机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析及完整性设计方法技术

本申请属于飞机机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析及完整性设计技术领域，具体涉及一种机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析及完整性设计方法，包括：确定机翼折叠机构的受载影响因素；分析机翼折叠机构受载影响因素的影响规律；考虑不确定性寻求机翼折叠机构驱动模式的最优控制；基于机翼折叠机构受载影响因素的影响规律、机翼折叠机构驱动模式的最优控制，分析机翼折叠机构的寿命；提出机翼折叠机构的细节控制要求，使机翼折叠机构满足全寿命周期强度寿命要求。强度寿命要求。强度寿命要求。

【技术实现步骤摘要】
机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析及完整性设计方法


[0001]本申请属于飞机机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析及完整性设计
，具体涉及一种机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析及完整性设计方法。

技术介绍

[0002]飞机机翼折叠机构设计约束条件较多，整体结构往往比较复杂，难以对机翼折叠机构全寿命期强度寿命进行全面的分析，飞机机翼折叠机构全寿命期强度功能寿命完整性设计存在较大的技术难题，鉴于此，提出本申请。
[0003]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0004]本申请的目的是提供一种机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析及完整性设计方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
[0005]本申请的技术方案是：
[0006]一方面提供一种机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析方法，包括：
[0007]确定机翼折叠机构的受载影响因素；
[0008]分析机翼折叠机构受载影响因素的影响规律；
[0009]考虑不确定性寻求机翼折叠机构驱动模式的最优控制；
[0010]基于机翼折叠机构受载影响因素的影响规律、机翼折叠机构驱动模式的最优控制，分析机翼折叠机构的寿命。
[0011]根据本申请的至少一个实施例，上述的机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析方法中，所述确定机翼折叠机构的受载影响因素，具体包括几何参数、材料属性参数。
[0012]根据本申请的至少一个实施例，上述的机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析方法中，所述分析机翼折叠机构受载影响因素的影响规律，具体为：
[0013]利用CATA软件构建机翼折叠机构的三维几何模型；
[0014]将三维几何模型导入ADAMS软件；
[0015]在ADAMS软件中，定义三维几何模型的相关属性，并进行模型简化；
[0016]在ADAMS软件中，合并三维几何模型的实体，简化并替换实体，定义实体类型；
[0017]在ADAMS软件中，设定三维几何模型的运动学、动力学参数；
[0018]利用ADAMS软件的求解器，求解三维几何模型的运动功能响应，得出机翼折叠机构受载影响因素的影响规律。
[0019]根据本申请的至少一个实施例，上述的机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析方法中，所述考虑不确定性寻求机翼折叠机构驱动模式的最优控制，具体为：
[0020]开展考虑几何参数、载荷参数不确定性的机翼折叠机构驱动轨迹鲁棒性优化，寻
求机翼折叠机构驱动模式的最优控制。
[0021]根据本申请的至少一个实施例，上述的机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析方法中，所述基于机翼折叠机构受载影响因素的影响规律、机翼折叠机构驱动模式的最优控制，分析机翼折叠机构的寿命，具体为：
[0022]建立机翼折叠机构的细节有限元模型，基于机翼折叠机构受载影响因素的影响规律、机翼折叠机构驱动模式的最优控制，分析机翼折叠机构的寿命。
[0023]另一方面提供一种机翼折叠机构全寿命期强度寿命完整性设计方法，包括：
[0024]基于权利要求1
‑
5任一所述的机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析方法，分析机翼折叠机构的寿命，提出机翼折叠机构的细节控制要求，使机翼折叠机构满足全寿命周期强度寿命要求。
[0025]根据本申请的至少一个实施例，上述的机翼折叠机构全寿命期强度寿命完整性设计方法中，所述提出机翼折叠机构的细节控制要求，包括锁紧销的配合精度要求。
附图说明
[0026]图1是本申请实施例提供的机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析及完整性设计方法的示意图；
[0027]图2是本申请实施例提供的对机翼折叠机构进行分析并做简化处理的示意图；
[0028]图3是本申请实施例提供的分析机翼折叠机构受载影响因素的影响规律的示意图；
[0029]为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0030]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0031]此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0032]此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
[0033]下面结合附图1至图3对本申请提供的机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析及完整性设计方法做进一步详细说明。
[0034]第一、确定机翼折叠机构的受载影响因素：
[0035]由于机翼折叠机构工作环境跨度大，很可能由于参数和载荷的偏差导致机翼折叠机构失效，根据机翼折叠机构组成、运动原理，其受载的影响要素(不确定性源)大致包括几何参数、材料属性参数。
[0036]对于机翼折叠机构几何参数、材料属性参数中的不确定因素及环境载荷和边界条件中不确定性的影响，可开展多种不确定性源分析，根据不确定性影响因素的类型和特征，采用不确定性定量化技术等数学手段对其进行定量化，为机翼折叠机构的数值分析和优化提供精确有效的输入条件。
[0037]第二、分析机翼折叠机构受载本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析方法，其特征在于，包括：确定机翼折叠机构的受载影响因素；分析机翼折叠机构受载影响因素的影响规律；考虑不确定性寻求机翼折叠机构驱动模式的最优控制；基于机翼折叠机构受载影响因素的影响规律、机翼折叠机构驱动模式的最优控制，分析机翼折叠机构的寿命。2.根据权利要求1所述的机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析方法，其特征在于，所述确定机翼折叠机构的受载影响因素，具体包括几何参数、材料属性参数。3.根据权利要求1所述的机翼折叠机构全寿命期强度寿命分析方法，其特征在于，所述分析机翼折叠机构受载影响因素的影响规律，具体为：利用CATA软件构建机翼折叠机构的三维几何模型；将三维几何模型导入ADAMS软件；在ADAMS软件中，定义三维几何模型的相关属性，并进行模型简化；在ADAMS软件中，合并三维几何模型的实体，简化并替换实体，定义实体类型；在ADAMS软件中，设定三维几何模型的运动学、动力学参数；利用ADAMS软件的求解器，求解三维几何模型的运动功能响应，得出机翼折叠机构受载影响因素的影响规律。4.根据权利要求1所...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨方，洪海铭，陈亮，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：