一種模擬機翼變形的三滑軌襟翼試驗方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于強度試驗【技術領域】，涉及一種用于三滑軌襟翼在機翼變形情況下強度試驗的三滑軌襟翼試驗方法。本發(fā)明采用相對位移理論大大減小了實驗設計規(guī)模，降低了試驗風險，通過采用強迫位移和氣動載荷同時逐級加載的方法，使得試驗設計的精度大大提高，對襟翼等結構進行了充分考核。
【專利說明】一種模擬機翼變形的三滑軌襟翼試驗方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于強度試驗【技術領域】，涉及一種用于三滑軌襟翼在機翼變形情況下強度試驗的三滑軌襟翼試驗方法。
【背景技術】
[0002]三滑軌襟翼在機翼變形情況下，載荷會在三滑軌間重新分配，而且機翼的變形在襟翼翼面引起的展向應力應變占整個襟翼應力的比重較大，如果忽略這些影響，將不能充分考核襟翼結構?，F階段模擬機翼撓曲線一般方法都采用盒段模擬的方式，試驗過程中需要對盒段施加單獨的載荷，試驗規(guī)模和花費都比較大，試驗過程中風險較大。
【發(fā)明內容】
[0003]本發(fā)明的目的是提出一種試驗規(guī)模和花費都比較小的模擬機翼變形的三滑軌襟翼試驗方法。
[0004]本發(fā)明的技術解決方案是，
[0005]步驟1:按照襟翼滑軌間距布置試驗臺架；
[0006]步驟2:將襟翼按照裝機要求，安裝在試驗臺架上；
[0007]步驟3:計算機翼變形，得出三滑軌在機翼連接點上位移，得到三滑軌連接點在變形后位置，得到機翼撓曲線；
[0008]步驟4:利用相對位移的方法，求解出中間滑軌在試驗過程中需要施加的強迫位移，模擬出與步驟3中得到的機翼撓曲線；
[0009]步驟5:利用中間的臺架或兩側的臺架，同時對襟翼滑軌施加強迫位移及對襟翼翼面施加氣動載荷；按照設計指標給出的氣動載荷，以氣動載荷總量的5%逐級對襟翼翼面加載，同時按照步驟4中得到的襟翼滑軌施加強迫位移的總量的5%逐級對襟翼滑軌加載，直至加載到設計指標給出的氣動載荷和步驟4得到的襟翼滑軌施加強迫位移，得到三滑軌襟翼在機翼變形條件下的真實載荷分配及應力分布。
[0010]所述的利用中間的臺架對襟翼滑軌施加強迫位移時，襟翼兩側的滑軌連接點的兩點連線為施加強迫位移的零點，利用兩側的臺架對襟翼滑軌施加強迫位移時，中間滑軌連接點為施加強迫位移的零點。
[0011]本發(fā)明產生的積極效果:本發(fā)明采用相對位移理論大大減小了實驗設計規(guī)模，通過采用強迫位移和氣動載荷同時逐級加載的方法，使得試驗設計的精度大大提高，對襟翼等結構進行了充分考核。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0012]圖1是本發(fā)明強迫位移求解機翼撓曲線示意圖；
[0013]圖2是本發(fā)明強迫位移施加的示意圖?！揪唧w實施方式】
[0014]下面結合說明書附圖對本發(fā)明作進一步詳細描述。
[0015]下面結合附圖對本發(fā)明作詳細說明。
[0016]步驟1:按照襟翼15滑軌間距布置試驗臺架6、7、8 ;
[0017]步驟2:將襟翼15按照裝機要求，安裝在試驗臺架6、7、8上；
[0018]步驟3:計算機翼變形，得出三滑軌在機翼連接點1、2、3上位移，得到三滑軌連接點在變形后位置，得到機翼撓曲線，如圖1 ;
[0019]步驟4:利用相對位移的方法，求解出中間滑軌在試驗過程中需要施加的強迫位移4，模擬出與步驟3中得到的機翼撓曲線5 ；
