CN116698471B - 一种飞行器舵面静强度试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器试验技术领域，旨在解决现有技术中的飞行器舵面静强度试验方法较为复杂，舵面载荷模拟失真，试验精度欠佳，不能准确考核飞行器舵面静强度的问题，提供一种飞行器舵面静强度试验方法；包括以下步骤：S1：选择舵面静力试验工况及试验载荷；S2：等效简化舵面静力试验载荷；S3：舵面静力试验加载胶布带载荷分载；S4：设计舵面静力试验加载杠杆系统；S5：计算舵面静力试验扣重及加载载荷；S6：实施舵面静力试验；本发明能保证舵面静力试验加载的真实性，试验加载过程和精度易控制，能全面考核舵面及其安装结构的强度符合性，适用性强，操作步骤清楚，计算分析过程可程序化，试验证明本方法可行，能满足工程试验要求。

Description

一种飞行器舵面静强度试验方法
技术领域
本发明涉及飞行器试验技术领域，具体而言，涉及一种飞行器舵面静强度试验方法。
背景技术
飞行器舵面是操纵飞行器的重要部件，用于飞行中保持飞行器的纵向和横向平衡，以及实现对飞行器机动飞行的操作和控制。舵面及其安装结构的静强度符合性直接关系到飞行器的飞行安全。在设计阶段，为验证飞行器舵面的静强度符合性，研究潜在的失效模式，并提供优化设计的依据，需进行飞行器舵面及其安装结构的静强度试验研究。飞行器结构静强度试验的关键技术在于试验工况的选择，试验载荷的转化，试验加载方案的设计，以及试验载荷加载精度的控制，在结构静强度试验中对上述关键技术的工程实现，是静强度试验结果可信性的基础。
在现有技术中，飞行器舵面静强度试验的试验载荷分载方法、试验加载方法、试验扣重方法等较为复杂；同时，在舵面静力试验加载中，往往只考虑舵面的气动力作用，而不考虑惯性力，虽降低了舵面载荷的复杂性，但会因此导致舵面载荷模拟失真，试验精度控制欠佳，不能准确地考核飞行器舵面的静强度。
发明内容
本发明旨在提供一种飞行器舵面静强度试验方法，以解决现有技术中的飞行器舵面静强度试验分载、加载及扣重方法复杂，舵面载荷模拟失真，试验精度控制欠佳，不能准确地考核飞行器舵面静强度的问题。
本发明是采用以下的技术方案实现的：
本发明提供一种飞行器舵面静强度试验方法，包括以下步骤：
S1：选择舵面静力试验工况及舵面静力试验载荷；
S2：等效简化舵面静力试验载荷；
S3：舵面静力试验加载胶布带载荷分载；
S4：设计舵面静力试验加载杠杆系统；
S5：计算舵面静力试验扣重及加载载荷；
S6：实施舵面静力试验。
作为优选的技术方案：
所述步骤S1具体包括：
S101：建立飞行器全机坐标系OXYZ：坐标系原点O为飞行器机头顶点；X轴垂直于飞行器左右对称面并指向飞行器的左翼尖；Y轴与航向平行，并以逆航向为正；Z轴与X、Y轴满足右手坐标系，指向上方；
S102：计算飞行载荷：以飞行器全机气动载荷数据库、全机质量分布及动力载荷为依据，对飞行器进行各个飞行工况下的全机运动仿真，得到飞行器舵面各仿真工况下的飞行载荷，k=1、2……s，s为仿真飞行工况数量；
飞行载荷包括气动载荷和惯性载荷/>，其中，i=1、2……m，m为气动载荷散点数量，j=1、2……n，n为惯性载荷散点数量，其中气动载荷/>的作用点为（/>，/>，/>），惯性载荷/>的作用点为（/>，/>，/>）；
S103：选择舵面静力试验工况：在全机坐标系OXYZ下，将舵面各飞行工况下的飞行载荷向舵面铰链线上一点A简化，点A取为舵面接头交点，得到各飞行工况/>下飞行载荷的合力/>=(/>，/>，/>)，合力矩/>=(/>，/>，/>)，其中，合力矩分量/>以舵面铰链线为参考轴定义，为舵面铰链力矩；
选取飞行载荷合力最大和铰链力矩绝对值最大的载荷工况作为舵面静力试验工况_/>，t=1、2，t为静力试验工况数量；
S104：存储舵面静力试验工况及舵面静力试验载荷；
步骤S103得到的舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷包括，气动载荷=（/>，/>，/>），i=1、2……m，其作用点为（/>，/>，/>），惯性载荷/>=（，/>，/>），j=1、2……n，其作用点为（/>，/>，/>）。
作为优选的技术方案：
所述步骤S2具体包括：
S201：在全机坐标系OXYZ下，设舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷的简化参考点为/>，其坐标为（/>，/>，/>），t=1、2；
S202：将舵面静力试验工况_/>下的气动载荷和惯性载荷向点/>等效简化，其力系简化合力/>=（/>，/>，/>）的分量方程分别为：
；
；
；
其力系简化的合力矩=（/>，/>，/>）的分量方程分别为：
；
；
；
S203：求解简化参考点的坐标（/>，/>，/>）使得所述步骤S202的合力矩/>的模取最小值，即求方程/>的最小值，以及此时点/>的坐标（/>，/>，/>）；
S204：对所有舵面静力试验工况_/>执行所述步骤S201~步骤S203，并记录存储全部舵面静力试验工况/>_/>在步骤S203求得的力系等效简化点/>及其坐标（/>，/>，），以及向该点/>简化的舵面静力试验载荷合力/>=（/>）、合力矩/>=（）。
作为优选的技术方案：
所述步骤S3具体包括：
S301：建立舵面静力试验载荷合力坐标系；
S302：选定舵面静力试验加载胶布带点位；
S303：建立飞行器舵面总体有限元模型及进行响应分析；
S304：采用有限元法分配舵面静力试验加载胶布带载荷；
S305：检验舵面静力试验加载胶布带载荷加载误差。
作为优选的技术方案：
所述步骤S301具体包括：针对舵面静力试验工况_/>，其舵面静力试验载荷合力坐标系/>的建立方法为：选择舵面上任意一点O′为坐标系原点，Z′轴平行于并指向舵面静力试验载荷合力的方向，即取Z′轴的方向向量为</>，/>，/>>，X′轴平行于舵面铰链线并指向飞行器左侧，Y′轴与X′、Z′轴满足右手坐标系；
所述步骤S302具体包括：
S302a：选定舵面静力试验载荷加载线：在舵面的上翼面确定两条静力试验载荷加载线，两条加载线沿舵面弦长方向呈一前一后平行分布，两条加载线分别为前加载线和后加载线，两条加载线避开舵面的大曲率前缘和高度较低的薄弱后缘区域，布置在舵面的梁结构占位处；
S302b：确定舵面静力试验加载胶布带粘贴点：根据舵面与飞行器机体连接交点的分布情况，以及舵面飞行载荷的分布特征，在两条加载线上选择若干基本胶布带粘贴点；
若后续胶布带载荷分载结果表明存在单个胶布带加载载荷较大，舵面或胶布带粘贴强度无法承载时，再以基本胶布带粘贴点为上级加载点，在其周围的舵面区域内均匀布置多个子胶布带，且子胶布带载荷由基本胶布带载荷平均分配而得，以减小单个胶布带的试验载荷和更精细地模拟舵面飞行载荷的分布情况；
满足强度要求以及数量要求的各个胶布带作为舵面静力试验加载胶布带，从而选定各个舵面静力试验加载胶布带的点位；
所述步骤S303具体包括：
S303a：根据飞行器舵面布局及几何参数建立舵面有限元网格，同时建立舵面安装结构的有限元网格，舵面及其安装结构的部件之间的耳片螺栓连接及其自由度约束利用多点约束MPC进行模拟；
