【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞机翼面疲劳试验，尤其涉及一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法。
技术介绍
1、可动翼面在使用过程中处于姿态不固定状态，常有沿固定轨迹收放、多轴转动等运动方式。它们在运动的同时，表面的气动载荷也在跟随变化。因此，在进行飞机可动翼面结构/机构疲劳可靠性试验时，对翼面施加模拟气动力的试验载荷也是不断变化，这种变化包括载荷方向和作用位置。这种变化给试验加载带来诸多困难。
2、现有的可动翼面结构机构疲劳可靠性试验加载技术，通常模拟占主导作用的垂向气动载荷，而忽略了切向气动载荷，载荷模拟不够准确；少部分采用独立的加载装置施加切向气动载荷，增加了设计、使用成本和资源。
技术实现思路
1、本专利技术解决的技术问题：本专利技术技术方案提出一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，解决可动翼面运动带来的载荷大小与加载点变化相耦合而导致的载荷模拟困难问题，可实现单点多轴试验载荷模拟，提高了试验加载的准确度，且便于试验加载装置设计。
2、本专利技术的技术方案：
3、一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，所述方法包括：
4、步骤1：获取可动翼面在当前偏转角度下的所有节点以及每个节点对应的气动载荷，可动翼面的压心位置，以及载荷的合力误差范围、合力矩误差范围；所述所有节点的总个数为n；
5、步骤2：计算可动翼面在当前偏转角度下的翼面弦向与垂向总载荷比例；
6、步骤3：在可动翼面适合加载的部位选择n个拟定加载节点
7、步骤4：计算所有拟定加载节点的垂向载荷分量和弦向载荷分量；
8、步骤5：根据所有拟定加载节点的弦向载荷分量之和、垂向载荷分量之和确定所有拟定加载节点在各向的合力矩；
9、步骤6：计算节点简化后的合力及合力矩误差；
10、步骤7：若步骤6中合力及合力矩误差均在误差范围内，则输出试验载荷谱；
11、步骤8：若步骤6中合力及合力矩误差任意一个不在误差范围内，则调整拟定加载节点位置和数量；重复步骤3至步骤6，使得合力及合力矩误差满足误差范围要求。
12、进一步的，步骤2具体为：
13、求得可动翼面所有节点的气动载荷在弦向和垂向的分量和fx、fy；
14、以可动翼面的压心位置为原点建立与襟翼局部坐标系平行的参考坐标系sp0，计算该坐标系下各轴的合力矩mx、my、mz；
15、计算可动翼面在当前偏转角度下的翼面弦向与垂向总载荷比例f-fx/fy。
16、进一步的，步骤3中，适合加载的部位具体为：
17、可动翼面内部的肋、前后梁对应的翼面部位。
18、进一步的，步骤4具体为：
19、根据就近原则将可动翼面在当前偏转角度下的所有节点的气动载荷等效到所选取的n个拟定加载点p1…pn，得到n个拟定加载点p1…pn上的垂向载荷分量f1y…fny，将所述垂向载荷分量f1y…fny乘以f，得到n个拟定加载点p1…pn上的弦向载荷分量f1n…fnn。
20、进一步的，计算所有拟定加载节点的弦向载荷分量之和f′x、垂向载荷分量之和f′y；
21、根据所述所有拟定加载节点的弦向载荷分量之和f′x、垂向载荷分量之和f′y确定所有拟定加载节点在参考坐标系sp0下各轴的合力矩m′x、m′y、m′z。
22、进一步的，计算节点简化后的载荷误差，具体为：
23、x方向的合力误差为：δfx＝(fn-f′n)/fn
24、x方向的力矩误差为：δmx＝(mx-m′x)/mx
25、y方向的力矩误差为：δmy-(my-m′y)/my
26、z方向的力矩误差为：δmz＝(mz-m′z)/mz
27、进一步的，步骤7，具体为：
28、将各拟定加载节点的弦向分量、垂向分量合成为一个合力，并计算各拟定加载节点弦向分量与合力的夹角θ，θ＝actan(1/f)；
29、输出各拟定加载节点的坐标，以及可动翼面在当前偏转角度下，各拟定加载节点的弦向分量、合力及夹角θ，形成载荷谱文件。
30、进一步的，所述方法还包括：
31、改变步骤1中可动翼面的偏转角度，得到不同偏转角度下的试验载荷谱。
32、进一步的，根据所述不同偏转角度下的试验载荷谱设计试验加载装置，所述试验加载装置由作动器调节装置和加载作动器组成，所述加载作动器用于按照所述不同偏转角度下的试验载荷谱对可动翼面试验件进行载荷谱加载。
33、本专利技术技术方案为模拟翼面周期性重复气动载荷，将这种分布的气动载荷处理为可试验模拟的多个集中载荷，可以在满足载荷大小变化的同时，满足加载点变化的要求，实现随动加载，且载荷处理过程简单。该技术可以广泛应用于飞机襟翼、缝翼、舵面等结构机构。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，步骤2具体为：
3.根据权利要求1所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，步骤3中，适合加载的部位具体为：
4.根据权利要求1所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，步骤4具体为：
5.根据权利要求2所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，计算节点简化后的载荷误差，具体为：
7.根据权利要求1所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，步骤7，具体为：
8.根据权利要求1所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，所述方法还包括：
9.根据权利要求8所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，根据所述不同偏转角度下的试验载荷谱设计试验
...【技术特征摘要】
1.一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，步骤2具体为：
3.根据权利要求1所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，步骤3中，适合加载的部位具体为：
4.根据权利要求1所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，步骤4具体为：
5.根据权利要求2所述的一种飞机可动翼面疲劳可靠性试验载荷加载方法，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的一种飞机可动翼面疲劳可...
【专利技术属性】
技术研发人员：李三元，陈先民，马利娜，李耀，魏玉龙，庞宝才，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。