一种超强钢激光成形起落架的强度验证方法与流程

本发明属于航空结构件强度试验技术领域，具体涉及一种超强钢激光成形起落架的强度验证方法。

背景技术：

前起落架静力和疲劳性能考核试验是飞机起落架结构设计的必要环节。以往采用全尺寸的前起落架进行性能考核试验，存在试验件生产制造周期长、试验台设计制造周期长、试验周期长、研制成本高等缺点，尤其是选用一种超强钢新型材料采用激光直接堆积成形工艺技术制造的前起落架进行性能考核试验在上述缺点方面尤为明显。

技术实现要素：

本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种超强钢激光成形起落架的强度验证方法，采用了以起落架典型件代替全尺寸起落架的试验方案，使之能够验证基于超强钢激光成形工艺技术特征的全尺寸前起落架结构设计的可靠性，为全尺寸起落架零件结构优化设计提供技术支撑。

本发明的技术方案：一种超强钢激光成形起落架的强度验证方法，包括以下试验步骤：

步骤一、确定起落架的所有典型件，所述典型件至少包括所述起落架上的具有接头的结构；

步骤二、采用激光成形方法制作所述典型件；

步骤三、对典型件进行静力加载试验考核和疲劳加载试验考核；

步骤四、根据试验中所述典型件的变形情况和疲劳破坏情况，判断典型件是否合格；

步骤五、所有典型件判定合格，则采用激光成形的起落架合格。

优选地，所述步骤三静力加载试验考核对典型件X、Y、Z方向载荷协调加载。

优选地，所述静力加载试验考核对典型件分别按照极限载荷的67％、90％及100％进行加载；且每次载荷加载至少30s。

优选地，所述步骤三疲劳加载试验考核对典型件X、Y、Z方向采用应力比为0.06的正弦波循环加载。

优选地，所述正弦波循环加载的加载频率为2Hz，加载载荷按67％极限载荷加载，且按照10⁵级循环次数加载。

优选地，所述步骤五静力加载实验考核中，67％极限载荷情况下典型件未见残余变形及90％、100％极限载荷情况下典型件未破坏，典型件静力试验考核合格。

优选地，所述步骤五疲劳加载试验典型件通过10⁵级循环次数加载未出现疲劳破坏，典型件疲劳试验考核合格。

优选地，所述步骤一的具有接头的结构包括外筒撑杆接头。

优选地，所述步骤一的具有接头的结构包括外筒悬挂接头。

优选地，所述步骤三中的静力加载试验包括对所述典型件粘贴应变片，所述步骤四中，所述典型件的变形情况包括所述应变片的应变值。

本发明的技术有益效果：一种超强钢激光成形起落架的强度验证方法，采用典型件来替代全尺寸起落架的试验，将试验内容集中在典型结构件上进行静力和疲劳性能试验考核，不仅能够验证基于激光直接沉积成形工艺技术特征的起落架结构形式设计的可靠性，为全尺寸起落架零件结构优化设计提供技术支撑，而且能够降低超强钢激光成形全尺寸起落架研制风险和研制成本，缩短研制周期，为其他型号研制提供有效的试验方法和手段。

附图说明

图1为本发明超强钢激光成形起落架的强度验证方法的一优选实施例的外筒撑杆接头静力载荷加载示意图。

图2为本发明超强钢激光成形起落架的强度验证方法的一优选实施例的外筒悬挂接头静力载荷加载示意图。

图3为本发明超强钢激光成形起落架的强度验证方法的一优选实施例的疲劳加载试验考核中正弦波循环加载曲线示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明，请参阅图1至图3；

本发明超强钢激光成形起落架的强度验证方法，主要包括以下试验步骤：

步骤一、确定起落架的所有典型件，典型件至少包括起落架上的具有接头的结构；通过以往对起落架整体利用有限元分析计算确定起落架的结构薄弱和承载较大的关键部位，本实施例认为外筒撑杆接头和外筒悬挂接头作为连接件承力载荷较大，需要保证较高的强度，所以确定为起落架的典型件，共计两件。

