[发明专利]一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法

说明书

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。

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。