S303b：将舵面静力试验工况_/>的飞行载荷按真实分布加载到有限元模型上，并对舵面安装结构的外边界进行固定约束，通过舵面网格化、部件连接模拟、建立边界条件和施加舵面真实飞行载荷，形成飞行器舵面总体有限元分析模型；
S303c：对飞行器舵面总体有限元分析模型进行线性静力计算，得出飞行载荷作用下舵面的应力分布、安装交点载荷及舵机接头载荷结构响应量；
所述步骤S304具体包括：
S304a：建立胶布带载荷分载用有限元模型：在飞行器舵面总体有限元分析模型的基础上，针对舵面静力试验工况_/>，将舵面总体有限元模型中与基本胶布带占位相对应的有限元节点/>的分析坐标系分别设置为步骤S301所建立的舵面载荷合力坐标系，其中，p=1、2……l，l为基本胶布带数量对应的节点编号；
S304b：在舵面总体有限元分析模型中，分别输入所述步骤S204所得的各个舵面静力试验工况的试验载荷简化参考点的坐标（/>，/>，/>），从而建立舵面静力试验工况/>_/>和/>_/>的舵面静力试验载荷的集中载荷加载点/>和/>；
分别以集中载荷加载点和/>为从节点，以有限元模型中节点/>为主节点，建立多点约束RBE3单元，将舵面静力试验载荷加载到舵面上；
S304c：建立舵面静力试验分析工况：将步骤S2所得的舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷的合力/>和合力矩/>施加在集中载荷加载点/>上，并与舵面总体模型边界约束条件组合，形成舵面静力试验工况/>_/>的分析工况；
将所述步骤S2所得的静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷的合力/>和合力矩/>施加在集中载荷加载点/>上，并与舵面总体模型边界约束条件组合，形成舵面静力试验工况/>_/>的分析工况；
S304d：提取胶布带位置有限元节点载荷：对S304a、S304b和S304c建立的有限元模型进行试验工况_/>和/>_/>的线性分析，加载计算结果后，分别输出各个静力试验工况/>_/>的、在舵面载荷合力坐标系/>下的、有限元节点/>的多点约束载荷MPC force，分别包括力分量/>、/>、/>；
S304e：确定舵面静力试验加载胶布带载荷：去除所述步骤S304d得到的有限元节点的多点约束载荷的小载荷分量/>、/>，保留并存储有限元节点/>的多点约束载荷的力分量/>，即为各舵面静力试验工况/>_/>的舵面静力试验加载胶布带载荷；
所述步骤S305具体包括：
S305a：将所述步骤S304所得的舵面静力试验加载胶布带载荷施加到有限元节点/>上，并与舵面总体模型边界约束条件组合，形成舵面静力试验加载检验有限元模型；
S305b：对舵面静力试验加载检验有限元模型进行线性静力分析后，加载分析结果至模型中，提取各舵面静力试验工况_/>施加胶布带载荷作用下，舵面的应力分布、安装交点载荷和舵机接头载荷；
S305c：将步骤S305b得到的胶布带载荷作用下的、与步骤S303得出的真实飞行载荷作用下的舵面的应力分布、安装交点载荷和舵机接头载荷结构响应量进行误差分析，结构响应误差小于5%即可验证各个舵面静力试验工况_/>的胶布带载荷分载结果合理，可用于舵面静力试验中。
作为优选的技术方案：
所述步骤S4具体包括：
S401：将舵面上前后两条加载线上的X向占位相同的胶布带分别通过杠杆和钢丝绳连接起来，形成多个试验加载用的第一级杠杆，各个第一级杠杆长度相同且为舵面上两条平行的加载线之间的距离；
S402：根据第一级杠杆相连的两个胶布带的舵面静力试验加载胶布带载荷的合力，确定在各个第一级杠杆上第二级杠杆钢丝绳的连接点位，然后分别用杠杆和钢丝绳将两个X向占位相邻的第一级杠杆连接起来，形成试验加载用的第二级杠杆；
S403：根据第二级杠杆相连的两个X向占位相邻的第一级杠杆载荷的合力，确定在各个第二级杠杆上第三级杠杆钢丝绳的连接点位，然后分别用杠杆和钢丝绳将两个X向占位相邻的第二级杠杆连接起来，形成试验加载用的第三级杠杆；
S404：按照步骤S403相同的方法逐级设计出下一级杠杆，从而形成试验加载的多级杠杆系统，最末级杠杆用于连接加载作动筒，至此完成舵面静力试验加载杠杆系统的设计。
作为优选的技术方案：
所述步骤S5包括：
S501：布置静力试验载荷加载组件；
S502：计算静力试验扣重载荷；
S503：计算静力试验加载作动筒的加载载荷谱；
其中，所述步骤S501具体包括：
舵面静力试验载荷加载组件包括加载作动筒、加载方向控制定滑轮及加载钢丝绳，加载钢丝绳一端连接在加载作动筒的活塞杆耳片上，在绕过固定于地面上的加载方向控制定滑轮后，连接于加载杠杆系统的最末级杠杆上；
静力试验时，加载作动筒逐级输出载荷，经由加载钢丝绳绕过加载方向控制定滑轮后，将试验载荷传递至加载杠杆系统上，再由加载杠杆系统及胶布带将试验载荷加载到舵面上，从而实现舵面静力试验的载荷加载操作；
在全机坐标系OXYZ下，各舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷加载方向为舵面静力试验载荷合力方向，其方向向量为</>，/>，/>>；通过调整加载方向控制定滑轮在地面上的位置来进行限定和调整加载方向。
作为优选的技术方案：
所述步骤S502具体包括：
S502a：称重及计算等效重量重心：对舵面及加载杠杆系统进行称重并测算重心坐标，在全机坐标系OXYZ下，舵面质量为，其重心展向占位坐标为/>，加载杠杆系统质量为/>，重心展向占位坐标为/>，其中，展向为X轴向；
则待扣重部分总质量为，重心展向占位坐标为；
S502b：计算集中扣重分量：在全机坐标系OXYZ下，各舵面静力试验工况_/>舵面载荷合力与竖直方向的夹角为/>，其中，竖直方向为Z轴方向，/>的计算公式为：
；
将待扣重部分自重进行垂直于和平行于舵面载荷合力的两个方向分解，其中垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量记为，平行于舵面载荷合力方向的扣重分量记为/>，重力加速度为g，则两个方向上的扣重分量计算公式为：
；
；
垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量通过在舵面的内侧、外侧端肋处的后缘上绕过定滑轮悬挂配重进行扣除，平行于舵面载荷合力方向上的扣重分量/>在加载作动筒的各级加载载荷中分别扣除；
S502c：计算垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量的扣重载荷：记舵面内侧、外侧端肋处的配重悬挂点/>、/>的展向占位坐标分别为/>和/>，则舵面内侧、外侧端肋处悬挂的配重重力/>和/>分别为：
；
。
作为优选的技术方案：
所述步骤S503具体包括：
S503a：各舵面静力试验工况_/>下，加载作动筒100%限制载荷的理论值F cv-t为/>；
S503b：在扣除平行于舵面载荷合力方向的扣重分量后，舵面静力试验的加载作动筒100%限制载荷的实际值/>为：
；
静力试验中，加载作动筒逐级加载的各级载荷值为：
