一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法与流程

本发明应用领域是属于飞机全尺寸结构件疲劳试验技术领域，尤其涉及特指一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法。

背景技术：

飞机结构的主要失效形式为疲劳破坏，因此需要在飞机服役时利用飞机飞行实测载荷历程进行整机的疲劳试验，以此来评估整机的疲劳寿命，以便飞机提前到寿时，及时发现飞机结构的薄弱环节提前采取维护措施。但整机疲劳试验的试验周期较长，而且对于具体的结构缺乏针对性，无法真实反映飞机具体结构在服役时复杂的多向(多轴)受载情况，导致出现定寿不准确的情况，因此针对飞机具体结构件发明出的专用的疲劳试验技术具有十分重要的工程实际意义。

目前针对飞机结构件的疲劳试验方法多为单轴疲劳试验，而飞机结构件在实际服役使用过程中的大多为多轴疲劳状态，此时采用传统的单轴疲劳试验方法将无法真实反应飞机结构件在服役中的受力状态，更无法对飞机结构件有针对性的进行准确定寿。所提出的一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法，能够在短时间内完成具有针对性和准确的飞机结构件疲劳试验。

技术实现要素：

本发明目的在于为满足飞机结构件疲劳寿命试验的需求，提出了一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳寿命试验方法，该方法也适用于其他机械结构进行疲劳寿命试验。

本发明采用的技术方案为一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法，实现该方法的其步骤为：

步骤1)：使用有限元模拟计算方法确定飞机结构件应力集中最严重的部位，记录此位置。如果存在多个应力集中部位且各部位的最大值相差小于20％，则记录多个位置；

步骤2)：根据步骤1)记录的应力集中部位，在飞机结构件上对应的位置粘贴数组应变片，将单方向的应变片粘贴在应力集中根部来测量受力最大方向的应变，在此应变片周围20mm内至少粘贴4个三轴应变花，分别测量受力最大方向的应变、与受力最大方向程90°方向的应变和与受力最大方向程45°方向的应变，若应力集中部位根部无法粘贴应变片，则在应力集中部位周围的30mm内至少粘贴4个三轴应变花，分别测量受力最大方向的应变、与受力最大方向程90°方向的应变和与受力最大方向程45°方向的应变；

步骤3)：记录飞机典型起落中的各应变片和应变花数据，每个方向的应变同时滤波，并去掉没有损伤的小载荷，在所有起落的数据中选取总损伤最大的起落数据作为疲劳试验应变载荷历程；

步骤4)：进行飞机结构件的实际受力分析，简化结构件的受力，至少保留两个方向的外力，根据所保留的外力使用作动器研制试验台，使作动器方向和飞机结构件所保留的外力方向一致；

步骤5)：使用有限元模拟分析建立飞机结构件的有限元模型，使用步骤4)中的多向外力作为边界条件，从步骤3)中的应变谱第一个点开始，将每个应变片和应变花的值作为目标值，多向外力作为自变量，自变量范围取作动器的有效工作范围，进行优化分析得到整个应变谱所对应的多个方向外力的值，将实测的多向应变载荷历程转化为多轴疲劳试验的载荷谱；

步骤6)：根据步骤5)得到的载荷谱用所研制的专用试验台进行一个起落的试验，并采集与飞机上相同位置的应变值，比较此应变值和步骤3)中得到的应变谱的相对误差，如果小于10％则可进行疲劳试验，如果大于10％则回到步骤4)重新计算。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果。

本发明的优点在于：提出了一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法。该方法能够将飞机空中的实测载荷历程转化到多轴疲劳试验上，真实的反应飞机结构件在工作中所承受的交变载荷情况，保证飞机结构件疲劳试验的真实性和准确性。较传统的飞机整机疲劳试验相比，本方法能够真实还原结构件在飞机实际使用中的受力情况，试验结果和实际情况一致，并且针对性强，对于飞机的薄弱结构部位能够准确的反应其寿命情况。

