The invention discloses a multiaxial fatigue test method for aircraft full-size structural parts, which relates to the field of fatigue life test of aircraft structural parts. The steps of the method are: (1) obtaining the stress concentration position of structural parts by finite element simulation; (2) pasting strain gauges around the stress concentration position; (3) recording the measured spectrum of strain gauges and strain patterns, and filtering to obtain the test strain. Spectrum; (4) Stress analysis and simplification of aircraft structural components, according to the simplified external force to develop the test-bed; (5) Using finite element optimization calculation to transform the measured strain spectrum into the multi-external force load spectrum of the test-bed; (6) Loading a landing load spectrum to compare the relative error of the strain spectrum and the measured strain spectrum on the aircraft is less than 10%, then fatigue life test is carried out to meet the requirements. Test, otherwise return to step (4) to re-analyze the force. The test results show that this method can reproduce the multi-directional force of aircraft structural parts in practical use.
【技术实现步骤摘要】
一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法
本专利技术应用领域是属于飞机全尺寸结构件疲劳试验
,尤其涉及特指一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法。
技术介绍
飞机结构的主要失效形式为疲劳破坏,因此需要在飞机服役时利用飞机飞行实测载荷历程进行整机的疲劳试验,以此来评估整机的疲劳寿命,以便飞机提前到寿时,及时发现飞机结构的薄弱环节提前采取维护措施。但整机疲劳试验的试验周期较长,而且对于具体的结构缺乏针对性,无法真实反映飞机具体结构在服役时复杂的多向(多轴)受载情况,导致出现定寿不准确的情况,因此针对飞机具体结构件专利技术出的专用的疲劳试验技术具有十分重要的工程实际意义。目前针对飞机结构件的疲劳试验方法多为单轴疲劳试验,而飞机结构件在实际服役使用过程中的大多为多轴疲劳状态,此时采用传统的单轴疲劳试验方法将无法真实反应飞机结构件在服役中的受力状态,更无法对飞机结构件有针对性的进行准确定寿。所提出的一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法,能够在短时间内完成具有针对性和准确的飞机结构件疲劳试验。
技术实现思路
本专利技术目的在于为满足飞机结构件疲劳寿命试验的需求,提出了一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳寿命试验方法,该方法也适用于其他机械结构进行疲劳寿命试验。本专利技术采用的技术方案为一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法,实现该方法的其步骤为:步骤1):使用有限元模拟计算方法确定飞机结构件应力集中最严重的部位,记录此位置。如果存在多个应力集中部位且各部位的最大值相差小于20%,则记录多个位置;步骤2):根据步骤1)记录的应力集中部位,在飞机结构件上对应的位置粘贴数组应变片,将单方 ...
【技术保护点】
1.一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法,其特征在于:实现该方法的步骤为,步骤1):使用有限元模拟计算方法确定飞机结构件应力集中最严重的部位,记录此位置。如果存在多个应力集中部位且各部位的最大值相差小于20%,则记录多个位置;步骤2):根据步骤1)记录的应力集中部位,在飞机结构件上对应的位置粘贴数组应变片,将单方向的应变片粘贴在应力集中根部来测量受力最大方向的应变,在此应变片周围20mm内至少粘贴4个三轴应变花,分别测量受力最大方向的应变、与受力最大方向程90°方向的应变和与受力最大方向程45°方向的应变,若应力集中部位根部无法粘贴应变片,则在应力集中部位周围的30mm内至少粘贴4个三轴应变花,分别测量受力最大方向的应变、与受力最大方向程90°方向的应变和与受力最大方向程45°方向的应变;步骤3):记录飞机典型起落中的各应变片和应变花数据,每个方向的应变同时滤波,并去掉没有损伤的小载荷,在所有起落的数据中选取总损伤最大的起落数据作为疲劳试验应变载荷历程;步骤4):进行飞机结构件的实际受力分析,简化结构件的受力,至少保留两个方向的外力,根据所保留的外力使用作动器研制试验台,使作动器方向和 ...
【技术特征摘要】
1.一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法,其特征在于:实现该方法的步骤为,步骤1):使用有限元模拟计算方法确定飞机结构件应力集中最严重的部位,记录此位置。如果存在多个应力集中部位且各部位的最大值相差小于20%,则记录多个位置;步骤2):根据步骤1)记录的应力集中部位,在飞机结构件上对应的位置粘贴数组应变片,将单方向的应变片粘贴在应力集中根部来测量受力最大方向的应变,在此应变片周围20mm内至少粘贴4个三轴应变花,分别测量受力最大方向的应变、与受力最大方向程90°方向的应变和与受力最大方向程45°方向的应变,若应力集中部位根部无法粘贴应变片,则在应力集中部位周围的30mm内至少粘贴4个三轴应变花,分别测量受力最大方向的应变、与受力最大方向程90°方向的应变和与受力最大方向程45°方向的应变;步骤3):记录飞机典型起落中的各应变片和应变花数据,每个方向的应变同时滤波,并去掉没有损伤的小载荷,在所有起落的数据中选取总损伤最大的起落数据作为疲劳试验应变载荷历程;步骤4):进行飞机结构件的实际受力分析,简化结构件的受力,至少保留两个方向的外力,根据所保留的外力使用作动器研制试验台,使作动器方向和飞机结构件所保留的外力方向一致;步骤5):使用有限元模拟分析建立飞机结构件的有限元模型,使用步骤4)中的多向外力作为边界条件,从步骤3)中的应变谱第一个点开始,将每个应变片和应变花的值作为目标值,多向外力作为自变量,自变量范围取作动器的有效工作范围,进行优化分析得到整个应变谱所对应的多个方向外力的值,将实测的多向应变载荷历程转化为多轴疲劳试验的载荷谱;步骤6):根据步骤5)得...
【专利技术属性】
技术研发人员:尚德广,惠杰,陈群志,张强,蔡佳昆,王智,刘克格,张书明,
申请(专利权)人:北京工业大学,北京航空工程技术研究中心,国机集团北京飞机强度研究所有限公司,
类型:发明
国别省市:北京,11
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