一種飛機攔阻靜力試驗實施的方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機全尺寸靜力試驗領(lǐng)域，涉及一種飛機攔阻靜力試驗實施的方法，其特征包括如下步驟：第一，確定攔阻載荷傳遞過程中機體的主傳力結(jié)構(gòu)或部位，通過有限元細節(jié)強度計算分析，確定試驗考核結(jié)構(gòu)或部位；第二，采用分離試驗件、等效施加載荷設計的方法，實現(xiàn)大集中載荷的施加；第三，利用試驗的非考核結(jié)構(gòu)或部位以及更換利于載荷施加的假件來增加配平部位，用已做過靜力試驗的部件試驗數(shù)據(jù)和理論計算為依據(jù)，對部件配平載荷進行限定。本發(fā)明的優(yōu)點是：針對飛機攔阻靜力試驗實施難點，解決了試驗的實施問題，保證試驗的實施即考核結(jié)構(gòu)的真實傳載，同時又具有安全性和可操作性。
【專利說明】一種飛機攔阻靜力試驗實施的方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機全尺寸靜力試驗領(lǐng)域，涉及一種飛機攔阻靜力試驗實施的方法?！颈尘凹夹g(shù)】
[0002]飛機攔阻靜力試驗同時考核攔阻鉤系統(tǒng)和機體連接結(jié)構(gòu)的靜強度，試驗的實施包括載荷的施加和配平。攔阻靜力試驗在飛機上進行，由于載荷較大，一旦攔阻鉤系統(tǒng)出現(xiàn)破壞，整個飛機將在瞬間失去平衡，造成不可預料的結(jié)構(gòu)破壞，因此試驗載荷的施加和試驗的配平是否合理可行至關(guān)重要。陸基飛機靜力試驗考核時，一般主要載荷方向為飛機過載方向，試驗時采取膠布帶分布加載的方式，按照載荷分布在機體結(jié)構(gòu)上通過加載杠桿和作動筒施加載荷或配平，試驗實施方案成熟且容易實施。而飛機攔阻情況的靜力試驗載荷為飛機航向載荷，試驗實施時如果按照上述過載方向載荷的配平方法，將飛機的航向載荷按質(zhì)量分布通過膠布帶施加，由于飛機攔阻載荷大、飛機橫切面可供航向加載的面積有限以及飛機航向空間有限導致無法布置加載杠桿和作動筒，因此必須采用新的方法進行試驗，即要考慮到結(jié)構(gòu)的真實傳載情況，同時又要考慮到試驗實施的可操作性。

【發(fā)明內(nèi)容】
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[0003]本發(fā)明的目的是:提供一種針對飛機攔阻靜力試驗實施的方法，解決飛機航向集中大載荷的施加和試驗的配平問題，以考核飛機結(jié)構(gòu)攔阻情況的承載能力。
[0004]本方法主要解決的技術(shù)難點:飛機上施加航向集中大載荷，常規(guī)試驗方法無法滿足加載要求；由于航向載荷很大，給試驗的配平帶來較大困難。如果配平部位選擇不當，配平載荷過大，將可能引起非考核部位提前破壞，導致試驗失敗。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種解決飛機攔阻靜力試驗實施的方法，其特征包括如下步驟:
[0006]第一，確定攔阻載荷傳遞過程中機體的主傳力結(jié)構(gòu)或部位，通過攔阻載荷傳力分析和有限元強度計算分析，確定試驗考核結(jié)構(gòu)或部位；
[0007]第二，采用分離試驗件、等效施加載荷的設計方法，實現(xiàn)大集中載荷的施加。具體方法為將攔阻鉤作用在機身的載荷分離，將攔阻試驗分離為機身的連接結(jié)構(gòu)試驗和單獨攔阻鉤結(jié)構(gòu)試驗兩部分；考核機身的連接結(jié)構(gòu)試驗時，攔阻鉤用利于載荷施加的假件代替，在機體上進行試驗；考核單獨攔阻鉤自身結(jié)構(gòu)試驗時，在夾具上單獨進行考核，以減小試驗的風險，確保試驗的安全性；