[0020]步驟5:利用中間的臺架的位移作動筒10或兩側的臺架的位移作動筒9、11，同時對襟翼滑軌13或12、14施加強迫位移及對襟翼翼面15施加氣動載荷，按照設計指標給出的氣動載荷，以氣動載荷總量的5%逐級對襟翼翼面加載，按照計算得到的襟翼滑軌施加強迫位移的總量的5%逐級對襟翼滑軌加載，直至加載到設計指標給出的氣動載荷和計算得到的襟翼滑軌施加強迫位移，得到三滑軌襟翼在機翼變形條件下的真實載荷分配及應力分布。
[0021]實施例一
[0022]以某大型運輸機襟翼傳力特性試驗巡航狀態(tài)試驗，進行方法說明。
[0023]I)根據襟翼巡航狀態(tài)在機翼上的安裝要求，將襟翼安裝在三個臺架支座上。
[0024]2)根據機翼變形得出三滑軌在機翼連接點在巡航狀態(tài)下的位移，得到三滑軌機翼連接點在全機坐標系下變形后的位置；
[0025]3)利用相對位移的方法求解出中間滑軌在試驗過程中需要施加的強迫位移，見圖1 ;
[0026]4)根據需要選擇中加臺架7中的位移作動筒10施加強迫位移，見圖2 ；
[0027]5)位移作動筒10施加強迫位移和氣動載荷按照要求5%的等級同時加載65%，位移作動筒10施加強迫位移和氣動載荷按照要求2%的等級同時加載67%，，得到實驗數據。
[0028]實施例二
[0029]以某大型運輸機襟翼傳力特性試驗起降狀態(tài)試驗，進行方法說明。
[0030]I)根據襟翼起降狀態(tài)在機翼上的安裝要求，將襟翼安裝在三個臺架支座上。
[0031]2)根據機翼變形求解出三滑軌在機翼連接點在起降狀態(tài)下的位移，得到三滑軌機翼連接點在全機坐標系下變形后的位置；
[0032]3)利用相對位移的方法求解出中間滑軌在試驗過程中需要施加的強迫位移，見圖1 ;
[0033]4)根據需要選擇中加臺架6、8中的位移作動筒9、11施加強迫位移，見圖2 ；
[0034]5)位移作動筒10施加強迫位移和氣動載荷按照要求5%的等級同時加載65%，位移作動筒10施加強迫位移和氣動載荷按照要求2%的等級同時加載67%，，得到實驗數據。
[0035]技術效果:
[0036]模擬機翼變形的襟翼試驗方法，通過施加強迫位移及氣動載荷同時逐級加載的方法，減小了襟翼實驗設計規(guī)模，降低了試驗風險，試驗精度大大提高，對襟翼等結構進行了充分考核。
【權利要求】
1.一種模擬機翼變形的三滑軌襟翼試驗方法，其特征是， 步驟1:按照襟翼滑軌間距布置試驗臺架； 步驟2:將襟翼按照裝機要求，安裝在試驗臺架上； 步驟3:計算機翼變形，得出三滑軌在機翼連接點上位移，得到三滑軌連接點在變形后位置，得到機翼撓曲線； 步驟4:利用相對位移的方法，求解出中間滑軌在試驗過程中需要施加的強迫位移，模擬出與步驟3中得到的機翼撓曲線； 步驟5:利用中間的臺架或兩側的臺架，同時對襟翼滑軌施加強迫位移及對襟翼翼面施加氣動載荷；按照設計指標給出的氣動載荷，以氣動載荷總量的5%逐級對襟翼翼面加載，同時按照步驟4中得到的襟翼滑軌施加強迫位移的總量的5%逐級對襟翼滑軌加載，直至加載到設計指標給出的氣動載荷和步驟4得到的襟翼滑軌施加強迫位移，得到三滑軌襟翼在機翼變形條件下的真實載荷分配及應力分布。
2.根據權利要求1所述的一種模擬機翼變形的三滑軌襟翼試驗方法，其特征是，所述的利用中間的臺架對襟翼滑軌施加強迫位移時，襟翼兩側的滑軌連接點的兩點連線為施加強迫位移的零點，利用兩側的臺架對襟翼滑軌施加強迫位移時，中間滑軌連接點為施加強迫位移的零點。
【文檔編號】G01M13/00GK103558019SQ201310544844
【公開日】2014年2月5日 申請日期:2013年11月5日 優(yōu)先權日:2013年11月5日
【發(fā)明者】杜凱, 范瑞娟, 李健 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設計研究所