；
其中，w为加载载荷级；
S503c：汇总记录上述加载作动筒逐级加载的各级载荷值，形成静力试验中加载作动筒的加载载荷谱。
作为优选的技术方案：
所述步骤S6具体包括：
S601：将舵面静力试验系统进行安装固定，其中舵面采用倒置安装，即舵面的上、下翼面调换位置，舵面的下翼面安装在上方；
S602：安装加载杠杆系统和加载作动筒；
S603：在舵面上安装应变片，将应变片与应变采集仪器连接；
S604：在舵面上安装位移计，将位移计与位移采集仪器连接；
S605：将采集系统清零；
S606：绕过定滑轮在舵面的内侧、外侧端肋处悬挂扣重配重，一次性扣除垂直于舵面载荷合力方向上的待扣重部分的自重分量；
S607：从加载作动筒的加载载荷中扣除平行于舵面载荷合力方向的扣重分量，形成静力试验中加载作动筒逐级加载的载荷谱；
S608：进行舵面限制载荷试验，加载作动筒按照5%限制载荷一级逐级加载到100%限制载荷，逐级加载逐级测量应变位移，限制载荷达到后保载30s后逐级卸载至零；
S609：进行舵面极限载荷试验，在100%限制载荷前，加载作动筒每级按10%进行加载，加载至100%限制载荷时保载30s后继续加载，100~150%间按5%一级加载，加载至150%限制载荷时需保载3s，保载完成后逐级卸载至零；
S610：舵面完成100%限制载荷试验后检查舵面及其安装结构不发生永久性变形，且150%限制载荷试验后舵面及其安装结构不发生破坏，则判定舵面及其安装结构的静强度满足设计要求。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
（1）在飞行器舵面静强度试验的试验工况选择中，本发明考虑了全飞行包线内，各个飞行状态下的舵面飞行载荷，不仅含有舵面气动载荷，还包含舵面的惯性载荷，并至少选择舵面飞行载荷合力最大工况和铰链力矩最大工况为舵面的静强度试验工况，能全面地考核舵面及其安装结构的强度符合性；
（2）本发明舵面静强度试验的胶布带载荷分载过程包括试验工况载荷等效简化、有限元法分载和胶布带载荷加载误差检验三个关键技术步骤，采用有限元法进行胶布带载荷的分配，该方法对试验加载的胶布带数量无限制，在舵面载荷较大所需的胶布带数量多时，具有很强的适应性，计算速度快，准确度高，并且可以考虑舵面及其安装结构刚度对胶布带载荷分配的影响，从而舵面飞行载荷能够有效地转换为在试验中容易实现的加载形式，保证了舵面静力试验加载的真实性；
（3）本发明中舵面加载的若干胶布带载荷的方向始终相同，均指向各静力试验工况舵面载荷合力的方向，试验加载可采用一个加载作动筒和加载钢丝绳完成，且加载作动筒的载荷值为各个胶布带载荷的叠加，加载杠杆系统末端的加载钢丝绳的施载方向也为各静力试验工况舵面载荷合力的方向，试验加载过程容易控制，加载精度容易保证；
（4）本发明采用集中扣重的方式来实现舵面静力试验中舵面及加载杠杆系统的简易化扣重操作，可使扣重钢丝绳及悬挂配重数量少，加载杠杆系统简单，试验加载及扣重空间需求小，有利于舵面静强度试验的载荷加载精度控制；
（5）本发明提供的舵面静强度试验方法适用性强，可运用于各种飞行器翼面部件试验，且操作步骤简要、清楚，计算分析过程可程序化，并通过试验证明了该方法科学可行，能满足工程试验要求。
附图说明
图1为本发明飞行器舵面静强度试验方法的流程图。
图2为本发明飞行器舵面进行静强度试验的结构示意图。
图3为本发明舵面静力试验加载杠杆系统及胶布带的布设图（仰视）。
图4为本发明飞行器舵面总体有限元模型图。
图标：1-加载作动筒，2-加载方向控制定滑轮，3-加载钢丝绳，4-配重，5-定滑轮，6-杠杆，7-钢丝绳，8-舵面，9-舵面安装结构，10-舵面支持梁，11-固定支座，12-前加载线，13-后加载线。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
如图1所示，本实施例提出一种飞行器舵面静强度试验方法，为飞行器舵面的设计提供试验技术支持。
所述试验方法包括以下步骤：
S1：选择舵面静力试验工况及舵面静力试验载荷：
S101：建立飞行器全机坐标系OXYZ：坐标系原点O为飞行器机头顶点；X轴垂直于飞行器左右对称面并指向飞行器的左翼尖；Y轴与航向平行，并以逆航向为正；Z轴与X、Y轴满足右手坐标系，指向上方；
S102：计算飞行载荷：以飞行器全机气动载荷数据库、全机质量分布及动力载荷为依据，对飞行器进行各个飞行工况下的全机运动仿真，得到飞行器舵面各仿真工况下的飞行载荷，k=1、2……s，s为仿真飞行工况数量；
飞行载荷包括气动载荷和惯性载荷/>，其中，i=1、2……m，m为气动载荷散点数量，j=1、2……n，n为惯性载荷散点数量，其中气动载荷/>的作用点为（/>，/>，/>），惯性载荷/>的作用点为（/>，/>，/>）；
S103：选择舵面静力试验工况：在全机坐标系OXYZ下，将舵面各飞行工况下的飞行载荷向舵面铰链线上一点A简化，点A通常取为舵面接头交点，得到各飞行工况/>下飞行载荷的合力/>=(/>，/>，/>)，合力矩/>=(/>，/>，/>)，其中，合力矩分量以舵面铰链线为参考轴定义，为舵面铰链力矩；
选取飞行载荷合力最大（即）和铰链力矩绝对值最大（即/>）的载荷工况作为舵面静力试验工况/>_/>（t=1、2，t为静力试验工况数量），设计工程师可根据实际的试验验证需求增加舵面静力试验工况；
S104：存储舵面静力试验工况及舵面静力试验载荷；
步骤S103得到的舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷包括，气动载荷=（/>，/>，/>），i=1、2……m，其作用点为（/>，/>，/>），惯性载荷/>=（，/>，/>），j=1、2……n，其作用点为（/>，/>，/>）；
S2：等效简化步骤S1得到的舵面静力试验载荷：
S201：在全机坐标系OXYZ下，设舵面静力试验工况_/>（t=1、2）的舵面静力试验载荷的简化参考点为/>（t=1、2），其坐标为（/>，/>，/>）；
S202：将舵面静力试验工况_/>下的气动载荷和惯性载荷向点/>等效简化，其力系简化合力/>=（/>，/>，/>）的分量方程分别为：
；
；
；
其力系简化的合力矩=（/>，/>，/>）的分量方程分别为：
；
；
；
S203：求解简化参考点的坐标（/>，/>，/>）使得所述步骤S202的合力矩/>的模取最小值，即求方程/>的最小值，以及此时点/>的坐标（/>，/>，/>）；
S204：对所有舵面静力试验工况_/>执行所述步骤S201~步骤S203，并记录存储全部舵面静力试验工况/>_/>在步骤S203求得的力系等效简化点/>及其坐标（/>，/>，），以及向该点/>简化的舵面静力试验载荷合力/>=（/>）、合力矩/>=（）；
S3：采用舵面静力试验加载胶布带对舵面加载，对舵面静力试验加载胶布带载荷分载：
根据舵面静力试验工况以及等效简化的舵面静力试验载荷，采用舵面静力试验加载胶布带对舵面加载，采用如下步骤对舵面静力试验加载胶布带载荷进行分载：
S301：建立舵面静力试验载荷合力坐标系：