附图说明

图1本发明方法实现飞机部件地面试验的流程图。

图2本发明应变片粘贴位置示意图。

图3本发明方法的结构件受力分析示意图。

具体实施方式

结合附图说明本发明的具体实施方式。

本发明通过飞机全尺寸结构件的疲劳试验对本发明作了进一步说明，

一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法，具体计算方法如下：

步骤1)：使用有限元模拟计算方法得出该飞机结构件应力集中最严重的部位，记录此位置；

步骤2)：根据步骤1)记录的应力集中部位，在飞机上对应的位置粘贴应变片及应变花，该结构件的应力集中根部无法粘贴应变片，在此结构件应力集中部位粘贴一个测主受力方向的应变片，周围粘贴4个三轴应变花，分别测量受力最大方向的应变、与受力最大方向程90°方向的应变和与受力最大方向程45°方向的应变，如图2所示；

步骤3)：记录飞机每个典型起落的各应变片和应变花数据，每个方向的应变同时滤波，并去掉没有损伤的小载荷，在所有起落的数据中选取总损伤最大的起落数据作为疲劳试验应变谱；

步骤4)：进行飞机结构件的实际受力分析，简化结构件的受力，至少保留两个方向的外力，根据所保留的外力使用作动器搭建试验台，使作动器方向和飞机结构件受力分析所保留的外力方向一致，如图3所示；

步骤5)：使用有限元模拟分析建立飞机结构件的有限元模型，使用步骤4)中的多向外力作为边界条件，从步骤3)中的应变历程第一个点开始，将每个应变片和应变花的值作为目标值，多向外力作为自变量，自变量范围取作动器的有效工作范围，进行优化分析得到整个应变历程所对应的多个方向外力的值，将实测的多向应变历程转化为多轴疲劳试验的载荷谱；

步骤6)：根据步骤5)得到的载荷谱用所研制的试验台进行一个起落的试验，并采集与飞机上相同位置的应变值，比较此应变值和步骤3)中得到的应变谱的相对误差小于10％，进行疲劳试验。

本发明的优点在于：提出了一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法。该方法能够将飞机空中的实测载荷历程转化到多轴疲劳试验加载谱上，从而真实地反应飞机结构件的受力情况，确保了疲劳试验的真实性和准确性。较传统的飞机结构件疲劳试验相比，本方法能够真实还原结构件在飞机实际使用中的受载情况，试验结果和实际情况一致，并且针对性强，对于飞机的薄弱结构能够准确的反应其寿命情况。

为了验证本发明提出的飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法的效果，将本方法应用到飞机某全尺寸结构件上，经过试验验证，采用该方法的疲劳试验的裂纹扩展速率和实际服役飞机结构件的裂纹扩展速率相对误差小于3％，真实反映了飞机全尺寸结构件在实际使用中的寿命情况。因此，发明的一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法能够准确地进行飞机全尺寸结构的多轴疲劳寿命试验。

技术特征：

技术总结
本发明公开了一种飞机全尺寸结构件多轴疲劳试验方法，涉及飞机结构件疲劳寿命试验领域，该方法的步骤为：(1)使用有限元模拟计算得到结构件的应力集中部位；(2)在应力集中部位或部位周围粘贴应变片；(3)记录各应变片和应变花的实测谱，并滤波得到试验应变谱；(4)对飞机结构件受力分析并简化外力，根据简化的外力研制试验台；(5)使用有限元优化计算将实测的应变谱转化到试验台的多向外力载荷谱；(6)加载一个起落的载荷谱，比较此载荷谱应变值和飞机上实测应变谱的相对误差是否小于10％，满足则进行疲劳寿命试验，否则返回步骤(4)重新进行受力分析。试验结果说明该方法能很好的重现飞机结构件在实际使用中的多向受力情况。

技术研发人员：尚德广;惠杰;陈群志;张强;蔡佳昆;王智;刘克格;张书明
受保护的技术使用者：北京工业大学;北京航空工程技术研究中心;国机集团北京飞机强度研究所有限公司
技术研发日：2019.01.19
技术公布日：2019.05.10