[0008]第三，利用試驗的非考核結(jié)構(gòu)或部位，以及設計利于攔阻載荷施加的假件來替換真實非考核結(jié)構(gòu)，進行攔阻載荷的配平；用已做過靜力試驗的部件試驗加載數(shù)據(jù)和理論計算分析為依據(jù)，對部件配平載荷進行限定，最終確定攔阻載荷的實施方案。
[0009]本發(fā)明的優(yōu)點是:針對飛機攔阻靜力試驗實施難點，解決了試驗的實施問題，保證試驗的實施即考核結(jié)構(gòu)的真實傳載，同時又具有安全性和可操作性?！緦＠綀D】

【附圖說明】
[0010]圖1是攔阻載荷傳力分析簡圖【具體實施方式】
[0011]下面通過某型飛機攔阻靜力試驗對稱攔阻情況的實施實例并結(jié)合附圖對本方法做進一步詳細的描述。
[0012]第一，基于攔阻載荷傳力分析，確定攔阻載荷傳遞的主傳力路線為:攔阻鉤梁5將攔阻鉤載荷以剪流的形式傳遞到后機身四號油箱下壁板4，攔阻載荷產(chǎn)生的扭矩通過作用在中部艙38框1、42框2和45框3的剪力形成的力偶來平衡。
[0013]第二，為了試驗能安全、可靠的進行，按力學等效將攔阻鉤作用在機身的載荷分離，將攔阻試驗分離為機身的連接結(jié)構(gòu)試驗和單獨攔阻鉤結(jié)構(gòu)試驗兩部分；考核機身的連接結(jié)構(gòu)時，攔阻鉤用利于載荷施加的假件代替，在機體上進行試驗；考核攔阻鉤自身結(jié)構(gòu)時在夾具上單獨進行考核；
[0014]第三，為實現(xiàn)航向大載荷配平，考核機身的連接結(jié)構(gòu)時，非考核部位機翼和發(fā)動機采用假件來進行配平，其配平載荷按照已經(jīng)完成的其他試驗數(shù)據(jù)和理論計算為依據(jù)，對配平載荷進行限定，其中假外翼平衡載荷為120000N小于其限制載荷150000N ;假發(fā)動機平衡載荷未180000N，小于其限制載荷200000N，最終確定對稱攔阻情況的載荷平衡方案見下表。
[0015]對稱攔阻情況平衡方案
[0016]
【權(quán)利要求】
1.一種飛機攔阻靜力試驗實施的方法，其特征包括如下步驟: 第一，確定攔阻載荷傳遞過程中機體的主傳力結(jié)構(gòu)或部位，通過攔阻載荷傳力分析和有限元強度計算分析，確定試驗考核結(jié)構(gòu)或部位； 第二，采用分離試驗件、等效施加載荷的設計方法，實現(xiàn)大集中載荷的施加。具體方法為將攔阻鉤作用在機身的載荷分離，將攔阻試驗分離為機身的連接結(jié)構(gòu)試驗和單獨攔阻鉤結(jié)構(gòu)試驗兩部分；考核機身的連接結(jié)構(gòu)試驗時，攔阻鉤用利于載荷施加的假件代替，在機體上進行試驗；考核單獨攔阻鉤自身結(jié)構(gòu)試驗時，在夾具上單獨進行考核，以減小試驗的風險，確保試驗的安全性； 第三，利用試驗的非考核結(jié)構(gòu)或部位，以及設計利于攔阻載荷施加的假件來替換真實非考核結(jié)構(gòu)，進行攔阻載荷的配平；用已做過靜力試驗的部件試驗加載數(shù)據(jù)和理論計算分析為依據(jù)，對部件配平載荷進行限定，最終確定攔阻載荷的實施方案。
【文檔編號】B64F5/00GK104002988SQ201410154159
【公開日】2014年8月27日 申請日期:2014年4月17日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月17日
【發(fā)明者】隋福成, 周麗君, 董宏達, 邸洪亮 申請人:中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設計研究所