一種機翼大變形情況下法向載荷施加方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于一種飛機強度試驗載荷施加方法，該方法能準(zhǔn)確施加大變形情況下機翼的法向載荷。本發(fā)明通過第一加載通道(1)施加的載荷P1和第二加載通道(2)施加的載荷P2實現(xiàn)按加載級數(shù)準(zhǔn)確施加機翼大變形情況下機翼的法向載荷P。該法向載荷施加方法在扣除試驗件重量用兩個加載通道，可以徹底的扣除試驗件的重量，避免了現(xiàn)有加載點預(yù)先傾斜法用1個通道施加機翼法向載荷，只能用一個加載通道扣除試驗件重量，因而遺留水平扣重分量的弊端。另外，應(yīng)用該法向載荷施加方法進(jìn)行強度試驗，試驗設(shè)備安裝完成后，可進(jìn)行所有加載級數(shù)強度試驗。
【專利說明】一種機翼大變形情況下法向載荷施加方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于一種飛機強度試驗載荷施加方法，該方法能準(zhǔn)確施加大變形情況下機 翼的法向載荷。

【背景技術(shù)】
[0002] 大變形情況下機翼法向載荷的施加是飛機強度試驗的一個難點，現(xiàn)階段，還沒有 理想施加機翼法向載荷的方法，試驗單位通常會根據(jù)機翼變形的幅度和飛機結(jié)構(gòu)的特點采 用不同的施加方法。
[0003] 目前，機翼大變形情況下其法向載荷最好的施加方法是加載點預(yù)先傾斜法，如圖1 所示，加載點預(yù)先傾斜安裝在承力頂棚N處，N為預(yù)估的最終加載級數(shù)機翼法向?qū)?yīng)的承力 頂棚安裝位置。試驗開始時，初始加載方向并非機翼的法向，而且兩者的夾角最大；隨著試 驗載荷由"零"級數(shù)向最終加載級數(shù)施加，加載方向逐漸向機翼的法向靠攏；當(dāng)施加最終加 載級數(shù)載荷時，加載方向正好是機翼的法向。
[0004] 加載點預(yù)先傾斜法有兩個缺點：第一，該法僅能保證最終加載級數(shù)載荷方向近似 于機翼的法向，而其余加載級數(shù)無法保證；第二，不同加載級數(shù)載荷試驗，頂棚加載點的位 置也不同，試驗是需多次換裝。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的：提供了一種能準(zhǔn)確施加所有加載級數(shù)機翼法向載荷的試驗方法。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種機翼大變形情況下法向載荷施加方法，按加載級數(shù)對 機翼大變形情況下機翼施加法向載荷P，再通過測量水平位移FH和傾斜位移0A或由飛機設(shè) 計方事先給出的理論垂向位移AM運用線性插值的方法計算出各個加載級數(shù)的水平位移FH 和傾斜位移0W ;其次，計算出各個加載級數(shù)的α角、（90-α )角、β角、Θ角、（90- Θ )角； 最后，建立水平和垂直方向力學(xué)平衡方程，得到各個加載級數(shù)第一加載通道1施加的載荷Pi 和第二加載通道2施加的載荷P 2，
[0007] 其中，P-機翼大變形情況下需要施加的法向載荷、Pf第一加載通道1施加的載 荷、P 2-第二加載通道2施加的載荷，A位置-機翼變形前加載點位置、0位置-機翼變形后 加載點位置、0N-機翼加載點法線、AM-機翼垂向位移、W點-計算用輔助點，是以F為圓心， 以FA為半徑畫圓與0F的交點、FH-機翼變形過程中的水平位移、AF-機翼變形前垂向初始 高度值、0F-機翼變形后最終位置與地面原始位置的距離、0W-機翼變形后F位置測量的傾 斜位移、AD-機翼變形前與承力頂棚的距離、Θ -機翼加載位置切線與水平線的夾角。
[0008] 各級Pi載荷與各級P2載荷的確定過程具體如下：
[0009] 步驟1 :按加載級數(shù)對機翼大變形情況下機翼施加法向載荷P，在法向載荷P作用 下，距翼跟L處的機翼轉(zhuǎn)角Θ和撓度f用公式：

【權(quán)利要求】
