一种模拟机翼变形的三滑轨襟翼试验方法
【专利摘要】本发明属于强度试验【技术领域】，涉及一种用于三滑轨襟翼在机翼变形情况下强度试验的三滑轨襟翼试验方法。本发明采用相对位移理论大大减小了实验设计规模，降低了试验风险，通过采用强迫位移和气动载荷同时逐级加载的方法，使得试验设计的精度大大提高，对襟翼等结构进行了充分考核。
【专利说明】一种模拟机翼变形的三滑轨襟翼试验方法
【技术领域】
[0001]本发明属于强度试验【技术领域】，涉及一种用于三滑轨襟翼在机翼变形情况下强度试验的三滑轨襟翼试验方法。
【背景技术】
[0002]三滑轨襟翼在机翼变形情况下，载荷会在三滑轨间重新分配，而且机翼的变形在襟翼翼面引起的展向应力应变占整个襟翼应力的比重较大，如果忽略这些影响，将不能充分考核襟翼结构。现阶段模拟机翼挠曲线一般方法都采用盒段模拟的方式，试验过程中需要对盒段施加单独的载荷，试验规模和花费都比较大，试验过程中风险较大。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是提出一种试验规模和花费都比较小的模拟机翼变形的三滑轨襟翼试验方法。
[0004]本发明的技术解决方案是，
[0005]步骤1:按照襟翼滑轨间距布置试验台架；
[0006]步骤2:将襟翼按照装机要求，安装在试验台架上；
[0007]步骤3:计算机翼变形，得出三滑轨在机翼连接点上位移，得到三滑轨连接点在变形后位置，得到机翼挠曲线；
[0008]步骤4:利用相对位移的方法，求解出中间滑轨在试验过程中需要施加的强迫位移，模拟出与步骤3中得到的机翼挠曲线；
[0009]步骤5:利用中间的台架或两侧的台架，同时对襟翼滑轨施加强迫位移及对襟翼翼面施加气动载荷；按照设计指标给出的气动载荷，以气动载荷总量的5%逐级对襟翼翼面加载，同时按照步骤4中得到的襟翼滑轨施加强迫位移的总量的5%逐级对襟翼滑轨加载，直至加载到设计指标给出的气动载荷和步骤4得到的襟翼滑轨施加强迫位移，得到三滑轨襟翼在机翼变形条件下的真实载荷分配及应力分布。
[0010]所述的利用中间的台架对襟翼滑轨施加强迫位移时，襟翼两侧的滑轨连接点的两点连线为施加强迫位移的零点，利用两侧的台架对襟翼滑轨施加强迫位移时，中间滑轨连接点为施加强迫位移的零点。
[0011]本发明产生的积极效果:本发明采用相对位移理论大大减小了实验设计规模，通过采用强迫位移和气动载荷同时逐级加载的方法，使得试验设计的精度大大提高，对襟翼等结构进行了充分考核。
【专利附图】
【附图说明】
[0012]图1是本发明强迫位移求解机翼挠曲线示意图；
[0013]图2是本发明强迫位移施加的示意图。【具体实施方式】
[0014]下面结合说明书附图对本发明作进一步详细描述。
[0015]下面结合附图对本发明作详细说明。
[0016]步骤1:按照襟翼15滑轨间距布置试验台架6、7、8 ;
[0017]步骤2:将襟翼15按照装机要求，安装在试验台架6、7、8上；
[0018]步骤3:计算机翼变形，得出三滑轨在机翼连接点1、2、3上位移，得到三滑轨连接点在变形后位置，得到机翼挠曲线，如图1 ;
[0019]步骤4:利用相对位移的方法，求解出中间滑轨在试验过程中需要施加的强迫位移4，模拟出与步骤3中得到的机翼挠曲线5 ；
[0020]步骤5:利用中间的台架的位移作动筒10或两侧的台架的位移作动筒9、11，同时对襟翼滑轨13或12、14施加强迫位移及对襟翼翼面15施加气动载荷，按照设计指标给出的气动载荷，以气动载荷总量的5%逐级对襟翼翼面加载，按照计算得到的襟翼滑轨施加强迫位移的总量的5%逐级对襟翼滑轨加载，直至加载到设计指标给出的气动载荷和计算得到的襟翼滑轨施加强迫位移，得到三滑轨襟翼在机翼变形条件下的真实载荷分配及应力分布。