针对舵面静力试验工况_/>（t=1、2），其舵面静力试验载荷合力坐标系（t=1、2）的建立方法为：选择舵面上任意一点O′为坐标系原点，Z′轴平行于并指向舵面静力试验载荷合力的方向，即取Z′轴的方向向量为</>，/>，/>>，X′轴平行于舵面铰链线并指向飞行器左侧，Y′轴与X′、Z′轴满足右手坐标系；
S302：选定舵面静力试验加载胶布带点位：
S302a：选定舵面静力试验载荷加载线：在舵面的上翼面确定前、后两条静力试验载荷加载线，两条加载线分别为前加载线和后加载线，两条加载线沿舵面弦长方向呈一前一后平行分布，且避开舵面的大曲率前缘和高度较低的薄弱后缘区域，通常布置在舵面的梁结构占位处；
S302b：确定舵面静力试验加载胶布带粘贴点：根据舵面与飞行器机体连接交点的分布情况，以及舵面飞行载荷的分布特征，在两条加载线上选择若干基本胶布带粘贴点；其中，基本胶布带粘贴点的选取方法详述如下：
通常舵面与飞行器机体之间布置有两个旋转连接接头和一个驱动舵机连接接头，从而将舵面分为四段，在该四段舵面上翼面展向占位中位处的两条加载线上取得胶布带粘贴点，但若取得的胶布带粘贴点不是舵面骨架结构的交点位置，如梁和肋的交点位置时，将胶布带粘贴点就近调整到相邻的舵面骨架结构的交点位置，从而得到舵面两条所述加载线（前加载线12和后加载线13）上各四个胶布带粘贴点，作为基本胶布带粘贴点，将上述八个基本胶布带粘贴点分别记为、/>、……、/>，如图3所示；
若后续胶布带载荷分载结果表明存在单个胶布带加载载荷较大，舵面或胶布带粘贴强度无法承载时，再以基本胶布带粘贴点为上级加载点，在其周围的舵面区域内均匀布置4的倍数个子胶布带，且子胶布带载荷由基本胶布带载荷平均分配而得，以减小单个胶布带的试验载荷和更精细地模拟舵面飞行载荷的分布情况；
若舵面连接接头数量增多或舵面载荷分布情况复杂，导致上述舵面分段数量需求增加，则基本胶布带的数量可相应增加；
满足强度要求以及数量要求的各个胶布带作为舵面静力试验加载胶布带，从而选定各个舵面静力试验加载胶布带的点位；
S303：建立飞行器舵面总体有限元模型及进行响应分析：
S303a：根据飞行器舵面布局及几何参数建立舵面有限元网格，同时建立舵面在飞行器上的安装结构（即舵面安装结构）的有限元网格，舵面及其安装结构的部件之间的耳片螺栓连接及其自由度约束利用多点约束MPC进行模拟；
S303b：将舵面静力试验工况_/>（t=1、2）的飞行载荷按真实分布加载到有限元模型上，并对舵面安装结构的外边界进行固定约束，通过舵面网格化、部件连接模拟、建立边界条件和施加舵面真实飞行载荷，形成飞行器舵面总体有限元分析模型，如图4所示；
S303c：对飞行器舵面总体有限元分析模型进行线性静力计算，得出飞行载荷作用下舵面的应力分布、安装交点载荷及舵机接头载荷等结构响应量；
S304：采用有限元法分配舵面静力试验加载胶布带载荷：
S304a：建立胶布带载荷分载用有限元模型：
在飞行器舵面总体有限元分析模型的基础上，针对舵面静力试验工况_/>（t=1、2），将舵面总体有限元模型中与基本胶布带/>、/>、……、/>占位相对应的有限元节点（p=1、2、……、8，p为节点编号）的分析坐标系分别设置为步骤S301所建立的舵面载荷合力坐标系/>；
S304b：在舵面总体有限元分析模型中，分别输入所述步骤S204所得的各个舵面静力试验工况的试验载荷简化参考点的坐标为（/>，/>，/>），从而建立舵面静力试验工况_/>和/>_/>的舵面静力试验载荷的集中载荷加载点/>和/>；
分别以舵面静力试验工况_/>（t=1、2）的集中载荷加载点/>和/>为从节点，以有限元模型中节点/>、/>、……、/>为主节点，建立两个多点约束RBE3单元，用于将舵面静力试验载荷加载到舵面上，值得注意的是，所述的两个多点约束RBE3单元的主从节点均只约束三个平动自由度/>、/>、/>；
S304c：建立舵面静力试验分析工况：
将所述步骤S2所得的舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷的合力/>和合力矩/>施加在集中载荷加载点/>上，并与舵面总体模型边界约束条件组合，形成舵面静力试验工况/>_/>的分析工况；
将所述步骤S2所得的静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷的合力/>和合力矩/>施加在集中载荷加载点/>上，并与舵面总体模型边界约束条件组合，形成舵面静力试验工况/>_/>的分析工况；
S304d：提取胶布带位置有限元节点载荷：
对S304a、S304b和S304c建立的有限元模型进行试验工况_/>和/>_/>的线性分析，加载计算结果后，分别输出各个静力试验工况/>_/>（t=1、2）的、在舵面载荷合力坐标系/>（t=1、2）下的、有限元节点FC p（p=1、2、……、8）的、即/>、/>、……、/>的多点约束载荷MPC force，分别包括力分量/>、/>、/>；
S304e：确定舵面静力试验加载胶布带载荷：
去除所述步骤S304d得到的各个舵面静力试验工况_/>（t=1、2）下，有限元节点/>（p=1、2、……、8）的多点约束载荷的小载荷分量/>、/>；
保留并存储所述步骤S304d得到的各个舵面静力试验工况_/>（t=1、2）下、有限元节点/>（p=1、2、……、8）的多点约束载荷的力分量/>(p=1、2、……、8)，即为各舵面静力试验工况/>_/>（t=1、2）的舵面静力试验加载胶布带载荷；
S305：检验舵面静力试验加载胶布带载荷加载误差：
S305a：将所述步骤S304所得各舵面静力试验工况_/>（t=1、2）的胶布带载荷(p=1、2、……、8)施加到有限元节点/>（p=1、2、……、8）上，并与舵面总体模型边界约束条件组合，形成舵面静力试验加载检验有限元模型；
S305b：对舵面静力试验加载检验有限元模型进行线性静力分析后，加载分析结果至模型中，提取各舵面静力试验工况_/>（t=1、2）施加胶布带载荷作用下，舵面的应力分布、安装交点载荷和舵机接头载荷；
S305c：将步骤S305b得到的胶布带载荷作用下的舵面的应力分布、安装交点载荷和舵机接头载荷与步骤S303得出的真实飞行载荷作用下的舵面的应力分布、安装交点载荷和舵机接头载荷结构响应量进行误差分析，结构响应误差小于5%即可验证各个舵面静力试验工况_/>（t=1、2）的胶布带载荷分载结果合理，可用于舵面静力试验中；
S4：根据步骤S3得到的舵面静力试验加载胶布带载荷分载结果，设计舵面静力试验加载杠杆系统：
基于舵面静力试验加载胶布带分载方法，针对各舵面静力试验工况_/>（t=1、2），其舵面静力试验加载杠杆系统设计过程如下：
S401：将舵面上前后两条加载线上的胶布带与/>、/>与/>、/>与/>、/>与/>分别通过杠杆6和钢丝绳7连接起来，形成试验加载用的第一级杠杆/>、/>、/>和/>，其杠杆长度相同且为舵面上两条平行的加载线之间的距离，如图2和图3所示；
S402：根据胶布带与/>的试验载荷/>与/>的合力，确定在第一级杠杆上第二级杠杆钢丝绳的连接点位，按照相同的方法，根据胶布带/>与/>、/>与/>、/>与/>的试验载荷/>与/>、/>与/>与/>的合力，依次确定在第一级杠杆/>、/>、/>上第二级杠杆钢丝绳的连接点位，然后分别用杠杆6和钢丝绳7将第一级杠杆/>和/>、/>和/>连接起来，形成试验加载用的第二级杠杆/>、/>；/>