步骤二、采用激光成形方法制作典型件，典型件包括：外筒撑杆接头和外筒悬挂接头为典型件，典型件的制作方法与整体起落架的制作方法相同，通过验证典型件的强度是否合格，从而判定采用同样制作方法的起落架的强度是否满足要求。

步骤三、对典型件进行静力加载试验考核和疲劳加载试验考核，静力加载试验考核对典型件X、Y、Z方向分别进行载荷加载，静力加载试验考核对典型件按照极限载荷的67％、90％及100％进行加载；且每次载荷加载后保持30s后再释放。

疲劳加载试验考核对典型件X、Y、Z方向采用应力比为0.06的正弦波循环加载。正弦波循环加载的加载频率为2Hz，加载载荷按67％极限载荷加载，且按照10⁵级循环次数加载。

试验的典型件粘贴应变片，记录试验中各测量应变值；为后续全尺寸起落架零件结构优化提供技术支持，依据典型件的应变值，判断典型件的变形情况。

步骤四、根据试验中典型件变形和疲劳破坏情况，判断典型件是否合格；静力加载实验考核中，67％极限载荷情况下典型件未见残余变形及90％、100％极限载荷情况下典型件未破坏，典型件静力试验考核合格。

疲劳加载试验典型件通过10⁵级循环次数加载未出现疲劳破坏，典型件疲劳试验考核合格，典型件通过10⁶级循环次数加载未出现疲劳破坏，则典型件疲劳试验考核优秀。

步骤五、所有典型件判定合格，则采用激光成形的起落架合格。由此可以得出运用此方法加工的起落架符合强度要求。

本实施例静力载荷试验考核和疲劳加载试验考核的典型件是外筒撑杆接头和外筒悬挂接头，外筒撑杆接头设置有本体部分和单耳部分，外筒悬挂接头设置有两处单耳部分及本体部分。重点进行静力载荷试验考核和疲劳加载试验考核的部位是外筒杆接头的单耳部分和外筒悬挂接头的单耳部分。

对外筒杆接头的单耳部分和外筒悬挂接头的单耳部分进行静力载荷试验考核，对其所有单耳部分施加X、Y、Z方向静力加载试验载荷，且施加载荷按照极限载荷的67％、90％及100％逐步加载，每次加载载荷后保持30s后再释放。如果观察外筒撑杆接头和外筒悬挂接头的耳片部分在67％极限载荷情况下未见残余变形及90％、100％极限载荷情况下未破坏，则证明外筒撑杆接头和外筒悬挂接头的耳片部分静力试验考核合格。

对外筒杆接头的单耳部分和外筒悬挂接头的单耳部分进行疲劳加载试验考核，对其所有耳片部分X、Y、Z方向采用应力比为0.06的正弦波循环加载试验载荷，正弦波循环加载的加载频率为2Hz，试验载荷取67％极限载荷加载，且按照10⁵级循环次数进行加载，如果外筒杆接头的单耳部分和外筒悬挂接头的单耳部分通过10⁵级循环次数加载未出现疲劳破坏，则外筒杆接头的单耳部分和外筒悬挂接头的单耳部分的疲劳试验考核合格，如果外筒杆接头的单耳部分和外筒悬挂接头的单耳部分通过10⁶级循环次数加载未出现疲劳破坏，则外筒杆接头的单耳部分和外筒悬挂接头的单耳部分的疲劳试验考核优秀。

本发明超强钢激光成形起落架的强度验证方法，采用典型件来替代全尺寸起落架的试验，将试验内容集中在典型结构件上进行静力和疲劳性能试验考核，不仅能够验证基于激光直接沉积成形工艺技术特征的起落架结构形式设计的可靠性，为全尺寸起落架零件结构优化设计提供技术支撑，而且能够降低超强钢激光成形全尺寸起落架研制风险和研制成本，缩短研制周期，为其他型号研制提供有效的试验方法和手段。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。