[0021]实施例一
[0022]以某大型运输机襟翼传力特性试验巡航状态试验，进行方法说明。
[0023]I)根据襟翼巡航状态在机翼上的安装要求，将襟翼安装在三个台架支座上。
[0024]2)根据机翼变形得出三滑轨在机翼连接点在巡航状态下的位移，得到三滑轨机翼连接点在全机坐标系下变形后的位置；
[0025]3)利用相对位移的方法求解出中间滑轨在试验过程中需要施加的强迫位移，见图1 ;
[0026]4)根据需要选择中加台架7中的位移作动筒10施加强迫位移，见图2 ；
[0027]5)位移作动筒10施加强迫位移和气动载荷按照要求5%的等级同时加载65%，位移作动筒10施加强迫位移和气动载荷按照要求2%的等级同时加载67%，，得到实验数据。
[0028]实施例二
[0029]以某大型运输机襟翼传力特性试验起降状态试验，进行方法说明。
[0030]I)根据襟翼起降状态在机翼上的安装要求，将襟翼安装在三个台架支座上。
[0031]2)根据机翼变形求解出三滑轨在机翼连接点在起降状态下的位移，得到三滑轨机翼连接点在全机坐标系下变形后的位置；
[0032]3)利用相对位移的方法求解出中间滑轨在试验过程中需要施加的强迫位移，见图1 ;
[0033]4)根据需要选择中加台架6、8中的位移作动筒9、11施加强迫位移，见图2 ；
[0034]5)位移作动筒10施加强迫位移和气动载荷按照要求5%的等级同时加载65%，位移作动筒10施加强迫位移和气动载荷按照要求2%的等级同时加载67%，，得到实验数据。
[0035]技术效果:
[0036]模拟机翼变形的襟翼试验方法，通过施加强迫位移及气动载荷同时逐级加载的方法，减小了襟翼实验设计规模，降低了试验风险，试验精度大大提高，对襟翼等结构进行了充分考核。
【权利要求】
1.一种模拟机翼变形的三滑轨襟翼试验方法，其特征是， 步骤1:按照襟翼滑轨间距布置试验台架； 步骤2:将襟翼按照装机要求，安装在试验台架上； 步骤3:计算机翼变形，得出三滑轨在机翼连接点上位移，得到三滑轨连接点在变形后位置，得到机翼挠曲线； 步骤4:利用相对位移的方法，求解出中间滑轨在试验过程中需要施加的强迫位移，模拟出与步骤3中得到的机翼挠曲线； 步骤5:利用中间的台架或两侧的台架，同时对襟翼滑轨施加强迫位移及对襟翼翼面施加气动载荷；按照设计指标给出的气动载荷，以气动载荷总量的5%逐级对襟翼翼面加载，同时按照步骤4中得到的襟翼滑轨施加强迫位移的总量的5%逐级对襟翼滑轨加载，直至加载到设计指标给出的气动载荷和步骤4得到的襟翼滑轨施加强迫位移，得到三滑轨襟翼在机翼变形条件下的真实载荷分配及应力分布。
2.根据权利要求1所述的一种模拟机翼变形的三滑轨襟翼试验方法，其特征是，所述的利用中间的台架对襟翼滑轨施加强迫位移时，襟翼两侧的滑轨连接点的两点连线为施加强迫位移的零点，利用两侧的台架对襟翼滑轨施加强迫位移时，中间滑轨连接点为施加强迫位移的零点。
【文档编号】G01M13/00GK103558019SQ201310544844
【公开日】2014年2月5日 申请日期:2013年11月5日 优先权日:2013年11月5日
【发明者】杜凯, 范瑞娟, 李健 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所