S403：根据胶布带、/>的试验载荷合力/>+/>与胶布带/>、/>的试验载荷合力/>+/>，确定在第二级杠杆/>上第三级杠杆钢丝绳的连接点位，按照相同的方法，根据胶布带/>、/>的试验载荷合力/>+/>与胶布带/>、/>的试验载荷合力/>+，确定在第二级杠杆/>上第三级杠杆钢丝绳的连接点位，然后用杠杆6和钢丝绳7将第二级杠杆/>和/>连接起来，形成用于与加载作动筒连接的第三级杠杆/>；
根据胶布带、/>、/>、/>的试验载荷合力/>+/>+/>与胶布带、/>、/>、/>的试验载荷合力/>+/>+/>，确定用于连接加载作动筒的加载钢丝绳在第三级杠杆/>上的连接点位，至此完成舵面静力试验加载杠杆系统的设计；
针对多个试验工况，由于各工况的试验载荷不同，所述试验加载杠杆系统的各级杠杆连接点位可能存在差异，本申请采用增大杠杆局部尺寸的方式，以使用一套杠杆系统来兼容各试验工况的加载需求，降低试验成本；
S5：计算舵面静力试验扣重及加载载荷：
S501：布置静力试验载荷加载组件：如图2所示，标号9为舵面安装结构，标号10为舵面支持梁，标号11为固定支座，舵面静力试验载荷加载组件包括加载作动筒1、加载方向控制定滑轮2及加载钢丝绳3，加载作动筒1数量为一个，加载钢丝绳3一端连接在加载作动筒1活塞杆耳片上，在绕过固定于地面上的加载方向控制定滑轮2后，连接于加载杠杆系统的第三级杠杆上；
静力试验时，加载作动筒1逐级输出载荷，经由加载钢丝绳3绕过加载方向控制定滑轮2后，将试验载荷传递至加载杠杆系统上，再由加载杠杆系统及胶布带将试验载荷加载到舵面8上，从而实现舵面静力试验的载荷加载操作；
在全机坐标系OXYZ下，各舵面静力试验工况_/>（t=1、2）的舵面静力试验载荷的加载方向为舵面静力试验载荷合力的方向，即加载方向的方向向量为</>，/>，/>>；舵面静力试验载荷的加载方向是通过调整加载方向控制定滑轮2在地面上的位置来进行限定和调整的，具体的，是通过调整加载方向控制定滑轮2在地面上的位置，来改变加载钢丝绳3的方向，使得试验中当加载作动筒1施加的载荷将加载杠杆系统拉直后，加载钢丝绳3的方向指向舵面静力试验载荷合力的方向；
S502：计算静力试验扣重载荷：
实践表明，当舵面重量和加载杠杆系统重量，特别是当加载杠杆系统重量相对静力试验载荷占比较大时，其对舵面静强度试验载荷加载精度的影响不可忽略，因此，舵面静强度试验中需对舵面及其加载杠杆系统进行扣重处理；
舵面重量为分布重量，通常现有技术是通过在舵面的重心处悬挂配重的方式来进行舵面一次性扣重，而加载杠杆系统为三级杠杆系统，其杠杆数量较多，重量分散性较大，如果通过逐个杠杆在其重心处悬挂配重的方式来进行扣重，将会使得扣重钢丝绳及悬挂配重数量多，加载杠杆系统复杂，试验加载及扣重空间需求较大，也不利于舵面静力试验的载荷加载精度控制；
本申请的舵面静力试验中舵面采用倒置安装的布置形式，并采用集中扣重的方式来实现舵面静力试验简易化扣重操作，即是将舵面及加载杠杆系统的自重分解到垂直于舵面载荷合力的方向和平行于舵面载荷合力的方向，并将垂直于舵面载荷合力方向的自重分量通过在舵面上悬挂重物进行一次性扣除，将平行于舵面载荷合力方向上的自重分量在加载作动筒的各级加载载荷中分别扣除，具体的扣重方法包括以下步骤：
S502a：称重及计算等效重量重心：对舵面及加载杠杆系统进行称重并测算重心坐标，在全机坐标系OXYZ下，舵面质量为，其重心展向（X轴向）占位坐标为/>，加载杠杆系统包括杠杆、连接螺栓和钢丝绳等，其质量为/>，重心展向（X轴向）占位坐标为/>；则待扣重部分总质量为/>，重心展向（X轴向）占位坐标为/>；
S502b：计算集中扣重分量：在全机坐标系OXYZ下，各舵面静力试验工况_/>（t=1、2）舵面载荷合力与竖直方向（Z轴方向）的夹角为/>，其计算公式为：
；
将待扣重部分自重进行垂直于和平行于舵面载荷合力的两个方向分解，其中垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量记为，平行于舵面载荷合力方向的扣重分量记为/>，重力加速度为g，则两个方向上的扣重分量计算公式为：
；
；
垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量通过在舵面的内侧、外侧端肋处的后缘上绕过定滑轮悬挂配重4进行扣除（如图2所示），平行于舵面载荷合力方向上的扣重分量在加载作动筒的各级加载载荷中分别扣除；
S502c：计算垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量的扣重载荷：记舵面内侧、外侧端肋处的配重悬挂点/>、/>的展向占位坐标分别为/>和/>，其中，展向为X轴向，则舵面内侧、外侧端肋处悬挂的配重重力/>和/>分别为：
；
；值得注意是，在扣除垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量/>时，悬挂配重的绳索要绕过定滑轮5，以防止试验加载中由于悬挂扣重配重绳索的摩擦力较大或运动受阻，而对舵面产生额外的约束载荷，对试验精度和安全造成影响；
S503：计算静力试验加载作动筒的加载载荷谱：
S503a：各舵面静力试验工况_/>下，加载作动筒100%限制载荷的理论值F cv-t为/>；/>
S503b：后，舵面静力试验的加载作动筒100%限制载荷的实际值/>（t=1、2）为：
；
静力试验中，加载作动筒逐级加载的各级载荷值(w为加载载荷级)为：
；
S503c：汇总记录上述加载作动筒逐级加载的各级载荷值，形成静力试验中加载作动筒的加载载荷谱；
S6：基于步骤S1~S5实施舵面静力试验：
包括如下步骤：
S601：将舵面静力试验系统进行安装固定，其中舵面采用倒置安装，即舵面的上、下翼面调换位置，舵面的下翼面安装在上方；
S602：安装加载杠杆系统和加载作动筒；
S603：在舵面上安装应变片，将应变片与应变采集仪器连接；
S604：在舵面上安装位移计，将位移计与位移采集仪器连接；
S605：将采集系统清零；
S606：绕过定滑轮在舵面的内侧、外侧端肋处悬挂扣重配重，一次性扣除垂直于舵面载荷合力方向上的待扣重部分的自重分量；
S607：从加载作动筒的加载载荷中扣除平行于舵面载荷合力方向的扣重分量，形成静力试验中加载作动筒逐级加载的载荷谱；
S608：进行舵面限制载荷试验，加载作动筒按照5%限制载荷一级逐级加载到100%限制载荷，逐级加载逐级测量应变位移，限制载荷达到后保载30s后逐级卸载至零；
S609：进行舵面极限载荷试验，在100%限制载荷前，加载作动筒每级按10%进行加载，加载至100%限制载荷时保载30s后继续加载，100~150%间按5%一级加载，加载至150%限制载荷时需保载3s，保载完成后逐级卸载至零；
S610：舵面完成100%限制载荷试验后检查舵面及其安装结构不发生永久性变形，且150%限制载荷试验后舵面及其安装结构不发生破坏，则判定舵面及其安装结构的静强度满足设计要求。

