一种飞机地面侧向载荷的处理方法与流程

本发明属于飞机疲劳试验技术领域，具体涉及一种飞机地面侧向载荷的处理方法。

背景技术：

飞机结构全机疲劳试验是验证机体结构寿命能否满足使用要求的重要手段，设计人员制定试验实施方案时，要做大量的理论分析计算，确保试验加载不仅能真实的模拟飞机的受力状态，还要考虑试验实施规模、试验周期等问题。

针对地面转弯工况，起落架侧向载荷较大，与之相对应的机身和机翼上的侧向载荷也较大。由于机翼结构特点，侧向载荷不易施加，通常转移到机身进行施加，这将导致机身侧向载荷过大。为满足机身侧向载荷的施加，且不出现局部超载问题，需要在机身两侧布置多个加载点，这将大大增加全机加载点的数量，延长试验周期。

技术实现要素：

本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种飞机地面侧向载荷的处理方法，在确保该部位考核准确以及其余部位不出现提前破坏的基础上，对飞机结构地面侧向载荷的施加方式进行调整，加快了试验进度，缩短了试验周期。

本发明的技术方案：一种飞机地面侧向载荷的处理方法，包括以下步骤；

步骤一、计算原始加载顺序时,全部起落架的垂向载荷总载σfz调整前；

左、右主起落架同时施加工况1载荷，然后同时施加工况2载荷,或者左右主起落架同时施加工况2载荷，然后同时施加工况1载荷；

左、右起落架施加工况1及工况2后并计算全部起落架的垂向载荷总载σfz调整前；

步骤二、改变对左、右起落架工况载荷加载顺序，使左、右主起落架侧向载荷保持短路；

步骤三、计算加载顺序调整后全部起落架的垂向载荷总载σfz调整后；

步骤四、计算垂向载荷修正系数f；

f＝σfz调整后/σfz调整前

步骤五、对全机垂向载荷进行配平；

将机身、机翼和尾翼各个部件的垂向载荷fzi乘以载荷修正系数f；

步骤六、除全部起落架外，消除飞机其余部件侧向载荷；

步骤七、对飞机全机滚转矩mx、全机俯仰矩my、前起落架侧向载荷fy及全机偏航矩mz进行配平；

通过在左、右机翼施加垂向载荷fz配平1来配平全机滚转矩mx；

通过在前、后机身施加垂向载荷fz配平2来配平全机俯仰矩my；

通过在前、后机身施加侧向载荷fy配平来配平前起落架侧向载荷fy和全机偏航矩mz；

步骤八、对关键部位的疲劳裕度影响进行分析计算。

优选地，所述步骤二中，试验加载时，前起落架和左主起落架加载顺序不变，即首先对前起落架和左主起落架施加工况1载荷，然后施加工况2载荷，与此同时，改变右主起落加载顺序，首先施加工况2载荷，然后施加工况1载荷，使左、右主起落架侧向载荷产生短路。

优选地，试验加载时，前起落架和右主起落架加载顺序不变，即首先对前起落架和右主起落架施加工况1载荷，然后施加工况2载荷，与此同时，改变左主起落加载顺序，首先施加工况2载荷，然后施加工况1载荷，使左、右主起落架侧向载荷产生短路。

优选地，所述步骤一中，所述全部起落架包括：前起落架、左起落架及右起落架。

优选地，所述工况1和工况2分别为左转弯和右转弯。

本发明技术方案的有益技术效果：本发明一种飞机地面侧向载荷的处理方法，主要考核部位为起落架与机身连接结构的强度，在确保该部位考核准确以及其余部位不出现提前破坏的基础上，对飞机结构地面侧向载荷的施加方式进行调整，加快了试验进度，缩短了试验周期。

附图说明

图1现有技术中地面左转弯时左、右起落架的载荷加载情况示意图；

图2现有技术中地面右转弯时左、右起落架的载荷加载情况示意图；

图3为本发明一种飞机地面侧向载荷的处理方法的一优选实施例的右主起落架加载顺序调整后，地面左转弯时左、右主起落架的加载情况示意图；

图4为本发明一种飞机地面侧向载荷的处理方法的一优选实施例的右主起落架加载顺序调整后，地面右转弯时左、右主起落架的加载情况示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

一种飞机地面侧向载荷的处理方法，包括以下步骤；

1)、计算原始加载顺序时,全部起落架的垂向载荷总载σfz调整前；

地面侧向载荷工况包括左转弯工况1和右转弯工况2，原始加载顺序下前起落架、左起落架及右起落架首先施加左转弯工况1载荷，然后施加右转弯工况2载荷，其中左转弯工况1载荷和右转弯工况2载荷如下：

左转弯工况1：

前起落架：fy1前＝-10000n，fz1前＝50000n；

左主起落架：fy1左＝-70000n，fz1左＝350000n；

右主起落架：fy2右＝70000n，fz2右＝350000n；

σfz调整前＝fz1前+fz1左+fz1右＝1150000n；

右转弯工况2：

前起落架：fy2前＝10000n，fz2前＝50000n；

左主起落架：fy2左＝170000n，fz2左＝750000n；

右主起落架：fy1右＝-170000n，fz1右＝750000n；

σfz调整前＝fz2前+fz2左+fz2右＝1150000n；

2)、步骤二、改变对左、右起落架工况载荷加载顺序，使左、右主起落架侧向载荷保持短路；

试验加载时，前起落架和左主起落架加载顺序不变，即首先对前起落架和左主起落架施加工况1载荷，然后施加工况2载荷，与此同时，改变右主起落加载顺序，首先施加工况2载荷，然后施加工况1载荷，使左、右主起落架侧向载荷产生短路。调整后左、右主起落架加载情况如图3和图4所示，其中工况1和工况2起落架载荷如下：

工况1：

前起落架：fy1前＝-10000n，fz1前＝50000n；

左主起落架：fy1左＝-70000n，fz1左＝350000n；

右主起落架：fy2右＝70000n，fz2右＝350000n；

工况2：

前起落架：fy2前＝10000n，fz2前＝50000n；

左主起落架：fy2左＝170000n，fz2左＝750000n；

右主起落架：fy1右＝-170000n，fz1右＝750000n；

3)、计算加载顺序调整后全部起落架的垂向载荷总载σfz调整后；

工况1：σfz调整后＝fz1前+fz1左+fz2右＝750000n；

共况2：σfz调整后＝fz2前+fz2左+fz1右＝1550000n；

4)、计算垂向载荷修正系数f＝σfz调整后/σfz调整前；

工况1：f＝σfz调整后/σfz调整前＝0.652；

工况2：f＝σfz调整后/σfz调整前＝1.348。

5)、对全机垂向载荷进行配平；

将机身、机翼和尾翼各个部件的垂向载荷fzi乘以载荷修正系数f；

6)、除全部起落架外，消除飞机其余部件侧向载荷；

7)、对飞机全机滚转矩mx、全机俯仰矩my、前起落架侧向载荷fy及全机偏航矩mz进行配平；

通过在左、右机翼施加垂向载荷fz配平1来配平全机滚转矩mx；

通过在前、后机身施加垂向载荷fz配平2来配平全机俯仰矩my；

通过在前、后机身施加侧向载荷fy配平来配平前起落架侧向载荷fy和全机偏航矩mz；

8)、对关键部位的疲劳裕度影响进行分析计算。

本发明一种飞机地面侧向载荷的处理方法，在确保地面载荷主要考核部位考核准确的基础上，大大简化了机身和机翼侧向载荷的施加，缩短全机疲劳试验周期，降低试验成本。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。