[发明专利]一种飞机襟翼滑轨疲劳裂纹扩展试验方法

说明书

技术领域

本发明属于飞机结构疲劳试验验证及寿命技术领域，涉及一种飞 机襟翼滑轨疲劳裂纹扩展试验方法。

背景技术

固定翼飞机的襟翼滑轨为襟翼运动提供导向并承受襟翼传递的 气动及操纵载荷，对于新研型号飞机的滑轨需要进行疲劳裂纹扩展试 验来验证其安全性。而由于襟翼运动性，滑轨承受襟翼传递给滑轨的 载荷作用点研滑轨上下两边沿移动，因此当飞机在起飞、飞行、降落 等不同状态下需要操纵襟翼不同角度时，滑轨上载荷作用就随襟翼操 纵角度而变化。

目前对于载荷作用点变化的结构在疲劳试验中采用块谱加载，具 体做法就是将不同位置到载荷当量到一个加载点或一个加载截面之 上，因此滑轨疲劳试验均是当量化处理。这种做法存在以下问题：

1、当实际结构或受载方式较为复杂时，如飞机襟翼滑轨结构， 载荷当量很难做到精确；

2、当量化后的载荷体现不出疲劳载荷次序，而实践证明载荷次 序对飞机结构试验寿命有较大影响；

3、不能正确反映飞机结构的实际承载情况。

发明内容

本发明要解决的技术问题：

本发明提供一种针对襟翼滑轨结构的疲劳裂纹扩展试验方法，更 好模拟滑轨真实受载即多载荷载荷作用点按载荷谱顺序轮流受载的 方式。提高验证疲劳裂纹扩展试验对于飞机襟翼滑轨真实受载的模拟 的精确性，同时提高用于确定襟翼滑轨使用寿命预测及疲劳验证的裂 纹扩展试验数据的真实性和可靠性。

本发明的技术方案：

所述的实验方法包括如下步骤：

步骤一，根据襟翼下放角度，找出小车所处位置，确定实验载荷 加载点；

步骤二，根据实验角度，在相应载荷加载点加载载荷，不断循环 实验。

本发明的有益效果：

本发明提供了一种针对飞机襟翼滑轨疲劳裂纹扩展试验顺序循 环加载试验方法。试验时，通过对应加载头，分别对应襟翼下放各种 角度时的载荷作用点进行加载，比以往试验方法覆盖更多的受载情 况。其次，本方法通过调节上下加载头所施加的载荷大小，更加直接 地模拟滑轨所承受的剪力和弯矩。能够避免以前做法中载荷当量时保 守计算而引起的不准确，因此提高试验的准确性和可靠性。实施时， 通过加载头对三种襟翼下放情况进行加载，操作方便。

附图说明

图1为襟翼滑轨试验图；

图2为襟翼滑轨图；

图中：1-1代表襟翼下方0度时载荷上加载点，1-2代表襟翼下 方0度时载荷下加载点，2-1代表襟翼下方10度时载荷上加载点,2-2 代表襟翼下方10度时载荷下加载点,3-1代表襟翼下方30度时载荷 上加载点,3-2代表襟翼下方30度时载荷下加载点,4-1为飞机襟翼上 端固定点，4-2为飞机襟翼下端固定点。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

本发明所描述疲劳裂纹扩展试验方法的对象为固定翼飞机襟翼 滑轨5，将襟翼滑轨5在安装固定点4-1、4-2处约束。襟翼下放0°、 10°、30°时的传递给襟翼滑轨5载荷在疲劳裂纹扩展试验时分别由 上下加载头1-1、1-2、2-1、2-2、3-1、3-2模拟加载。举例给出一 段飞—续—飞谱序列：10°、0°、0°、10°、30°。则三对加载头 按如下步骤加载：

第一步，襟翼下放10°，加载头2-1、2-2实施加载，加载头 1-11-2、3-13-2不进行加载；

第二步，襟翼下放0°，加载头1-1、1-2实施加载，加载头2-12-2、 3-13-2不进行加载；

第三步，襟翼下放0°，加载头1-1、1-2实施加载，加载头2-12-2、 3-13-2不进行加载；

第四步，襟翼下放10°，加载头2-1、2-2实施加载，加载头 1-11-2、3-13-2不进行加载；

第五步，襟翼下放30°，加载头3-1、3-2实施加载，加载头 1-11-2、2-12-2不进行加载。

步骤六：再通过由每对上下加载头的数值大小调整实现模拟飞机 服役中各种真实载荷情况，即等于飞—续—飞谱中每种工况的力和力 矩的数值大小。因此实现了襟翼滑轨5飞—续—飞谱下的疲劳裂纹扩 展试验。