一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法与流程

本发明属于航空疲劳损伤容限试验领域，特别是涉及到一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法。

背景技术：

飞机全尺寸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，，试验载荷施加方式一定程度上决定了试验的实施规模。设计人员制定试验实施方案前，需做大量的理论分析计算，确保试验加载设计不仅能真实模拟所有的载荷状态，还要考虑试验实施规模、试验周期等。

针对高垂尾结构布局，垂尾位于后机身框上部，垂向载荷主要是自身的惯性载荷。由于垂尾的结构特点，垂向载荷不易施加，靠胶布带倾斜方向拉伸会有附加侧向力或侧向内力产生，对结构造成额外的损伤，而且会延长试验加载周期。

机身垂尾连接的关键考核部位为机身垂尾连接接头及相邻的框、长桁、蒙皮。在能保证该部位考核准确以及其余部位不出现提前破坏的基础上，采用垂尾垂向载荷下沉到机身框上施加的方式，简化了载荷施加方式，加快了试验进度，缩短试验周期。

技术实现要素：

本发明的目的是：提供一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法。

本发明的技术方案是：一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法，包括以下步骤：

步骤一、建立全机有限元模型，进行全机载荷求解，得到各个载荷工况下垂尾垂向载荷fjzj＝1、2、3…n；

步骤二、根据垂尾垂向载荷大小、量级，确定该载荷加载形式，对机身垂尾连接接头及附近框、蒙皮、长桁结构形式分析，确定加载方案；

步骤三、根据机身垂尾的连接特点，采用垂尾垂向载荷下沉到机身框上进行施加的方式，根据机身垂尾连接接头结构的强度，结合垂尾垂向载荷fz、俯仰力矩my大小，进行全机载荷计算求解，初步计算得到各个工况下各个机身垂尾接头载荷f'izi＝1、2、3…m；

步骤四、依据步骤三得到的各个工况下的接头载荷，按照等效原则将接头载荷换算到临近的机身框上；

步骤五、依据步骤四得到的机身框载荷，与机体结构其他载荷进行全机载荷实施状态下的有限元求解，对机身垂尾连接关键部位进行耐久性分析计算。

进一步的，有限元求解方法为：通过对机身、框、蒙皮、长桁进行有限元建模，将载荷施加在单元节点上，进行求解计算得到各个单元的应力及载荷结果。

进一步的，所述耐久性分析计算方法为：通过重新计算得到的应力及载荷求解结果，计算关键接头及部位的寿命，给出关键部位的疲劳裕度。

本发明的优点是：本发明提出了一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法，本发明根据机身垂尾连接及邻近框、蒙皮与长桁连接特点出发，从飞机结构疲劳试验的设计角度给出了一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法。本发明基于垂尾垂向载荷施加困难、杠杆系统繁重的特点，提出了一种通过全机载荷实施状态下的有限元求解计算，采用垂尾垂向载荷下沉到机身框上的施加方式，对机身垂尾连接关键部位进行耐久性分析计算。本发明使用的理论依据正确，设计新颖、分析步骤清晰、简单，工程概念明确。本发明的提出解决了垂尾垂向载荷加载系统复杂、不易设计的难题。

附图说明

图1是机身垂尾结构中垂尾载荷示意图；

图2是垂尾垂向载荷计算到机身垂尾接头上示意图；

图3是垂尾垂向载荷计算到机身框上示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细说明，请参阅图1至图3。

如图1所示，为机身垂尾结构中垂尾载荷示意图，其中垂尾通过4对接头与机身相连，垂尾垂向载荷作用在靠后位置；

如图2所示，为垂尾垂向载荷计算到机身垂尾接头上示意图，进行有限元求解，得到机身垂尾接头的载荷；

如图3所示，为垂尾垂向载荷计算到机身框上示意图，将接头载荷的等效计算到机身框上，与其他载荷合并施加。

一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法，包括以下步骤：

步骤一、建立全机有限元模型，进行全机载荷求解，得到各个载荷工况下垂尾垂向载荷fjzj＝1、2、3…n；

步骤二、根据垂尾垂向载荷大小、量级，确定该载荷加载形式，对机身垂尾连接接头及附近框、蒙皮、长桁结构形式分析，确定加载方案；

步骤三、根据机身垂尾的连接特点，采用垂尾垂向载荷下沉到机身框上进行施加的方式，根据机身垂尾连接接头结构的强度，结合垂尾垂向载荷fz、俯仰力矩my大小，进行全机载荷计算求解，初步计算得到各个工况下各个机身垂尾接头载荷f'izi＝1、2、3…m；

步骤四、依据步骤三得到的各个工况下的接头载荷，按照等效原则将接头载荷换算到临近的机身框上；

步骤五、依据步骤四得到的机身框载荷，与机体结构其他载荷进行全机载荷实施状态下的有限元求解，对机身垂尾连接关键部位进行耐久性分析计算。

实例：

下面以某一具体实例对本发明做进一步详细说明。

一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法，包括以下步骤：

已知：

载荷工况m＝1。

步骤一、建立全机有限元模型，进行全机载荷求解，得到1工况下垂尾的垂向载荷fz＝-30000n(垂向向下)；

步骤二、根据垂尾垂向载荷大小、量级，确定将垂尾垂向载荷下沉到机身框上施加的方式；

步骤三、根据机身垂尾连接接头结构的强度，结合垂尾垂向载荷大小，进行全机载荷计算求解，初步计算得到各个工况下各个机身垂尾接头载荷fzi＝9000n/7000n/-20000n/-26000ni＝1、2、3、4；

步骤四、依据步骤三得到1工况下的各个接头载荷，按照静力等效原则将接头载荷换算到临近的机身框上，得到的框载荷分别为fzj＝7500n/5000n/-6500n/-23000n/-13000nj＝1、2、3、4、5；

步骤五、依据步骤四得到的机身框载荷，与机体结构其他载荷进行全机载荷实施状态下的有限元求解，对机身垂尾连接关键部位的疲劳裕度影响进行分析计算；

本发明的优点是：本发明提出了一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法，本发明根据机身垂尾连接及邻近框、蒙皮与长桁连接特点出发，从飞机结构疲劳试验的设计角度给出了一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法。本发明基于垂尾垂向载荷施加困难、杠杆系统繁重的特点，提出了一种通过全机载荷实施状态下的有限元求解计算，采用垂尾垂向载荷下沉到机身框上的施加方式，对机身垂尾连接关键部位进行耐久性分析计算。本发明使用的理论依据正确，设计新颖、分析步骤清晰、简单，工程概念明确。本发明的提出解决了垂尾垂向载荷加载系统复杂、不易设计的难题。

技术特征：

技术总结
本发明属于航空疲劳损伤容限试验领域，特别是涉及一种全尺寸疲劳试验高垂尾垂向载荷加载设计方法。该方法首先建立全机有限元模型，根据垂尾垂向载荷大小、量级，确定该载荷加载形式，确定加载形式，并进行全机载荷计算，按照等效原则将接头载荷换算到临近的机身框上；最后对机身垂尾连接关键部位进行耐久性分析计算。采用本发明提出的方法，本发明的提出解决了垂尾垂向载荷加载系统复杂、不易设计的难题。

技术研发人员：王亚芳;王新波;闵强;秦剑波
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：2018.12.04
技术公布日：2019.04.05