用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法，該具體過程為：步驟a，通過風洞試驗或仿真計算獲得縫翼在各個飛行狀態(tài)下的氣動載荷；步驟b，根據(jù)飛機縫翼在不同飛行狀態(tài)下的氣動載荷，計算各個飛行狀態(tài)下縫翼翼面氣動載荷的合力；步驟c，根據(jù)各個飛行狀態(tài)下飛機縫翼翼面氣動載荷的合力，將其分解為若干個分力，獲得分力的大小與方向；步驟d，通過膠布帶和杠桿系統(tǒng)，將上述步驟c的分力均布并加載至縫翼翼面。在本發(fā)明考慮了飛行周期內(nèi)，縫翼各個狀態(tài)下的氣動載荷；試驗或仿真獲得的氣動載荷能夠有效地轉換為在試驗中實現(xiàn)的加載方式，并保證了氣動載荷的真實。
【專利說明】用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法

【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機零部件可靠性試驗領域，尤其涉及一種用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷隨動加載方法。

【背景技術】
[0002]飛機襟、縫翼在民用飛機的飛行過程中起著重要作用，其作用主要有兩個:一是延緩機翼上的氣流分離，提高了飛機的臨界迎角，使得飛機在更大的迎角下才會發(fā)生失速；二是增大機翼的升力系數(shù)。飛機襟、縫翼運動機構發(fā)生故障會對飛機的安全產(chǎn)生很大影響，甚至造成機毀人亡的嚴酷后果。
[0003]基于襟、縫翼系統(tǒng)對飛機飛行安全的重要性，要求襟、縫翼系統(tǒng)具有較高的可靠度。而為評估現(xiàn)有襟、縫翼系統(tǒng)設計方案的可靠性指標，并獲得提高襟、縫翼系統(tǒng)的可靠性水平的改進措施，實現(xiàn)襟、縫翼系統(tǒng)的可靠性增長，必須對襟、縫翼系統(tǒng)進行可靠性分析。針對機械產(chǎn)品的可靠性分析，目前主要存在兩種手段，即仿真和試驗。但由于技術水平的限制和大型復雜機械產(chǎn)品的復雜性，目前可靠性仿真并不能完全取代可靠性試驗。
[0004]現(xiàn)有技術中，若對襟、縫翼系統(tǒng)進行飛行試驗，其不但成本高昂，而且風險較大，一旦出現(xiàn)襟、縫翼系統(tǒng)不能正常收放的故障，極有可能造成飛機墜毀的嚴重事故。因此需要一種能在地面對襟、縫翼系統(tǒng)進行可靠性試驗的試驗方法和裝置；而針對此類機械產(chǎn)品的試驗，現(xiàn)有試驗方法往往沒有考慮縫翼在飛行過程中氣動載荷對襟、縫翼系統(tǒng)性能的影響，模擬的環(huán)境條件不夠真實。
[0005]鑒于上述缺陷，本發(fā)明創(chuàng)作者經(jīng)過長時間的研究和實踐終于獲得了本創(chuàng)作。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的在于提供一種用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法，用以克服上述技術缺陷。
[0007]為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法，該具體過程為:
[0008]步驟a，通過風洞試驗或仿真計算獲得縫翼在各個飛行狀態(tài)下的氣動載荷；
[0009]步驟b，根據(jù)飛機縫翼在不同飛行狀態(tài)下的氣動載荷，計算各個飛行狀態(tài)下縫翼翼面氣動載荷的合力；
[0010]步驟C，根據(jù)各個飛行狀態(tài)下飛機縫翼翼面氣動載荷的合力，將其分解為若干個分力，獲得分力的大小與方向；
[0011]步驟d，通過膠布帶和杠桿系統(tǒng)，將上述步驟c的分力均布并加載至縫翼翼面。
[0012]進一步，上述步驟a中，飛機縫翼翼面氣動載荷求取的具體過程為:
[0013]步驟al，獲得縫翼飛行周期內(nèi)所有的工況；
[0014]步驟a2，根據(jù)飛機縫翼收放試驗要求，編制飛行收放工況；
