本發(fā)明屬于飛機測試測量技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種雷達罩靜力試驗加載點確定方法。

背景技術(shù)：

雷達罩所受載荷主要來源于其表面的氣動載荷，靜力試驗驗證時通常通過在其外表面布置一定數(shù)量的加載點來模擬其結(jié)構(gòu)受力。通常為能夠更加真實的模擬雷達罩的結(jié)構(gòu)受力，在試驗條件允許的情況下，盡可能的布置數(shù)量眾多的試驗加載點。加載點的數(shù)量和以及位置分布與雷達罩外表面的分布載荷大小方向有很大關(guān)系，通常是通過載荷計算給出，分布較為分散。

雷達罩通常采用復合材料多曲面殼體，外形比較復雜，因此如何在試驗件表面準確找出加載點的位置一直是困擾雷達罩結(jié)構(gòu)靜力試驗的難點。一直以來，雷達罩的表面加載點位置確定是以機身結(jié)構(gòu)為基準，通過在雷達罩表面拉緊細絲線的方法。此種方法僅適用于單曲度外形，且對于曲度較大的雷達罩細絲線容易在雷達罩表面滑動，以此種方法求出的加載點位置誤差較大。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是解決雷達罩靜力試驗加載點確認的問題，使之滿足靜力試驗加載的要求，設計一種雷達罩靜力試驗加載點的確認方法，完成靜力試驗。本發(fā)明的技術(shù)解決方案包括如下幾個步驟：

S1、在所述雷達罩外圈面上其與飛機機身接觸線上確認出四個基準點，所述四個基準點包括所述雷達罩的對稱面與所述接觸線的兩個交點O₁、O₂，另外兩個基準點O₃、O₄分別位于所述兩個交點O₁、O₂連線的兩側(cè)；

S2、確定各加載點距所述四個基準點的直線距離，選出所述加載點距O₁、O₂中距離較短的基準點，該較短距離為d₁，選出所述加載點距O₃、O₄中距離較短的基準點，該較短距離為d₂；

S3、以所述加載點距O₁、O₂中距離較短的基準點為原點，以距離d₁為半徑，采用圓規(guī)在所述雷達罩表面畫第一弧線，以所述加載點距O₃、O₄中距離較短的基準點為原點，以距離d₂為半徑，采用所述圓規(guī)在所述雷達罩表面畫第二弧線，標記兩條弧線交點即為所述加載點位置。

優(yōu)選的是，所述基準點O₃、O₄的連線垂直于交點O₁、O₂的連線。

上述方案中優(yōu)選的是，所述基準點O₃、O₄為位于交點O₁、O₂的連線兩側(cè)的所述接觸線上距交點O₁、O₂的連線最遠的點。

上述方案中優(yōu)選的是，所述確定基準點O₃、O₄的方法包括：

連接兩個交點O₁、O₂的步驟；

直角尺的一個直角邊貼緊在所述交點O₁、O₂的連線上的步驟；

滑動直角尺，確定最遠基準點O₃和O₄的步驟。

上述方案中優(yōu)選的是，所述步驟S3中的圓規(guī)的臂長大于所述雷達罩的最大外徑。

本發(fā)明的優(yōu)點在于定位準確，易操作，所需工具較為普遍。用此方法確認加載點位置后進行的試驗驗證了加載點位置的準確性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明雷達罩靜力試驗加載點確定方法的一優(yōu)選實施例的對稱面上基準點確定示意圖。

圖2為本發(fā)明圖1所示實施例的其它兩個基準點確定示意圖。

圖3為本發(fā)明圖1所示實施例的加載點確定示意圖。

其中1為直角尺，2為圓規(guī)，3為加載點。

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護范圍的限制。

本發(fā)明的目的是解決雷達罩靜力試驗加載點確認的問題，使之滿足靜力試驗加載的要求，設計一種雷達罩靜力試驗加載點的確認方法，完成靜力試驗。本發(fā)明的技術(shù)解決方案包括如下幾個步驟：

S1、在所述雷達罩外圈面上其與飛機機身接觸線上確認出四個基準點，所述四個基準點包括所述雷達罩的對稱面與所述接觸線的兩個交點O₁、O₂，另外兩個基準點O₃、O₄分別位于所述兩個交點O₁、O₂連線的兩側(cè)；

