一种大型飞机机翼液压管路弯曲疲劳试验方法技术

本发明专利技术属于液压系统试验技术，特别是涉及一种液压管路弯曲疲劳试验方法。本发明专利技术6442相比，使用本发明专利技术，被试管路全为根据实际飞机机翼液压管路相同的弯曲管路，实现同时对管接头和弯曲管路的应力集中问题进行试验验证，更加符合于实际情况。本发明专利技术采用加工机翼地面模拟件来模拟机翼的运动，无需加工整个机翼翼盒结构，节省经费。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于液压系统试验技术，特别是涉及一种液压管路弯曲疲劳试验方法。
技术介绍
由于国内之前没有大型飞机研制先例，对于此问题认识不足，所以，到目前为止，还没有专门针对大型飞机机翼液压管路弯曲疲劳试验的方法。目前，国内针对液压管路弯曲疲劳试验方法只有HB6442-1990可供参考。在HB6442中规定，采用的管路被试件为等长度的直管段，两端安装有平管嘴、外套螺母，采用对直管试件进行规定次数、规定应力水平的弯曲疲劳试验。这种方法能够对管材和管路接头处的应力水平进行试验验证，但存在明显的不足:飞机上安装的液压管路，由于其具体覆辙位置，各段管路都会有不同程度的弯曲，管长也各不相同。特别在机翼上，由于需要考虑由于机翼结构变形的补偿量，同时考虑机翼走向，在机翼上安装的液压管路都呈现弯曲状。而在管路弯曲部分，会出现应力集中现象，当应力集中不明显时，对管路的影响不明显，而当应力集中明显后，随着机翼结构的不停运动，应力集中影响会逐步显现，在应力集中区管路会出现应力裂纹。由于HB6442只适用于标准直管段被试件，无法对机翼上各种弯曲形状的液压管路弯曲应力状况进行试验验证，因此，使用HB6442无法对机翼液压管路的弯曲疲劳特性进行试验验证。
技术实现思路
本专利技术的目的:存在于飞机液压管路“跑冒滴漏”问题由来已久，随着飞机飞行时间的不断累积，管路应力逐步增大，在液压管接头、接管嘴等处会随着疲劳应力的逐步增大而出现油液的渗漏，在管路弯曲处，会逐渐出现疲劳裂纹，最终造成管路破裂。在某型号飞机研制过程中，由于其翼展较以往飞行有明显增大，导致液压管路在飞机飞行过程中变形明显，弯曲应力有明显增大。同时，整机要求液压系统可靠性指标又很高，所以，在飞机设计过程中，必须要对机上液压管路的弯曲疲劳问题进行研究，针对机上管路的实际设计方案，完成相关验证试验。本专利技术的技术方案:，本方法包括以下步骤:I)根据大型飞机机翼在地面停放状态，确定出翼尖出现的最大下垂位移量；根据飞机飞行状态，确定出飞行过程中翼尖出现的最大上翘量；根据机翼在气流中所产生的颤振状态，确定翼尖的颤振位移和频率；2)在三维设计软件中，建立机翼结构模拟件三维数模，再将数模导入应力分析软件中，向数模施加外力使其出现实际机翼的最大下垂位移量、最大上翘量、翼尖的颤振位移和频率，通过网格划分，对数模在运动过程中各个点处的弯曲应力进行计算，验证高应力集中区应力值是否超出了材料的许用极限，若超出，则必须通过更改设计或更换材料，使其应力值小于材料变形许用极限值；3)在弯曲应力满足设计要求后，加工机翼结构模拟件，并在模拟件上，按照真实机翼上管路的安装方式和走向，安装液压管路，管路安装完毕后，一端堵死，通过另一端将管路内部压力升高至工作压力，随后用自封接头保持压力；4)米用地面加载系统,将加载系统与机翼模拟件最外侧相连,通过加载系统驱动机翼模拟件上下运动和颤振；5)通过设置规定次数的试验来模拟飞机的飞行次数，若在规定次数试验之后，管路内部压力不降低，则说明管路设计完好，满足使用要求，否则则说明管路系统出现应力问题，需逐段对管路完好性进行分析。本专利技术的有益效果是:与HB6442相比，使用本专利技术，被试管路全为根据实际飞机机翼液压管路相同的弯曲管路，实现同时对管接头和弯曲管路的应力集中问题进行试验验证，更加符合于实际情况。本专利技术采用加工机翼地面模拟件来模拟机翼的运动，无需加工整个机翼翼盒结构，节省经费。【附图说明】图1本专利技术试验时的安装示意图，其中，I为机翼结构模拟件安装台，2为机翼结构模拟件，3为地面加载系统。【具体实施方式】I)根据大型飞机机翼在地面停放状态，确定出翼尖出现的最大下垂位移量；根据飞机飞行状态，确定出飞行过程中翼尖出现的最大上翘量；根据机翼在气流中所产生的颤振状态，确定翼尖的颤振位移和频率；2)在三维设计软件中，建立机翼结构模拟件三维数模，再将数模导入应力分析软件中，向数模施加外力使其出现实际机翼的最大下垂位移量、最大上翘量、翼尖的颤振位移和频率，通过网格划分，对数模在运动过程中各个点处的弯曲应力进行计算，验证高应力集中区应力值是否超出了材料的许用极限，若超出，则必须通过更改设计或更换材料，使其应力值小于材料变形许用极限值；所述的三维设计软件可为=CATIA ；所述的应力分析软件可为:Soi Idwork或ANSYS ；所述的弯曲应力计算方法可为:有限元分析方法。