括：旋转副约束、铰球副约束、滑移副约束、圆柱副约束、固定副约束、齿轮副约束、耦合副约束。
优选地，旋转副约束的适用边界条件为：滚动轴承、滑动轴承，铰球副约束的适用边界条件为：球轴承，滑移副约束的适用边界条件为：作动器顶杆、外筒，圆柱副约束的适用边界条件为：衬套，固定副约束的适用边界条件为：螺栓连接，齿轮副约束的适用边界条件为：齿轮传动，耦合副的适用边界条件为：带传动、链传动。
优选地，步骤S3-2中对应驱动为飞机舱门材料受温度影响的热膨胀系数、动/静摩擦系数、强度/刚度。
优选地，步骤S3-2中函数为杆件变形/附加摩擦力矩计算公式。
优选地，步骤S3-3中，环境温度范围为-55℃~74℃，其中，74℃为仿真过程的极高温，-55℃为仿真过程的极低温。
本发明的有益效果是：
本发明通过分析舱门的材料种类、结构构型、加工工艺、设计特点等信息，建立三维实体模型，结合舱门的运动副特点以及温度环境等，建立舱门在极端气候环境条件下的动力学特性分析模型，再结合不同环境条件下的舱门结构实验数据，分析舱门的功能/性能随时间的变化规律，以此为基础分析舱门的失效演变过程，开展机构故障失效演变过程分析，为飞机舱门结构设计改进提供支撑，提高飞机的安全性和环境适应性。
附图说明
图1是本发明一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
实施例1
一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、构建舱门几何分析模型
根据实际飞机舱门的结构特征构建舱门几何分析模型，实际飞机舱门的结构特征包括：锁闩机构、手柄机构、铰链臂机构、阵风锁机构、舱门的开启形式，舱门的开启形式包括：提升机构开启形式、助力机构开启形式、增压预防机构开启形式；
S2、提取舱门功能/性能因素参数
分析极端气候环境条件对飞机舱门的材料、结构构型、加工工艺、设计特点的影响，提取出受极端气候环境条件影响的舱门关键性能参数；
S3、构建舱门动力学分析模型，构建方法为：
S3-1、根据零部件之间的运动关系，在软件ADAMS中添加相应的仿真约束条件，零部件之间的运动关系为：机构物理模型约束及约束的适用边界条件，机构物理模型约束包括：旋转副约束、铰球副约束、滑移副约束、圆柱副约束、固定副约束、齿轮副约束、耦合副约束，所述旋转副约束的适用边界条件为：滚动轴承、滑动轴承，铰球副约束的适用边界条件为：球轴承，所述滑移副约束的适用边界条件为：作动器顶杆、外筒，所述圆柱副约束的适用边界条件为：衬套，所述固定副约束的适用边界条件为：螺栓连接，所述齿轮副约束的适用边界条件为：齿轮传动，所述耦合副的适用边界条件为：带传动、链传动，
S3-2、在软件ADAMS中施加对应驱动，并设置相应的驱动参数，对应驱动为飞机舱门材料受温度影响的热膨胀系数、动/静摩擦系数、强度/刚度，
S3-3、在软件ADAMS中设置仿真的环境温度范围，环境温度范围为-55℃~74℃，其中，74℃为仿真过程的极高温，-55℃为仿真过程的极低温，并对步骤S3-2中相应的驱动参数或函数进行仿真及调试，仿真过程中，手柄转动带动连杆、双头摇臂、插杆、空间曲柄、铰链臂运动，使得舱门向内平移的同时产生转动，以此解锁打开舱门或上锁关闭舱门，仿真结束后，得到ADAMS仿真数据；
S4、分析舱门功能/性能随时间的变化规律
通过ADAMS仿真数据以及舱门在环境实验室的真实气候试验数据绘制舱门开启力和开启时间随温度、结冰厚度的规律曲线；
S5、分析舱门失效演变过程
根据民机舱门失效准则分析舱门机构被卡住时舱门的失效温度点和结冰条件。
实施例2
本实施例为一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，与实施例1的区别之处在于：
S3-2、在软件ADAMS中施加对应驱动，并设置相应的函数，对应驱动为飞机舱门材料受温度影响的热膨胀系数、动/静摩擦系数、强度/刚度，函数为杆件变形/附加摩擦力矩计算公式。
Claims (9)
1.一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、构建舱门几何分析模型
根据实际飞机舱门的结构特征构建舱门几何分析模型；
S2、提取舱门功能/性能因素参数
分析极端气候环境条件对飞机舱门的材料、结构构型、加工工艺、设计特点的影响，提取出受极端气候环境条件影响的舱门关键性能参数；
S3、构建舱门动力学分析模型，构建方法为：
S3-1、根据零部件之间的运动关系，在软件ADAMS中添加相应的仿真约束条件；
S3-2、在软件ADAMS中施加对应驱动，并设置相应的驱动参数或函数，
S3-3、在软件ADAMS中设置仿真的环境温度范围，并对步骤S3-2中相应的驱动参数或函数进行仿真及调试，仿真过程中，手柄转动带动连杆、双头摇臂、插杆、空间曲柄、铰链臂运动，使得舱门向内平移的同时产生转动，以此解锁打开舱门或上锁关闭舱门，仿真结束后，得到ADAMS仿真数据；
S4、分析舱门功能/性能随时间的变化规律
通过ADAMS仿真数据以及舱门在环境实验室的真实气候试验数据绘制舱门开启力和开启时间随温度、结冰厚度的规律曲线；
S5、分析舱门失效演变过程
根据民机舱门失效准则分析舱门机构被卡住时舱门的失效温度点和结冰条件。
2.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，其特征在于，所述步骤S1中，实际飞机舱门的结构特征包括：锁闩机构、手柄机构、铰链臂机构、阵风锁机构、舱门的开启形式。
3.如权利要求2所述的一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，其特征在于，所述舱门的开启形式包括：提升机构开启形式、助力机构开启形式、增压预防机构开启形式。
4.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，其特征在于，所述步骤S3-1中，零部件之间的运动关系为：机构物理模型约束及约束的适用边界条件。
5.如权利要求4所述的一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，其特征在于，所述机构物理模型约束包括：旋转副约束、铰球副约束、滑移副约束、圆柱副约束、固定副约束、齿轮副约束、耦合副约束。
6.如权利要求5所述的一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，其特征在于，所述旋转副约束的适用边界条件为：滚动轴承、滑动轴承，所述铰球副约束的适用边界条件为：球轴承，所述滑移副约束的适用边界条件为：作动器顶杆、外筒，所述圆柱副约束的适用边界条件为：衬套，所述固定副约束的适用边界条件为：螺栓连接，所述齿轮副约束的适用边界条件为：齿轮传动，所述耦合副的适用边界条件为：带传动、链传动。
7.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，其特征在于，所述步骤S3-2中对应驱动为飞机舱门材料受温度影响的热膨胀系数、动/静摩擦系数、强度/刚度。
8.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，其特征在于，所述步骤S3-2中函数为杆件变形/附加摩擦力矩计算公式。
9.如权利要求1所述的一种用于飞机测试的舱门失效特性分析方法，其特征在于，所述步骤S3-3中，环境温度范围为-55℃~74℃，其中，74℃为仿真过程的极高温，-55℃为仿真过程的极低温。
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