一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法
【专利摘要】本发明属于一种飞机强度试验载荷施加方法，该方法能准确施加大变形情况下机翼的法向载荷。本发明通过第一加载通道(1)施加的载荷P1和第二加载通道(2)施加的载荷P2实现按加载级数准确施加机翼大变形情况下机翼的法向载荷P。该法向载荷施加方法在扣除试验件重量用两个加载通道，可以彻底的扣除试验件的重量，避免了现有加载点预先倾斜法用1个通道施加机翼法向载荷，只能用一个加载通道扣除试验件重量，因而遗留水平扣重分量的弊端。另外，应用该法向载荷施加方法进行强度试验，试验设备安装完成后，可进行所有加载级数强度试验。
【专利说明】一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于一种飞机强度试验载荷施加方法，该方法能准确施加大变形情况下机 翼的法向载荷。
【背景技术】
[0002] 大变形情况下机翼法向载荷的施加是飞机强度试验的一个难点，现阶段，还没有 理想施加机翼法向载荷的方法，试验单位通常会根据机翼变形的幅度和飞机结构的特点采 用不同的施加方法。
[0003] 目前，机翼大变形情况下其法向载荷最好的施加方法是加载点预先倾斜法，如图1 所示，加载点预先倾斜安装在承力顶棚N处，N为预估的最终加载级数机翼法向对应的承力 顶棚安装位置。试验开始时，初始加载方向并非机翼的法向，而且两者的夹角最大；随着试 验载荷由"零"级数向最终加载级数施加，加载方向逐渐向机翼的法向靠拢；当施加最终加 载级数载荷时，加载方向正好是机翼的法向。
[0004] 加载点预先倾斜法有两个缺点：第一，该法仅能保证最终加载级数载荷方向近似 于机翼的法向，而其余加载级数无法保证；第二，不同加载级数载荷试验，顶棚加载点的位 置也不同，试验是需多次换装。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的：提供了一种能准确施加所有加载级数机翼法向载荷的试验方法。
[0006] 本发明的技术方案是：一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法，按加载级数对 机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，再通过测量水平位移FH和倾斜位移0A或由飞机设 计方事先给出的理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移FH 和倾斜位移0W ;其次，计算出各个加载级数的α角、（90-α )角、β角、Θ角、（90- Θ )角； 最后，建立水平和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道1施加的载荷Pi 和第二加载通道2施加的载荷P 2，
[0007] 其中，P-机翼大变形情况下需要施加的法向载荷、Pf第一加载通道1施加的载 荷、P 2-第二加载通道2施加的载荷，A位置-机翼变形前加载点位置、0位置-机翼变形后 加载点位置、0N-机翼加载点法线、AM-机翼垂向位移、W点-计算用辅助点，是以F为圆心， 以FA为半径画圆与0F的交点、FH-机翼变形过程中的水平位移、AF-机翼变形前垂向初始 高度值、0F-机翼变形后最终位置与地面原始位置的距离、0W-机翼变形后F位置测量的倾 斜位移、AD-机翼变形前与承力顶棚的距离、Θ -机翼加载位置切线与水平线的夹角。
[0008] 各级Pi载荷与各级P2载荷的确定过程具体如下：
[0009] 步骤1 :按加载级数对机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，在法向载荷P作用 下，距翼跟L处的机翼转角Θ和挠度f用公式：
【权利要求】
1. 一种机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，按加载级数对机翼大变形 情况下机翼施加法向载荷P，再通过测量水平位移FH和倾斜位移0A或由飞机设计方事先 给出的理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位移!^和倾斜位 移0W;其次，计算出各个加载级数的α角、（90-α)角、β角、Θ角、（90-Θ)角；最后，建 立水平和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道（1)施加的载荷Pi和第 二加载通道（2)施加的载荷P 2， 其中，P-机翼大变形情况下需要施加的法向载荷、Pi-第一加载通道⑴施加的载荷、 p2-第二加载通道⑵施加的载荷，A位置-机翼变形前加载点位置、0位置-机翼变形后 加载点位置、ON-机翼加载点法线、AM-机翼垂向位移、W点-计算用辅助点，是以F为圆心， 以FA为半径画圆与OF的交点、FH-机翼变形过程中的水平位移、AF-机翼变形前垂向初始 高度值、OF-机翼变形后最终位置与地面原始位置的距离、0W-机翼变形后F位置测量的倾 斜位移、AD-机翼变形前与承力顶棚的距离、Θ -机翼加载位置切线与水平线的夹角。
2. 根据权利要求1所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，各级Pi 载荷与各级P2载荷的确定过程具体如下： 步骤1 :按加载级数对机翼大变形情况下机翼施加法向载荷P，在法向载荷P作用下，距 翼跟L处的机翼转角Θ和挠度f用公式
和公式
漠:出，E为机翼的弹性模量， I为机翼的惯性矩， 步骤2 :依据机翼理论垂向位移AM运用线性插值的方法计算出各个加载级数的水平位 移和倾斜位移0A ; 步骤3 :计算出各个加载级数的α角、（90-α)角、β角、Θ角、（90-Θ)角； 步骤4 :建立水平方向和垂直方向力学平衡方程，得到各个加载级数第一加载通道（1) 施加的载荷Pi和第二加载通道（2)施加的载荷Ρ2， 其中
步骤5 :用步骤4计算结果进行40%载荷试验，测量水平位移和倾斜位移0Α ; 步骤6 :用步骤5的测量结果重新计算出每个加载级数施加的载荷Pi和Ρ2 ; 步骤7 :进行第二次40 %载荷试验，测量水平位移和倾斜位移0Α ; 步骤8 :用步骤7的试验测量结果再次计算出每个加载级数施加的载荷Pi和Ρ2 ; 步骤9 :通过安装在第一加载通道（1)上的作动筒施加步骤8各级Pi载荷，第二加载通 道（2)上的作动筒施加步骤8各级P2载荷，同级Pi载荷与同级P2载荷的合力与同级法向 载荷P等效，可以完成所有加载级数强度试验。
3. 根据权利要求2所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，理论垂 向位移AM是由飞机设计方事先给出的。
4. 根据权利要求2所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，所有加 载级数的法向载荷，通常指法向载荷的5%、10%、15%、20%、30%、40%、50%、60%、65%、 67%,70%,75%,80%,90%,100%>105%,110%>120%......。
5. 根据权利要求2所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，第一加 载通道⑴施加的载荷Pi在承力顶棚的安装位置为"零"载荷的位置，即机翼变形前加载点 位置A的正上方；第二加载通道（2)施加的载荷P2在承力顶棚的安装位置为"100%"载荷 的位置，即机翼最大变形时加载点位置。
6.根据权利要求2至5所述的机翼大变形情况下法向载荷施加方法，其特征在于，所有 加载级数的施加载荷Pi和P2能够通过两次40%试验修正得到。
【文档编号】B64F5/00GK104058101SQ201410284790
【公开日】2014年9月24日 申请日期:2014年6月24日 优先权日:2014年6月24日
【发明者】臧伟锋, 张侃, 张海英 申请人:中国飞机强度研究所