[0015]步驟a3，使用風洞試驗或數(shù)值計算確定各個工況下縫翼的氣動載荷，得到的每個工況下氣動載荷在翼面的分布情況；
[0016]每個工況下得到一個文件用于存儲縫翼翼面氣動載荷，文件內(nèi)數(shù)據(jù)各列分別為翼面結點編號、翼面結點坐標位置、翼面結點氣動載荷在X、Y、Z方向上的分力；
[0017]步驟a4，判斷全部工況是否計算完成，若沒有完成，則繼續(xù)進行縫翼氣動載荷計算，若完成計算，則整理編號每個工況下縫翼氣動載荷數(shù)據(jù)文件；
[0018]其中，將縫翼沿翼展方向定義為Y向，垂直縫翼翼面方向定義為X向，與縫翼翼面相切并垂直翼展方向定義為Z向。
[0019]進一步，在上述步驟b中，飛機縫翼翼面氣動載荷合力求取的具體過程為:
[0020]步驟bl，把縫翼氣動載荷數(shù)據(jù)文件依照一個試驗周期的先后次序編號；
[0021]步驟b2，根據(jù)第一個工況下縫翼氣動載荷數(shù)據(jù)，使用力的合成原則，列出四個分力X、Y、Z方向上氣動載荷合力方程；
[0022]步驟b3，根據(jù)第一個工況下縫翼氣動載荷數(shù)據(jù)，使用壓心位置力矩為零原則，列出X、Y、Z方向上氣動載荷合力矩方程；
[0023]步驟b4，求解前兩個步驟的方程，分別獲得此工況下縫翼氣動載荷的合力大小與方向以及合力在縫翼翼面的位置坐標；
[0024]步驟b5，去除每個工況下合力Y向力，記錄存儲此工況下縫翼氣動載荷的合力大小與方向以及合力在縫翼翼面的位置坐標；
[0025]步驟b6，判斷全部工況合力計算是否完成，如未完成，則執(zhí)行步驟b7，依次進行下一個工況合力計算，如完成，則執(zhí)行步驟b8，結束縫翼氣動載荷合力計算。
[0026]進一步，在上述步驟c中，飛機縫翼翼面氣動載荷分配的具體過程為:
[0027]步驟Cl，在縫翼翼面上標注全部工況下合力作用點位置；
[0028]步驟c2，擬定加載點圍成的平行四邊形的上下邊，與Y軸平行，并在全部工況下合力作用點位置的兩側，并且此對平行邊位置不能在縫翼的大曲率前緣和薄后緣處；
[0029]步驟c3，擬定加載點圍成的平行四邊形的另一對平行邊，將合力作用點到平行四邊形的與Y軸平行的兩條邊距離比值記為a(a < I)，將合力作用點到平行四邊形的與另一對邊距離比值記為b(b < I)；
[0030]步驟c4，把全部合力作用點的a和b求出；
[0031]步驟c5，若不滿足要求則調(diào)整加載點構成的平行四邊形的平行Y軸的對邊，若滿足要求則執(zhí)行下述步驟；
[0032]步驟c6，若不滿足要求則調(diào)整加載點構成的平行四邊形的另一對邊，若滿足要求，則執(zhí)行下述步驟；
[0033]步驟c7，進行全部氣動載荷合力的分配；
[0034]步驟c8，獲取四個加載載荷；
[0035]步驟c9，整理四個加載點隨襟翼試驗周期內(nèi)的力大小與方向。
[0036]進一步,在上述步驟c8中，
[0037]每個工況下四個加載點的載荷分別是

【權利要求】
1.一種用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法，其特征在于，該具體過程為: 步驟a，通過風洞試驗或仿真計算獲得縫翼在各個飛行狀態(tài)下的氣動載荷； 步驟b，根據(jù)飛機縫翼在不同飛行狀態(tài)下的氣動載荷，計算各個飛行狀態(tài)下縫翼翼面氣動載荷的合力； 步驟C，根據(jù)各個飛行狀態(tài)下飛機縫翼翼面氣動載荷的合力，將其分解為若干個分力，獲得分力的大小與方向； 步驟d，通過膠布帶和杠桿系統(tǒng)，將上述步驟c的分力均布并加載至縫翼翼面。
2.根據(jù)權利要求1所述的用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法，其特征在于，上述步驟a中，飛機縫翼翼面氣動載荷求取的具體過程為: 步驟al，獲得縫翼飛行周期內(nèi)所有的工況； 步驟a2，根據(jù)飛機縫翼收放試驗要求，編制飛行收放工況； 步驟a3，使用風洞試驗或數(shù)值計算確定各個工況下縫翼的氣動載荷，得到的每個工況下氣動載荷在翼面的分布情況； 每個工況下得到一個文件用于存儲縫翼翼面氣動載荷，文件內(nèi)數(shù)據(jù)各列分別為翼面結點編號、翼面結點坐標位置、翼面結點氣動載荷在X、Y、Z方向上的分力； 步驟a4，判斷全部工況是否計算完成，若沒有完成，則繼續(xù)進行縫翼氣動載荷計算，若完成計算，則步驟a5，整理編號每個工況下縫翼氣動載荷數(shù)據(jù)文件； 其中，將縫翼沿翼展方向定義為Y向，垂直縫翼翼面方向定義為X向，與縫翼翼面相切并垂直翼展方向定義為Z向。