Claims (5)

1.一种飞行器舵面静强度试验方法，其特征在于：
包括以下步骤：
S1：选择舵面静力试验工况及舵面静力试验载荷；
S2：等效简化舵面静力试验载荷；
S3：舵面静力试验加载胶布带载荷分载；
S4：设计舵面静力试验加载杠杆系统；
S5：计算舵面静力试验扣重及加载载荷；
S6：实施舵面静力试验；
所述步骤S3具体包括：
S301：建立舵面静力试验载荷合力坐标系；
S302：选定舵面静力试验加载胶布带点位；
S303：建立飞行器舵面总体有限元模型及进行响应分析；
S304：采用有限元法分配舵面静力试验加载胶布带载荷；
S305：检验舵面静力试验加载胶布带载荷加载误差；
所述步骤S4具体包括：
S401：将舵面上前后两条加载线上的X向占位相同的胶布带分别通过杠杆和钢丝绳连接起来，形成多个试验加载用的第一级杠杆，各个第一级杠杆长度相同且为舵面上两条平行的加载线之间的距离；
S402：根据第一级杠杆相连的两个胶布带的舵面静力试验加载胶布带载荷的合力，确定在各个第一级杠杆上第二级杠杆钢丝绳的连接点位，然后分别用杠杆和钢丝绳将两个X向占位相邻的第一级杠杆连接起来，形成试验加载用的第二级杠杆；
S403：根据第二级杠杆相连的两个X向占位相邻的第一级杠杆载荷的合力，确定在各个第二级杠杆上第三级杠杆钢丝绳的连接点位，然后分别用杠杆和钢丝绳将两个X向占位相邻的第二级杠杆连接起来，形成试验加载用的第三级杠杆；
S404：按照步骤S403相同的方法逐级设计出下一级杠杆，从而形成试验加载的多级杠杆系统，最末级杠杆用于连接加载作动筒，至此完成舵面静力试验加载杠杆系统的设计；
所述步骤S5包括：
S501：布置静力试验载荷加载组件；
S502：计算静力试验扣重载荷；
S503：计算静力试验加载作动筒加载载荷谱；
所述步骤S501具体包括：
舵面静力试验载荷加载组件包括加载作动筒、加载方向控制定滑轮及加载钢丝绳，加载钢丝绳一端连接在加载作动筒的活塞杆耳片上，在绕过固定于地面上的加载方向控制定滑轮后，连接于加载杠杆系统的最末级杠杆上；
静力试验时，加载作动筒逐级输出载荷，经由加载钢丝绳绕过加载方向控制定滑轮后，将试验载荷传递至加载杠杆系统上，再由加载杠杆系统及胶布带将试验载荷加载到舵面上，从而实现舵面静力试验的载荷加载操作；
在全机坐标系OXYZ下，各舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷加载方向为舵面静力试验载荷合力方向，其方向向量为</>，/>，/>>；通过调整加载方向控制定滑轮在地面上的位置来进行限定和调整加载方向；
所述步骤S502具体包括：
S502a：称重及计算等效重量重心：对舵面及加载杠杆系统进行称重并测算重心坐标，在全机坐标系OXYZ下，舵面质量为，其重心展向占位坐标为/>，加载杠杆系统质量为，重心展向占位坐标为/>，其中，展向为X轴向；
则待扣重部分总质量为，重心展向占位坐标为/>；
S502b：计算集中扣重分量：在全机坐标系OXYZ下，各舵面静力试验工况_/>舵面载荷合力与竖直方向的夹角为/>，其中，竖直方向为Z轴方向，/>的计算公式为：
；
将待扣重部分自重进行垂直于和平行于舵面载荷合力的两个方向分解，其中垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量记为，平行于舵面载荷合力方向的扣重分量记为/>，重力加速度为g，则两个方向上的扣重分量计算公式为：
；
；
垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量通过在舵面的内侧、外侧端肋处的后缘上绕过定滑轮悬挂配重进行扣除，平行于舵面载荷合力方向上的扣重分量/>在加载作动筒的各级加载载荷中分别扣除；
S502c：计算垂直于舵面载荷合力方向的扣重分量的扣重载荷：记舵面内侧、外侧端肋处的配重悬挂点/>、/>的展向占位坐标分别为/>和/>，则舵面内侧、外侧端肋处悬挂的配重重力/>和/>分别为：
；
；
所述步骤S503具体包括：
S503a：各舵面静力试验工况，加载作动筒100%限制载荷的理论值F cv-t为；
S503b：在扣除平行于舵面载荷合力方向的扣重分量后，舵面静力试验的加载作动筒100%限制载荷的实际值/>为：
；
静力试验中，加载作动筒逐级加载的各级载荷值为：
；
其中，w为加载载荷级；
S503c：汇总记录上述加载作动筒逐级加载的各级载荷值，形成静力试验中加载作动筒的加载载荷谱。
2.根据权利要求1所述的飞行器舵面静强度试验方法，其特征在于：
所述步骤S1具体包括：
S101：建立飞行器全机坐标系OXYZ：坐标系原点O为飞行器机头顶点；X轴垂直于飞行器左右对称面并指向飞行器的左翼尖；Y轴与航向平行，并以逆航向为正；Z轴与X、Y轴满足右手坐标系，指向上方；
S102：计算飞行载荷：以飞行器全机气动载荷数据库、全机质量分布及动力载荷为依据，对飞行器进行各个飞行工况下的全机运动仿真，得到飞行器舵面各仿真工况下的飞行载荷，k=1、2……s，s为仿真飞行工况数量；
飞行载荷包括气动载荷和惯性载荷/>，其中，i=1、2……m，m为气动载荷散点数量，j=1、2……n，n为惯性载荷散点数量，其中气动载荷/>的作用点为（/>，/>，/>），惯性载荷/>的作用点为（/>，/>，/>）；
S103：选择舵面静力试验工况：在全机坐标系OXYZ下，将舵面各飞行工况下的飞行载荷向舵面铰链线上一点A简化，点A取为舵面接头交点，得到各飞行工况/>下飞行载荷的合力/>=(/>，/>，/>)，合力矩/>=(/>，/>，/>)，其中，合力矩分量/>以舵面铰链线为参考轴定义，为舵面铰链力矩；
选取飞行载荷合力最大和铰链力矩绝对值最大的载荷工况作为舵面静力试验工况_/>，t=1、2，t为静力试验工况数量；
S104：存储舵面静力试验工况及舵面静力试验载荷；
步骤S103得到的舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷包括，气动载荷/>=（/>，/>，/>），i=1、2……m，其作用点为（/>，/>，/>），惯性载荷/>=（/>，，/>），j=1、2……n，其作用点为（/>，/>，/>）。
3.根据权利要求2所述的飞行器舵面静强度试验方法，其特征在于：
所述步骤S2具体包括：
S201：在全机坐标系OXYZ下，设舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷的简化参考点为/>，其坐标为（/>，/>，/>），t=1、2；
S202：将舵面静力试验工况_/>下的气动载荷和惯性载荷向点/>等效简化，其力系简化合力/>=（/>，/>，/>）的分量方程分别为：
；
；
；
其力系简化的合力矩=（/>，/>，/>）的分量方程分别为：
；
；
；
S203：求解简化参考点的坐标（/>，/>，/>）使得所述步骤S202的合力矩/>的模取最小值，即求方程/>的最小值，以及此时点的坐标（/>，/>，/>）；
