一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法技术

本申请提供一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法，所述方法包括：构建一体式试验件；根据两型机的两个飞行谱，确定一个针对所述一体式试验件的飞行谱；根据一体式试验件的飞行谱和初步载荷谱，得到一体式试验件的细化载荷谱；一体式试验件的三个考核件中，通过初步寿命计算确定一个寿命最短的考核件；根据寿命最短的考核件，确定一体式试验件的细化载荷谱的缓冲支柱和轮胎压缩量；根据缓冲支柱和轮胎压缩量，计算得到一体式试验件的新节点载荷；根据实际的缓冲支柱和轮胎压缩量的节点载荷与新节点载荷的比例，得到载荷放大系数；根据所述放大系数，调整主起落架的试验加载载荷；在调整主起落架的试验加载载荷之后，确定试验加载方案。试验加载方案。试验加载方案。

【技术实现步骤摘要】
一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法


[0001]本专利技术属于直升机主起落架及其与机体连接接头疲劳试验设计领域，涉及一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法。

技术介绍

[0002]起落架及其与机上连接接头是直升机全机结构的关键部位，是将着陆、着舰及地面载荷扩散到机身结构上的部位，因此每个型号都要针对起落架及其与机身连接接头开展一系列试验。开展摇臂式起落架及其与机上连接接头疲劳试验时，传统的方式是分为三个疲劳试验进行，分别为起落架疲劳试验、机上摇臂接头疲劳试验、机上缓冲支柱接头疲劳试验。
[0003]分为三个试验可以降低试验风险，使每个试验都变的简单明了，考核件单一，即使是周边的配套件出现破坏也可以通过修理后继续完成试验，所以分开规划试验是型号工作中更倾向于去选择的一种方案。但这样做也有很明显的不足，主要有：分为三个疲劳试验导致试验周期明显变长、显著增加试验过程的工作量，另在做起落架疲劳试验的时候需要同时将机上摇臂接头及其周边的整个短舱结构、机上缓冲支柱接头作为配套件陪试，做机上摇臂接头疲劳试验的时候需要至少起落架假件作为配套件陪试，做机上缓冲支柱接头疲劳试验的时候需要将起落架缓冲器作为配套件陪试。
[0004]可见，现有的主起落架及其与机体连接疲劳试验方法，需要至少规划三个疲劳试验，试验周期长，试验过程中均需新制假件造成极大的人力、财力、物力的浪费。