3.根據(jù)權利要求2所述的用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法，其特征在于，在上述步驟b中，飛機縫翼翼面氣動載荷合力求取的具體過程為: 步驟bl，把縫翼氣動載荷數(shù)據(jù)文件依照一個試驗周期的先后次序編號； 步驟b2，根據(jù)第一個工況下縫翼氣動載荷數(shù)據(jù)，使用力的合成原則，列出四個分力X、Y、Z方向上氣動載荷合力方程； 步驟b3，根據(jù)第一個工況下縫翼氣動載荷數(shù)據(jù)，使用壓心位置力矩為零原則，列出X、Y、Z方向上氣動載荷合力矩方程； 步驟b4，求解前兩個步驟的方程，分別獲得此工況下縫翼氣動載荷的合力大小與方向以及合力在縫翼翼面的位置坐標； 步驟b5，去除每個工況下合力Y向力，記錄存儲此工況下縫翼氣動載荷的合力大小與方向以及合力在縫翼翼面的位置坐標； 步驟b6，判斷全部工況合力計算是否完成，如未完成，則執(zhí)行步驟b7，依次進行下一個工況合力計算，如完成，則執(zhí)行步驟b8，結束縫翼氣動載荷合力計算。
4.根據(jù)權利要求2或3所述的用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法，其特征在于，在上述步驟c中，飛機縫翼翼面氣動載荷分配的具體過程為: 步驟Cl，在縫翼翼面上標注全部工況下合力作用點位置； 步驟c2，擬定加載點圍成的平行四邊形的上下邊，與Y軸平行，并在全部工況下合力作用點位置的兩側，并且此對平行邊位置不能在縫翼的大曲率前緣和薄后緣處； 步驟c3，擬定加載點圍成的平行四邊形的另一對平行邊，將合力作用點到平行四邊形的與Y軸平行的兩條邊距離比值記為a(a < I)，將合力作用點到平行四邊形的與另一對邊距離比值記為b(b < I)； 步驟c4,把全部合力作用點的a和b求出； 步驟c5，若不滿足要求則調(diào)整加載點構成的平行四邊形的平行Y軸的對邊，若滿足要求則執(zhí)行下述步驟； 步驟c6，若不滿足要求則調(diào)整加載點構成的平行四邊形的另一對邊，若滿足要求，則執(zhí)行下述步驟； 步驟c7，進行全部氣動載荷合力的分配； 步驟c8，獲取四個加載載荷； 步驟c9，整理四個加載點隨襟翼試驗周期內(nèi)的力大小與方向。
5.根據(jù)權利要求4所述的用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法，其特征在于，在上述步驟c8中， 每個工況下四個加載點的載荷分別是

6.根據(jù)權利要求2或3所述的用于飛機襟、縫翼系統(tǒng)可靠性試驗的氣動載荷加載方法，其特征在于，在上述步驟d中，飛機縫翼翼面膠布帶和杠桿系統(tǒng)分布的具體過程為: 步驟dl，選取一個加載點； 步驟d2，在此加載點的平行Y軸的直線上，以此點為中點，兩邊各安裝二個膠布帶，此四個膠布帶位置應均勻在此加載點所在的四分之一縫翼翼面區(qū)域內(nèi)； 步驟d3，在此四個膠布帶上安裝杠桿系統(tǒng)，使用一根鋼索連接杠桿系統(tǒng)上端，實現(xiàn)氣動載荷加載； 步驟d4，判斷四個加載點的膠布帶和杠桿系統(tǒng)是否全部安裝完畢，如未安裝完成，則執(zhí)行步驟d5，繼續(xù)依次安裝，如安裝完成，則執(zhí)行步驟d6，完成加載。
【文檔編號】G01M9/00GK104075868SQ201410246843
【公開日】2014年10月1日 申請日期:2014年5月30日 優(yōu)先權日:2014年5月30日
【發(fā)明者】喻天翔, 李浩遠, 莊新臣, 孫中超, 宋筆鋒 申請人:西北工業(yè)大學