S2、確定各加載點距所述四個基準點的直線距離，選出所述加載點距O₁、O₂中距離較短的基準點，該較短距離為d₁，選出所述加載點距O₃、O₄中距離較短的基準點，該較短距離為d₂；

S3、以所述加載點距O₁、O₂中距離較短的基準點為原點，以距離d₁為半徑，采用圓規(guī)在所述雷達罩表面畫第一弧線，以所述加載點距O₃、O₄中距離較短的基準點為原點，以距離d₂為半徑，采用所述圓規(guī)在所述雷達罩表面畫第二弧線，標記兩條弧線交點即為所述加載點位置。

本實施例中，雷達罩一般為左右對稱的結(jié)構(gòu)，為保證后續(xù)圓規(guī)所做弧線能夠覆蓋整個雷達罩的外表面，要求所選四個基準點基本平分所述接觸線。所述接觸線為當雷達罩扣在飛機機身表面時，其與機身的交線，一般而言，該接觸線為圓形或橢圓形，存在其它情況，比如為不規(guī)則圖形，甚至該接觸線形成的封閉曲面為三維曲面，即所述接觸線上的各點不在同一個平面內(nèi)，為以下敘述方便，本實施例以橢圓形或圓形等規(guī)則形狀進行描述。

由于雷達罩為左右對稱結(jié)構(gòu)，因此形成的類似橢圓形的接觸線也是左右對稱的，以中心軸線為基準，其與接觸線的交點即為基準點O₁、O₂，也就是如圖1所示的對稱面切雷達罩與機身的交線形成的兩個點。之后，將剩余的兩個基準點O₃、O₄分別安排在O₁、O₂連線的兩側(cè)，能夠保證任意相鄰的兩點圍成的弧面不會大于180度，可以理解的是，如果相鄰的兩點將雷達罩分隔出的弧面大于180度，后續(xù)使用圓軌在雷達罩上畫圖將會被限制，如圖3所示，O₁、O₃分兩個基準點圍成的弧面大約為45度，這里需要進一步解析的是，所述圍成的弧面是指由接觸線構(gòu)成的類圓形中，在兩個相鄰基準點之間無其它基準點的情況下，這一段無其它基準點的弧線的弧度。圖3中面朝外處，O₁、O₃之間無其它基準點；而面朝內(nèi)處，O₁、O₃之間還包括基準點O₂及O₄，所以其弧度為面朝外處的接觸線弧線的弧度。

再次參考圖3，使用圓規(guī)2以基準點O₁、O₃畫弧時，只能在面朝外的這一段雷達罩表面上畫弧，而不能在面朝內(nèi)的雷達罩表面上畫弧，進一步表明了相鄰的兩點圍成的弧面不能大于180度。步驟S3中，以所述加載點距O₁為原點，以距離d₁為半徑，采用圓規(guī)在所述雷達罩表面畫第一弧線，以所述加載點距O₃為原點，以距離d₂為半徑，采用所述圓規(guī)在所述雷達罩表面畫第二弧線，標記兩條弧線交點即為所述加載點位置，圖3中的3為該加載點。

可以理解的，上述距離d₁、d₂由有限元分析圖示中得到。

本實施例中，所述基準點O₃、O₄的連線垂直于交點O₁、O₂的連線。進一步的，所述基準點O₃、O₄為位于交點O₁、O₂的連線兩側(cè)的所述接觸線上距交點O₁、O₂的連線最遠的點。

為達到上述目的，所述確定基準點O₃、O₄的方法包括：

連接兩個交點O₁、O₂的步驟；

直角尺的一個直角邊貼緊在所述交點O₁、O₂的連線上的步驟；

滑動直角尺，確定最遠基準點O₃和O₄的步驟。

參考圖2，當交點O₁、O₂的連線確定后，直角尺1的一個直角邊貼緊在該連線上，另一個直角邊會與接觸線相交，交點距O₁、O₂的連線的距離隨直角尺1的滑動而變化，其必然會出現(xiàn)一個最大值，該最大值所在的交點即為基準點O₃或O₄。

本實施例中，由于雷達罩體積較大，一般特制加長圓規(guī)2，要保證圓規(guī)的臂長大于所述雷達罩的最大外徑。

本發(fā)明的優(yōu)點在于定位準確，易操作，所需工具較為普遍。用此方法確認加載點位置后進行的試驗驗證了加載點位置的準確性。

最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發(fā)明進行了詳細的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應當理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術(shù)方案進行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實施例技術(shù)方案的精神和范圍。