技术实现思路

[0005]本申请提供一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法，能够更好的确保型号节点，降低试验周期，节省试验人工成本，减少多个试验因新制假件造成的财力物力浪费。
[0006]本申请提供一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法，所述方法包括：
[0007]构建一体式试验件，所述一体式试验件为主起落架、机上摇臂接头和机上缓冲支柱接头的一体式结构；
[0008]根据两型机的两个飞行谱，确定一个针对所述一体式试验件的飞行谱，所述飞行谱包括直升机不同飞行状态的时间比例、不同重量状态的时间比例、不同重心位置的时间比例；
[0009]根据一体式试验件的飞行谱和初步载荷谱，得到一体式试验件的细化载荷谱；所述初步载荷谱包括直升机不同着陆及地面工况每小时出现的次数；
[0010]从一体式试验件的三个考核件中，通过初步寿命计算预设一个寿命最短的考核件；
[0011]根据预设的寿命最短的考核件，确定一体式试验件的细化载荷谱的缓冲支柱和轮胎压缩量；根据缓冲支柱和轮胎压缩量，计算得到得到一体式试验件的新节点载荷；根据实际的缓冲支柱和轮胎压缩量的节点载荷与新节点载荷的比例，得到放大系数；
[0012]根据所述放大系数，调整主起落架的试验加载载荷；
[0013]在调整主起落架的试验加载载荷之后，确定试验加载方案。
[0014]具体的，所述根据一体式试验件的飞行谱和初步载荷谱，细化载荷谱的各工况每小时出现的次数，具体包括：
[0015]将直升机每个起飞重量状态对应的时间比例，乘以所述直升机不同着陆及地面工况每小时出现的次数，得到细化后的载荷谱的各工况每小时出现的次数。
[0016]根据所述放大系数，调整主起落架的试验加载载荷，包括：
[0017]将放大系数乘以主起落架的实际载荷，使得在试验过程中缓冲支柱和摇臂节点载荷大于等于缓冲支柱和摇臂节点载荷的理论计算值。
[0018]具体的，根据两型机的两个飞行谱，确定一个针对所述一体式试验件的飞行谱，包括：直升机不同飞行状态的时间比例、不同重量状态的时间比例、不同重心位置的时间比例；
[0019]具体的，从一体式试验件的三个考核件中，确定一个寿命最短的考核件；包括：通过初步寿命计算分析确定三个考核件中寿命最短的考核件。
[0020]具体的，根据寿命最短的考核件，确定缓冲支柱和轮胎压缩量，包括：预设细化载荷谱中的缓冲支柱和轮胎压缩量，计算新的缓冲支柱和轮胎压缩量下的节点载荷(即分到缓冲支柱接头和摇臂接头处的载荷)，将实际摇臂节点的节点载荷与新的摇臂节点节点载荷的比值作为载荷放大系数1，反复迭代缓冲支柱和轮胎压缩量直至所有工况的实际摇臂节点与新的摇臂节点载荷的比值尽可能接近1.0，为了可以选择不同的缓冲支柱和轮胎压缩量以使载荷放大系数1的值尽可能接近1.0，则需要分为不同的着陆载荷块谱、地面载荷块谱，每个块谱可以设置不同的缓冲支柱和轮胎压缩量。注意同时需要保证在新的缓冲支柱和轮胎压缩量下分到缓冲支柱接头的载荷不小于实际缓冲支柱接头的载荷。
[0021]具体的，所述试验加载方案包括选择垂直载荷与航向载荷作用点在轮毂中心，侧向载荷作用点在轮胎触地点。
[0022]具体的，一体式试验件的约束端结构形式及尺寸。包括：一体式试验件需要在机体摇臂接头所在的短翼盒段与机体结构连接处、缓冲支柱接头与机体结构连接螺栓处施加与夹具的连接，建立相关有限元模型施加试验载荷，根据得出的约束反力定义约束端的结构尺寸，确保谱块中所包含的所有工况的载荷到约束端的约束反力都能满足试验件约束端的连接强度要求。经过有限元模型计算获取约束端的约束反力，经过强度计算确定约束端的具体结构形式及尺寸信息。
[0023]综上所述，本试验提供了一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法，制定了主起落架、机上摇臂接头、机上缓冲支柱同时作为考核件的载荷谱编制原则，同时得到了主起落架及其与机上连接接头的安全疲劳寿命，为后续疲劳试验的合并设计提供有力参考。
附图说明
[0024]图1为本申请提供的一体式试验件的结构示意图。
具体实施方式
[0025]为了能够更好的确保型号节点，降低试验周期，节省试验人工成本，减少多个试验
因新制假件造成的财力物力浪费，本申请选择将三个试验合为一个试验进行。加之此型号有两型机同时设计，还需要通过一个试验同时满足两个型号的飞行谱要求，这就需要通过试验件设计、试验载荷谱编制、调整加载方式等多个途径来降低试验风险以同时满足两个型号的要求，否则只要三个考核件中有一个提前破坏将导致整个试验变的非常棘手。
[0026]本专利技术的技术方案是：
[0027]一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法，它包括步骤如下：
[0028]步骤101：制造一体式试验件，所述一体式试验件为主起落架、机上摇臂接头和机上缓冲支柱接头的一体式结构；
[0029]如图1所示，具体的，一体式试验件的约束端结构形式及尺寸。
[0030]一体式试验件需要在机体摇臂接头所在的短翼盒段与机体结构连接处、缓冲支柱接头与机体结构连接螺栓处施加与夹具的连接，建立相关有限元模型施加试验载荷，根据得出的约束反力定义约束端的结构尺寸，确保谱块中所包含的所有工况的载荷到约束端的约束反力都能满足试验件约束端的连接强度要求。经过有限元模型计算获取约束端的约束反力，经过强度计算确定约束端的具体结构形式及尺寸信息。
[0031]步骤102：根据两型机的两个飞行谱，确定一个针对所述一体式试验件的飞行谱，所述飞行谱包括直升机不同飞行本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种主起落架及其与机体连接疲劳试验方法，其特征在于，所述方法包括：构建一体式试验件，所述一体式试验件为主起落架、机上摇臂接头和机上缓冲支柱接头的一体式结构；根据两型机的两个飞行谱，确定一个针对所述一体式试验件的飞行谱，所述飞行谱包括直升机不同飞行状态的时间比例、不同重量状态的时间比例、不同重心位置的时间比例；根据一体式试验件的飞行谱和初步载荷谱，得到一体式试验件的细化载荷谱；所述初步载荷谱包括直升机不同着陆及地面工况每小时出现的次数；从一体式试验件的三个考核件中，通过初步寿命计算确定一个寿命最短的考核件；根据寿命最短的考核件，确定一体式试验件的细化载荷谱的缓冲支柱和轮胎压缩量；根据缓冲支柱和轮胎压缩量，计算得到得到一体式试验件的新节点载荷；根据实际的缓冲支柱和轮胎压缩量的节点载荷与新节点载荷的比例，得到放大系数；根据所述放大系数，调整主起落架的试验加载载荷；在调整主起落架的试验加载载荷之后，确定试验加载方案。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据一体式试验件的飞行谱和初步载荷谱，细化载荷谱的各工况每小时出现的次数，具体包括：将直升机每个起飞重量状态对应的时间比例，乘以所述直升机不同着陆及地面工况每小时出现的次数，得到细化后的载荷谱的各工况每小时出现的次数。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述放大系数，调整主起落架的试验加载载荷，包括：将放大系数乘以主起落架的实际载荷，使得在...

【专利技术属性】
技术研发人员：王碧蓉，王召勇，吴远飞，王影，李明忠，曾玖海，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：