1. 一種機翼大變形情況下法向載荷施加方法，其特征在于，按加載級數(shù)對機翼大變形 情況下機翼施加法向載荷P，再通過測量水平位移FH和傾斜位移0A或由飛機設(shè)計方事先 給出的理論垂向位移AM運用線性插值的方法計算出各個加載級數(shù)的水平位移!^和傾斜位 移0W;其次，計算出各個加載級數(shù)的α角、（90-α)角、β角、Θ角、（90-Θ)角；最后，建 立水平和垂直方向力學(xué)平衡方程，得到各個加載級數(shù)第一加載通道（1)施加的載荷Pi和第 二加載通道（2)施加的載荷P 2， 其中，P-機翼大變形情況下需要施加的法向載荷、Pi-第一加載通道⑴施加的載荷、 p2-第二加載通道⑵施加的載荷，A位置-機翼變形前加載點位置、0位置-機翼變形后 加載點位置、ON-機翼加載點法線、AM-機翼垂向位移、W點-計算用輔助點，是以F為圓心， 以FA為半徑畫圓與OF的交點、FH-機翼變形過程中的水平位移、AF-機翼變形前垂向初始 高度值、OF-機翼變形后最終位置與地面原始位置的距離、0W-機翼變形后F位置測量的傾 斜位移、AD-機翼變形前與承力頂棚的距離、Θ -機翼加載位置切線與水平線的夾角。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的機翼大變形情況下法向載荷施加方法，其特征在于，各級Pi 載荷與各級P2載荷的確定過程具體如下： 步驟1 :按加載級數(shù)對機翼大變形情況下機翼施加法向載荷P，在法向載荷P作用下，距 翼跟L處的機翼轉(zhuǎn)角Θ和撓度f用公式
和公式
漠:出，E為機翼的彈性模量， I為機翼的慣性矩， 步驟2 :依據(jù)機翼理論垂向位移AM運用線性插值的方法計算出各個加載級數(shù)的水平位 移和傾斜位移0A ; 步驟3 :計算出各個加載級數(shù)的α角、（90-α)角、β角、Θ角、（90-Θ)角； 步驟4 :建立水平方向和垂直方向力學(xué)平衡方程，得到各個加載級數(shù)第一加載通道（1) 施加的載荷Pi和第二加載通道（2)施加的載荷Ρ2， 其中
步驟5 :用步驟4計算結(jié)果進(jìn)行40%載荷試驗，測量水平位移和傾斜位移0Α ; 步驟6 :用步驟5的測量結(jié)果重新計算出每個加載級數(shù)施加的載荷Pi和Ρ2 ; 步驟7 :進(jìn)行第二次40 %載荷試驗，測量水平位移和傾斜位移0Α ; 步驟8 :用步驟7的試驗測量結(jié)果再次計算出每個加載級數(shù)施加的載荷Pi和Ρ2 ; 步驟9 :通過安裝在第一加載通道（1)上的作動筒施加步驟8各級Pi載荷，第二加載通 道（2)上的作動筒施加步驟8各級P2載荷，同級Pi載荷與同級P2載荷的合力與同級法向 載荷P等效，可以完成所有加載級數(shù)強度試驗。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼大變形情況下法向載荷施加方法，其特征在于，理論垂 向位移AM是由飛機設(shè)計方事先給出的。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼大變形情況下法向載荷施加方法，其特征在于，所有加 載級數(shù)的法向載荷，通常指法向載荷的5%、10%、15%、20%、30%、40%、50%、60%、65%、 67%,70%,75%,80%,90%,100%>105%,110%>120%......。
5. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼大變形情況下法向載荷施加方法，其特征在于，第一加 載通道⑴施加的載荷Pi在承力頂棚的安裝位置為"零"載荷的位置，即機翼變形前加載點 位置A的正上方；第二加載通道（2)施加的載荷P2在承力頂棚的安裝位置為"100%"載荷 的位置，即機翼最大變形時加載點位置。
6.根據(jù)權(quán)利要求2至5所述的機翼大變形情況下法向載荷施加方法，其特征在于，所有 加載級數(shù)的施加載荷Pi和P2能夠通過兩次40%試驗修正得到。
【文檔編號】B64F5/00GK104058101SQ201410284790
【公開日】2014年9月24日 申請日期:2014年6月24日 優(yōu)先權(quán)日:2014年6月24日
【發(fā)明者】臧偉鋒, 張侃, 張海英 申請人:中國飛機強度研究所