S204：对所有舵面静力试验工况_/>执行所述步骤S201~步骤S203，并记录存储全部舵面静力试验工况/>_/>在步骤S203求得的力系等效简化点/>及其坐标（/>，/>，/>），以及向该点/>简化的舵面静力试验载荷合力/>=（/>）、合力矩/>=（）。
4.根据权利要求3所述的飞行器舵面静强度试验方法，其特征在于：
所述步骤S301具体包括：针对舵面静力试验工况_/>，其舵面静力试验载荷合力坐标系/>的建立方法为：选择舵面上任意一点O′为坐标系原点，Z′轴平行于并指向舵面静力试验载荷合力的方向，即取Z′轴的方向向量为</>，/>，/>>，X′轴平行于舵面铰链线并指向飞行器左侧，Y′轴与X′、Z′轴满足右手坐标系；
所述步骤S302具体包括：
S302a：选定舵面静力试验载荷加载线：在舵面的上翼面确定两条静力试验载荷加载线，两条加载线沿舵面弦长方向呈一前一后平行分布，两条加载线分别为前加载线和后加载线，两条加载线避开舵面的大曲率前缘和后缘区域，布置在舵面的梁结构占位处；
S302b：确定舵面静力试验加载胶布带粘贴点：根据舵面与飞行器机体连接交点的分布情况，以及舵面飞行载荷的分布特征，在两条加载线上选择若干基本胶布带粘贴点；
若后续胶布带载荷分载结果表明存在舵面或胶布带粘贴强度无法承载时，再以基本胶布带粘贴点为上级加载点，在其周围的舵面区域内均匀布置多个子胶布带，且子胶布带载荷由基本胶布带载荷平均分配而得，以减小单个胶布带的试验载荷和更精细地模拟舵面飞行载荷的分布情况；
满足强度要求以及数量要求的各个胶布带作为舵面静力试验加载胶布带，从而选定各个舵面静力试验加载胶布带的点位；
所述步骤S303具体包括：
S303a：根据飞行器舵面布局及几何参数建立舵面有限元网格，同时建立舵面安装结构的有限元网格，舵面及其安装结构的部件之间的耳片螺栓连接及其自由度约束利用多点约束MPC进行模拟；
S303b：将舵面静力试验工况_/>的飞行载荷按真实分布加载到有限元模型上，并对舵面安装结构的外边界进行固定约束，通过舵面网格化、部件连接模拟、建立边界条件和施加舵面真实飞行载荷，形成飞行器舵面总体有限元分析模型；
S303c：对飞行器舵面总体有限元分析模型进行线性静力计算，得出飞行载荷作用下舵面的应力分布、安装交点载荷及舵机接头载荷结构响应量；
所述步骤S304具体包括：
S304a：建立胶布带载荷分载用有限元模型：在飞行器舵面总体有限元分析模型的基础上，针对舵面静力试验工况_/>，将舵面总体有限元模型中与基本胶布带占位相对应的有限元节点/>的分析坐标系分别设置为步骤S301所建立的舵面载荷合力坐标系，其中，p=1、2……l，l为基本胶布带数量对应的节点编号；
S304b：在舵面总体有限元分析模型中，分别输入所述步骤S204所得的各个舵面静力试验工况的试验载荷简化参考点的坐标（/>，/>，/>），从而建立舵面静力试验工况/>_/>和/>_/>的舵面静力试验载荷的集中载荷加载点/>和/>；
分别以集中载荷加载点和/>为从节点，以有限元模型中节点/>为主节点，建立多点约束RBE3单元，将舵面静力试验载荷加载到舵面上；
S304c：建立舵面静力试验分析工况：将所述步骤S2所得的舵面静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷的合力/>和合力矩/>施加在集中载荷加载点/>上，并与舵面总体模型边界约束条件组合，形成舵面静力试验工况/>_/>的分析工况；
将所述步骤S2所得的静力试验工况_/>的舵面静力试验载荷的合力/>和合力矩施加在集中载荷加载点/>上，并与舵面总体模型边界约束条件组合，形成舵面静力试验工况/>_/>的分析工况；
S304d：提取胶布带位置有限元节点载荷：对S304a、S304b和S304c建立的有限元模型进行试验工况_/>和/>_/>的线性分析，加载计算结果后，分别输出各个静力试验工况/>_/>的、在舵面载荷合力坐标系/>下的、有限元节点/>的多点约束载荷MPC force，分别包括力分量/>、/>、/>；
S304e：确定舵面静力试验加载胶布带载荷：去除所述步骤S304d得到的有限元节点的多点约束载荷的小载荷分量/>、/>，保留并存储有限元节点/>的多点约束载荷的力分量/>，即为各舵面静力试验工况/>_/>的舵面静力试验加载胶布带载荷；
所述步骤S305具体包括：
S305a：将所述步骤S304所得的舵面静力试验加载胶布带载荷施加到有限元节点上，并与舵面总体模型边界约束条件组合，形成舵面静力试验加载检验有限元模型；
S305b：对舵面静力试验加载检验有限元模型进行线性静力分析后，加载分析结果至模型中，提取各舵面静力试验工况_/>施加胶布带载荷作用下，舵面的应力分布、安装交点载荷和舵机接头载荷；
S305c：将步骤S305b得到的胶布带载荷作用下的、与步骤S303得出的真实飞行载荷作用下的舵面的应力分布、安装交点载荷和舵机接头载荷结构响应量进行误差分析，结构响应误差小于5%即可验证各个舵面静力试验工况_/>的胶布带载荷分载结果合理，可用于舵面静力试验中。
5.根据权利要求4所述的飞行器舵面静强度试验方法，其特征在于：
所述步骤S6具体包括：
S601：将舵面静力试验系统进行安装固定，其中舵面采用倒置安装，即舵面的上、下翼面调换位置，舵面的下翼面安装在上方；
S602：安装加载杠杆系统和加载作动筒；
S603：在舵面上安装应变片，将应变片与应变采集仪器连接；
S604：在舵面上安装位移计，将位移计与位移采集仪器连接；
S605：将采集系统清零；
S606：绕过定滑轮在舵面的内侧、外侧端肋处悬挂扣重配重，一次性扣除垂直于舵面载荷合力方向上的待扣重部分的自重分量；
S607：从加载作动筒的加载载荷中扣除平行于舵面载荷合力方向的扣重分量，形成静力试验中加载作动筒逐级加载的载荷谱；
S608：进行舵面限制载荷试验，加载作动筒按照5%限制载荷一级逐级加载到100%限制载荷，逐级加载逐级测量应变位移，限制载荷达到后保载30s后逐级卸载至零；
S609：进行舵面极限载荷试验，在100%限制载荷前，加载作动筒每级按10%进行加载，加载至100%限制载荷时保载30s后继续加载，100~150%间按5%一级加载，加载至150%限制载荷时需保载3s，保载完成后逐级卸载至零；
S610：舵面完成100%限制载荷试验后检查舵面及其安装结构不发生永久性变形，且150%限制载荷试验后舵面及其安装结构不发生破坏，则判定舵面及其安装结构的静强度满足设计要求。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117141734B (zh) * 2023-11-01 2024-01-23 四川腾盾科技有限公司 一种无人机应急开伞下机体强度设计及验证方法

Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2078321C1 (ru) * 1994-06-30 1997-04-27 Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина Устройство для испытаний закрылка самолета
