【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于一种飞机强度试验载荷施加方法，该方法能准确施加大变形情况下机 翼的法向载荷。
技术介绍
大变形情况下机翼法向载荷的施加是飞机强度试验的一个难点，现阶段，还没有 理想施加机翼法向载荷的方法，试验单位通常会根据机翼变形的幅度和飞机结构的特点采 用不同的施加方法。 目前，机翼大变形情况下其法向载荷最好的施加方法是加载点预先倾斜法，如图1 所示，加载点预先倾斜安装在承力顶棚N处，N为预估的最终加载级数机翼法向对应的承力 顶棚安装位置。试验开始时，初始加载方向并非机翼的法向，而且两者的夹角最大；随着试 验载荷由零级数向最终加载级数施加，加载方向逐渐向机翼的法向靠拢；当施加最终加 载级数载荷时，加载方向正好是机翼的法向。 加载点预先倾斜法有两个缺点：第一，该法仅能保证最终加载级数载荷方向近似 于机翼的法向，而其余加载级数无法保证；第二，不同加载级数载荷试验，顶棚加载点的位 置也不同，试验是需多次换装。
技术实现思路
本专利技术的目的：提供了一种能准确施加所有加载级数机翼法向载荷的试验方法。 本专利技术的技术方案是：，按加载级数对 机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，再通过测量水平位移FH和倾斜位移0A或由飞机设 计方事先给出的理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH 和倾斜位移0W ;其次，计算出各个加载级数的α角、（90-α )角、β角、Θ角、（90- Θ )角； 最后，建立水平和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道1施加的载荷Pi 和第二加载通道2施加的载荷P...
【技术保护点】
一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，按加载级数对机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，再通过测量水平位移FH和倾斜位移OA或由飞机设计方事先给出的理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH和倾斜位移OW；其次，计算出各个加载级数的α角、(90‑α)角、β角、θ角、(90‑θ)角；最后，建立水平和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道(1)施加的载荷P1和第二加载通道(2)施加的载荷P2，其中，P‑机翼大变形情况下需要施加的法向载荷、P1‑第一加载通道(1)施加的载荷、P2‑第二加载通道(2)施加的载荷，A位置‑机翼变形前加载点位置、O位置‑机翼变形后加载点位置、ON‑机翼加载点法线、AM‑机翼垂向位移、W点‑计算用辅助点，是以F为圆心，以FA为半径画圆与OF的交点、FH‑机翼变形过程中的水平位移、AF‑机翼变形前垂向初始高度值、OF‑机翼变形后最终位置与地面原始位置的距离、OW‑机翼变形后F位置测量的倾斜位移、AD‑机翼变形前与承力顶棚的距离、θ‑机翼加载位置切线与水平线的夹角。
【技术特征摘要】
1. 一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，按加载级数对机翼大变形 情况下机翼施加法向载荷P，再通过测量水平位移FH和倾斜位移0A或由飞机设计方事先 给出的理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移!^和倾斜位 移0W;其次，计算出各个加载级数的α角、（90-α)角、β角、Θ角、（90-Θ)角；最后，建 立水平和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道（1)施加的载荷Pi和第 二加载通道（2)施加的载荷P 2， 其中，P-机翼大变形情况下需要施加的法向载荷、Pi-第一加载通道⑴施加的载荷、 p2-第二加载通道⑵施加的载荷，A位置-机翼变形前加载点位置、0位置-机翼变形后 加载点位置、ON-机翼加载点法线、AM-机翼垂向位移、W点-计算用辅助点，是以F为圆心， 以FA为半径画圆与OF的交点、FH-机翼变形过程中的水平位移、AF-机翼变形前垂向初始 高度值、OF-机翼变形后最终位置与地面原始位置的距离、0W-机翼变形后F位置测量的倾 斜位移、AD-机翼变形前与承力顶棚的距离、Θ -机翼加载位置切线与水平线的夹角。2. 根据权利要求1所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，各级Pi 载荷与各级P2载荷的确定过程具体如下： 步骤1 :按加载级数对机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，在法向载荷P作用下，距 翼跟L处的机翼转角Θ和挠度f用公式和公式漠:出，E为机翼的弹性模量， I为机翼的惯性矩， 步骤2 :依据机翼理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位 移和倾斜位移0A ; 步骤3 :计算出各个加载级数的α角、（90-α)角、β角、Θ角、（90-Θ)角； 步骤4 :建立水平...
【专利技术属性】
技术研发人员：臧伟锋，张侃，张海英，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61
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