一种全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法与流程

本发明属于疲劳试验技术领域，涉及一种全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法。

背景技术：

襟翼是飞机结构重要的增升装置，对大型飞机，为了追求较高的升力系数，襟翼采用三缝襟翼，包括内前襟翼、内主襟翼、内后襟翼、外前襟翼、外主襟翼和外后襟翼，襟翼与机翼连接考虑破损安全，设计未多传力路径结构，而且由于飞机起飞、巡航、着陆/复飞等不同阶段气动力需求不同，襟翼需要摆动在不同的位置。因此襟翼结构复杂、运动复杂，导致载荷也十分复杂。在飞机结构寿命验证试验规划中，通常安排襟翼部件疲劳试验用于考核襟翼结构、机构寿命，安排全机疲劳试验考核飞机如机翼、机身等主要结构。在全机疲劳试验中，襟翼载荷如按照实际情况施加，将耗费巨大的人力、物力，更为重要的是大大加重了时间成本，导致飞机寿命评定工作滞后，影响飞行安全。

现阶段国内外大多数全机试验，为了简化襟翼加载，多采取在襟翼施加襟翼对机翼的弯矩的方式，总载准确，但与襟翼连接对应的肋间的机翼盒段和机翼与襟翼连接接头均考核不真实，而部件试验并不能对这些考核部位进行有效考核，影响了飞机结构疲劳性能的考核，进而影响寿命评定的真实性。因此，在全机疲劳试验中，如何在满足考核要求的前提下，将襟翼疲劳载荷简单而又准确的施加，就显得尤为重要。

技术实现要素：

本发明的目的是：一种全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载设计方法，可以简单而又准确的施加襟翼疲劳载荷，以解决翼载荷施加复杂程度与考核真实性相矛盾的技术问题。

为解决此技术问题，本发明的技术方案是：

一种全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法，所述的全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法从疲劳试验技术领域，根据三缝襟翼的传力特点，将多个部件多种角度状态下的襟翼疲劳载荷，均处理到关键角度θ下，主承载部件，主方向施加。并且针对主承载部件分布载荷特征和结构特点，分区处理，按照襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差不大于目标误差和考核部位疲劳损伤相当两条原则，通过迭代计算，在保证襟翼对机翼传载和考核的准确的基础上，实现设计的襟翼载荷施加方案最优。

所述的全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法具体步骤如下：

1、分析三缝襟翼各部件疲劳载荷特性，确定疲劳载荷最大的主承载部件、关键角度θ、主方向；

2、将各部件疲劳载荷，一同按照最小应变能理论，等效到关键角度θ下，主承载部件，并计算等效前后误差；

3、按照结构及传力特点，将关键角度θ状态下，主承载部件分布载荷分区，计算各分区内各疲劳载荷工况分布载荷的压心分布；

4、分析分区内各疲劳载荷工况载荷压心分布，以各疲劳工况载荷大小及对起落损伤的贡献为权重，初步确定主承载部件各分区加载点及载荷大小；

5、按照初步加载点及载荷大小，进行全机求解，确认关键角度θ下，襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差；

6、迭代计算确定各加载点的载荷系数，直至关键角度θ状态下，襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差，满足目标载荷误差；

7、对考核和传载的关键结构进行疲劳对比分析，确认设计状态与试验实施状态，疲劳损伤相当，且加载作动筒数最少；

8、计算襟翼与机翼连接点设计状态与试验状态不平衡量，按传载对应关系，等效处理到机翼翼盒相应肋间。

所述的步骤6具体为：

根据上一步计算的主方向载荷误差，确定各加载点的载荷系数，具体方法为：1-主方向载荷误差％，重新进行全机求解和误差计算，如关键角度θ下，襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差，满足载荷目标误差的要求则进行下一步，如不满足调整载荷系数，迭代计算。

所述的步骤7具体为：

按照全机疲劳试验任务书确定的考核部位，计算考核和传载的关键结构的dfr值，进行疲劳分析，确认设计状态与试验实施状态下的关键结构疲劳损伤相当，且加载作动筒数最少；如不满足从第3步进行迭代计算。

所述的加载作动筒数最少的判断方法为：

若当前作动筒数量-i后的状态损伤与当前作动筒数量的状态损伤相当，则作动筒数量可以减少，否则作动筒数量不可减少，此时为最少的作动筒数量，其中i为小于当前作动筒数量的任一整数。

本发明的有益效果是：本发明提出了一种简单而又准确的全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法，本发明的方法从疲劳试验技术领域，根据三缝襟翼的传力特点，将多个部件多种角度状态下的襟翼疲劳载荷，均处理到关键角度θ下，主承载部件，主方向施加。并且针对主承载部件分布载荷特征和结构特点，分区处理，按照襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差不大于载荷目标误差和考核部位疲劳损伤相当两条原则，通过迭代计算，在保证襟翼对机翼传载和考核的准确的基础上，实现设计的襟翼载荷施加方案最优，即同等效果下，作动筒数最少。本发明的计算过程便于计算机自动化迭代计算。