JP2002145198A (ja) * 2000-11-07 2002-05-22 Honda Motor Co Ltd フラップの試験装置
JP2002148167A (ja) * 2000-11-07 2002-05-22 Honda Motor Co Ltd フラップの試験装置
CN201575950U (zh) * 2009-12-14 2010-09-08 中国飞机强度研究所 拉压垫—杠杆加载装置
CN102128726A (zh) * 2010-12-14 2011-07-20 中国飞机强度研究所 一种胶布带粘贴方法
CN104002988A (zh) * 2014-04-17 2014-08-27 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机拦阻静力试验实施的方法
CN104029826A (zh) * 2014-06-24 2014-09-10 中国飞机强度研究所 一种飞机结构强度试验扣重计算方法
CN104075868A (zh) * 2014-05-30 2014-10-01 西北工业大学 用于飞机襟、缝翼系统可靠性试验的气动载荷加载方法
CN106557599A (zh) * 2015-09-29 2017-04-05 中国飞机强度研究所 一种空间力系载荷谱编制方法
CN110160758A (zh) * 2019-03-20 2019-08-23 北京机电工程研究所 开裂式舵系统地面刚度试验方法
CN111220347A (zh) * 2020-03-03 2020-06-02 四川腾盾科技有限公司 一种飞行器气动协调修正方法
CN111301713A (zh) * 2020-04-09 2020-06-19 中国飞机强度研究所 一种双梁式机翼胶布带分载方法
CN113358337A (zh) * 2021-05-27 2021-09-07 燕山大学 飞机机翼静强度实验的加载方法及其加载装置
CN114216663A (zh) * 2021-12-08 2022-03-22 中航西安飞机工业集团股份有限公司 一种飞机襟翼滑轨静力试验滑轮架约束装置及约束方法
CN115436035A (zh) * 2022-08-09 2022-12-06 航天科工防御技术研究试验中心 燃气舵操纵机构启动力矩测试装置及测试方法
CN115649479A (zh) * 2022-12-08 2023-01-31 四川腾盾科技有限公司 一种用于无人机襟翼系统的低成本试验装置及试验方法
CN115683613A (zh) * 2022-09-14 2023-02-03 航天科工防御技术研究试验中心 燃气舵操纵机构的静强度试验方法及系统

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105527179A (zh) * 2014-10-17 2016-04-27 韩国机械研究院 多轴共振疲劳试验的方法及装置

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2078321C1 (ru) * 1994-06-30 1997-04-27 Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина Устройство для испытаний закрылка самолета
JP2002145198A (ja) * 2000-11-07 2002-05-22 Honda Motor Co Ltd フラップの試験装置
JP2002148167A (ja) * 2000-11-07 2002-05-22 Honda Motor Co Ltd フラップの試験装置
CN201575950U (zh) * 2009-12-14 2010-09-08 中国飞机强度研究所 拉压垫—杠杆加载装置
CN102128726A (zh) * 2010-12-14 2011-07-20 中国飞机强度研究所 一种胶布带粘贴方法
CN104002988A (zh) * 2014-04-17 2014-08-27 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机拦阻静力试验实施的方法
CN104075868A (zh) * 2014-05-30 2014-10-01 西北工业大学 用于飞机襟、缝翼系统可靠性试验的气动载荷加载方法
CN104029826A (zh) * 2014-06-24 2014-09-10 中国飞机强度研究所 一种飞机结构强度试验扣重计算方法
CN106557599A (zh) * 2015-09-29 2017-04-05 中国飞机强度研究所 一种空间力系载荷谱编制方法
CN110160758A (zh) * 2019-03-20 2019-08-23 北京机电工程研究所 开裂式舵系统地面刚度试验方法
CN111220347A (zh) * 2020-03-03 2020-06-02 四川腾盾科技有限公司 一种飞行器气动协调修正方法
CN111301713A (zh) * 2020-04-09 2020-06-19 中国飞机强度研究所 一种双梁式机翼胶布带分载方法
CN113358337A (zh) * 2021-05-27 2021-09-07 燕山大学 飞机机翼静强度实验的加载方法及其加载装置
CN114216663A (zh) * 2021-12-08 2022-03-22 中航西安飞机工业集团股份有限公司 一种飞机襟翼滑轨静力试验滑轮架约束装置及约束方法
CN115436035A (zh) * 2022-08-09 2022-12-06 航天科工防御技术研究试验中心 燃气舵操纵机构启动力矩测试装置及测试方法
CN115683613A (zh) * 2022-09-14 2023-02-03 航天科工防御技术研究试验中心 燃气舵操纵机构的静强度试验方法及系统
CN115649479A (zh) * 2022-12-08 2023-01-31 四川腾盾科技有限公司 一种用于无人机襟翼系统的低成本试验装置及试验方法

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
全尺寸飞机静强度试验扣重技术斫究;刘冰等;探索 创新 交流——第六届中国航空学会青年科技论坛文集（上册）;425-429 *
复合材料副翼试验仿真及试验与分析一致性评估;徐浩;吴存利;;计算机辅助工程(第S1期);34-35 *
方向舵静强度试验载荷等效计算研究;徐建新;王彪;;装备制造技术(第01期);20-22+49 *
某型飞机升降舵静强度试验研究;刘冰等;工程与试验;第53卷(第3期);44-48 *
水上飞机水舵舵面载荷筛选及试验技术研究;任鹏;陈李;;工程与试验(第03期);39-41 *
直升机静力试验杠杆加载系统的载荷配重计算方法;杨广根等;直升机技术(第3期);60-63 *

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