3)在弯曲应力满足设计要求后，加工机翼结构模拟件，并在模拟件上，按照真实机翼上管路的安装方式和走向，安装液压管路，管路安装完毕后，一端堵死，另一端使用手摇泵将管路内部压力升高至工作压力，随后用自封接头保持压力；4)采用地面加载系统，将作动筒活塞杆加载系统与机翼模拟件最外侧相连，使用一长作动筒和一短作动筒串联布置，通过长作动筒加载系统驱动机翼模拟件上下运动，通过短作动筒的高频振动模拟机翼的颤振；5)通过设置规定次数的试验来模拟飞机的飞行次数，若在规定次数试验之后，管路内部压力不降低，则说明管路设计完好，满足使用要求，否则则说明管路系统出现应力问题，需逐段对管路完好性进行分析。下面以对某型机的机翼液压管路的弯曲疲劳分析为例，对本方案做进一步说明:I)某型机机翼翼展为23m，首先，根据某型飞机机翼在地面停放状态，确定出翼尖出现的最大下垂位移量为27cm ;根据飞机飞行状态，确定出飞行过程中翼尖出现的最大上翘量为2.3m ;根据机翼在气流中所产生的颤振状态，确定翼尖的颤振位移为±0.71m、频率1.5Hz ；2)在CATIA中，建立机翼结构模拟件三维数模，再将数模导入Soildwork中，向数模施加外力使其出现实际机翼的最大下垂位移量、最大上翘量、翼尖的颤振位移和频率，通过网格划分，对数模在运动过程中各个点处的弯曲应力进行有限元分析后，经验证，使用的材料7075和30CrMnSiA的应力值不超过其变形许用极限值；3)在弯曲应力满足设计要求后，加工机翼结构模拟件，并在模拟件上，按照真实机翼上管路的安装方式和走向，安装液压管路，管路安装完毕后，一端堵死，另一端使用手摇泵将管路内部压力升高至工作压力21MPa，随后用自封接头保持压力；4)采用地面加载系统，将作动筒活塞杆加载系统与机翼模拟件最外侧相连，使用一长作动筒和一短作动筒串联布置，通过长作动筒加载系统驱动机翼模拟件上下运动，通过短作动筒的高频振动模拟机翼的颤振；5)通过设置规定次数5000次来模拟飞机的飞行次数，在规定次数试验之后，管路内部压力不降低，说明管路设计完好，管路设计满足使用要求。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种大型飞机机翼液压管路弯曲疲劳试验方法，其特征是，本方法包括以下步骤：1）根据大型飞机机翼在地面停放状态，确定出翼尖出现的最大下垂位移量；根据飞机飞行状态，确定出飞行过程中翼尖出现的最大上翘量；根据机翼在气流中所产生的颤振状态，确定翼尖的颤振位移和频率；2）在三维设计软件中，建立机翼结构模拟件三维数模，再将数模导入应力分析软件中，向数模施加外力使其出现实际机翼的最大下垂位移量、最大上翘量、翼尖的颤振位移和频率，通过网格划分，对数模在运动过程中各个点处的弯曲应力进行计算，验证高应力集中区应力值是否超出了材料的许用极限，若超出，则必须通过更改设计或更换材料，使其应力值小于材料变形许用极限值；3）在弯曲应力满足设计要求后，加工机翼结构模拟件，并在模拟件上，按照真实机翼上管路的安装方式和走向，安装液压管路，管路安装完毕后，一端堵死，通过另一端将管路内部压力升高至工作压力，随后用自封接头保持压力；4）采用地面加载系统，将加载系统与机翼模拟件最外侧相连，通过加载系统驱动机翼模拟件上下运动和颤振；5）通过设置规定次数的试验来模拟飞机的飞行次数，若在规定次数试验之后，管路内部压力不降低，则说明管路设计完好，满足使用要求，否则则说明管路系统出现应力问题，需逐段对管路完好性进行分析。...

【技术特征摘要】
1.一种大型飞机机翼液压管路弯曲疲劳试验方法，其特征是，本方法包括以下步骤: 1)根据大型飞机机翼在地面停放状态，确定出翼尖出现的最大下垂位移量；根据飞机飞行状态，确定出飞行过程中翼尖出现的最大上翘量；根据机翼在气流中所产生的颤振状态，确定翼尖的颤振位移和频率； 2)在三维设计软件中，建立机翼结构模拟件三维数模，再将数模导入应力分析软件中，向数模施加外力使其出现实际机翼的最大下垂位移量、最大上翘量、翼尖的颤振位移和频率，通过网格划分，对数模在运动过程中各个点处的弯曲应力进行计算，验证高应力集中区应力值是否超出了材料的许用极限，若超出，则必须通过更改设计或更换材料，使其应力值小于材料变形许用极限值； 3)在弯曲应力满足设计要求后，加工机翼结构模拟件，并在模拟件上，按照真实机翼上管路的安装方式和走向，安装液压管路，管路安装完毕...

【专利技术属性】
技术研发人员：李昆，李振水，盛英，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61