附图说明

图1本发明的方法流程图；

图2左襟翼关键角度确定示意图；

图3左内襟翼加载方案示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明：

本发明的全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载方法从疲劳试验技术领域，根据三缝襟翼的传力特点，将多个部件多种角度状态下的襟翼疲劳载荷，均处理到关键角度θ下，主承载部件，主方向施加。并且针对主承载部件分布载荷特征和结构特点，分区处理，按照襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差不大于目标误差和考核部位疲劳损伤相当两条原则，通过迭代计算，在保证襟翼对机翼传载和考核的准确的基础上，实现设计的襟翼载荷施加方案最优。

该发明方法已应用到某型飞机全机疲劳试验襟翼载荷加载设计，下面具体介绍该襟翼的加载具体步骤如下：

1、分析某型飞机三缝襟翼各部件疲劳载荷特性，确定疲劳载荷最大的主承载部件、关键角度θ、主方向：

分析某型飞机三缝襟翼各部件疲劳载荷特性，确认在同一角度下，对于内外襟翼所有疲劳载荷工况共计195种，疲劳载荷最大均为主襟翼，是主承力部件；确认同一部件下，对于内外襟翼所有疲劳载荷工况，疲劳载荷最大均为襟翼处于着陆构型，是关键角度θ＝37°；确认对于各角度状态下，内外襟翼所有疲劳载荷工况，疲劳载荷最大的方向均为法向，载荷垂直翼面，示意图如图2所示。

2、将各部件疲劳载荷，一同按照最小应变能理论，等效到关键角度θ下，主承载部件，并计算等效前后误差：

将局部坐标系下襟翼0°，21°，37°状态下前、主、后襟翼气动分布载荷转化到全机坐标系，与惯性分布载荷，一同按照最小应变能理论，等效到关键角度37°下，内外主襟翼上翼面，并计算等效前后误差，总载误差不大于3％，载荷分布对于有一定变化，对0°，21°，37°计算误差值。

3、由于主襟翼翼面为疏肋结构，载荷通过三根滑轨传递到机翼盒段，因此将分布载荷分为3个区，计算各分区内各疲劳载荷工况分布载荷的压心分布。

4、分析分区内各疲劳载荷工况载荷压心分布，以各疲劳工况载荷大小及对起落损伤的贡献为权重，初步确定主承载部件分6个区，计算各分区加载点及载荷大小：

分析分区内各疲劳载荷工况载荷压心分布，以疲劳载荷最大及对起落损伤最大的，37°状态下，襟翼放下进场、滚转机动和偏航机动任务段对应的疲劳工况为主，结合其他角度状态下的疲劳载荷工况权重，初步确定各分区加载点及载荷大小，初步方案作动筒数分别是6。

5、将初步确定的载荷及其加载位置，转变为nastran计算所用的force卡，进行全机求解，襟翼1#、2#、3#滑轨与机翼连接前后点的法向载荷误差；

6、根据上一步计算的主方向载荷误差，确定各加载点的载荷系数为1-主方向载荷误差％，重新进行全机求解和误差计算，如关键角度θ下，襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态主方向载荷误差，满足载荷目标误差的要求则进行下一步，如不满足调整载荷系数，迭代计算：

根据计算的法向载荷误差，初步确定各加载点的载荷系数，作动筒数1.02，1.05，1.0，1.2，1.0，1.1，即将误差大的系数变小、误差小的系数变大，目的是向基准1靠拢，重新进行全机求解、计算襟翼与机翼连接点误差为8％，不满足要求，重新确认载荷系数，迭代计算，最终确认载荷系数为1.05，1.0，1.05，1.1，1.2，1.1时，37°状态下，襟翼与机翼连接点的设计状态与试验状态法向载荷误差为3％，满足5％的目标误差要求。

7、对考核和传载的关键结构进行疲劳对比分析，确认设计状态与试验实施状态，疲劳损伤相当，且加载作动筒数最少；判断条件为：若当前作动筒数量-i后的状态损伤与当前作动筒数量的状态损伤相当，则作动筒数量可以减少，否则作动筒数量不可减少，此时为最少的作动筒数量，其中i为小于当前作动筒数量的任一整数

计算襟翼1#、2#、3#滑轨与机翼连接前后结构的耳片的dfr值，公式为dfr＝dfrbase·k·b·lt·ld·ls·lθ·rc，计算结果分别为，121mpa，116mpa，95mpa，确认进行疲劳对比分析，确认疲劳裕度变化最大的为2#滑轨与机翼连接前耳片接头，0.56变为0.61，满足要求，但经分析6个作动筒不满足作动筒数最少。

因此，从第4步迭代，重新将主襟翼改为3个分区，各1个作动筒，最终计算，3个作动筒的载荷方案，误差为4％，满足5％目标误差，疲劳裕度0.56变为0.62，满足损伤相当要求，且经判断作动筒数最少。

8、确定襟翼加载方案，如图3所示，计算襟翼1#、2#、3#滑轨与机翼连接前后点载荷不平衡量，按各滑轨对应肋位，等效处理到机翼翼盒。

本发明的全尺寸疲劳试验襟翼载荷加载设计方法，已成功用于某型飞机全机疲劳试验，在保证襟翼对机翼传载和考核的准确的基础上，实现设计的襟翼载荷施加方案最优，解决了襟翼载荷施加复杂程度与考核真实性相矛盾的技术问题。