一种飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞静力试验方法与流程

本发明属于飞机结构设计领域，特别涉及飞机结构试验领域，具体涉及一种飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞静力试验方法。

背景技术：

为保证用于海洋环境牵引起飞的的飞机前起落架的承载能力及寿命要求，前起落架的结构形式及承载能力明显加强，前起落架需承受较大牵引载荷，垂向载荷约为普通飞机的2倍以上，且起落架撑杆接头需承受全部牵引载荷。作为一种全新设计的起落架，若直接采用全尺寸起落架进行静力试验，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，试验不通过后续更改周期更长。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞静力试验方法，克服或减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

本发明的目的通过如下技术方案实现：一种飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞静力试验方法，包括如下步骤，

步骤一：通过分析计算外筒撑杆接头承载情况，确定外筒撑杆接头关键受力部位以及应变片贴片位置；

步骤二：对应变片进行检测、统计及补充，保证加载试验测量时应变片存活；

步骤三：制作该外筒撑杆接头的试验样件；

步骤四：将外筒撑杆接头试验样件安装在专用夹具上，通过加载作动筒施加载荷；

4.1：进行预试，按照梯度a逐级加载至预定限制载荷，以检查试验系统状态并拉紧外筒撑杆接头试验样件消除间隙；

4.2：进行正式试验，先按照梯度b逐级加载至100％限制载荷，按照预定时间保持载荷，逐级卸载至0，对试验数据进行分析，并检查试验样件状态；再按照梯度b逐级加载至100％限制载荷，若试验采集数据重复性良好，按照梯度c逐级加载至极限载荷，按照预定时间保持载荷，对试验数据进行分析，并检查试验样件；

步骤五：对正式试验进行评定，100％限制载荷试验后，外筒撑杆接头试验样件无破坏，无屈服变形或加载至极限载荷情况下，试验样件未破坏，则认定前起落架外筒撑杆接头通过静力试验考核。

优选地是，保证加载试验测量时所述应变片存活率为95％以上。

优选地是，所述步骤4.1中，所述梯度a为5％限制载荷，所述预定限制载荷为60％限制载荷。

优选地是，所述步骤4.2中，所述梯度b为5％限制载荷，保持载荷的预定时间为30s。

优选地是，所述步骤4.2中，所述极限载荷为150％限制载荷，所述梯度c为2％限制载荷，保持载荷的预定时间为3s。

优选地是，所述步骤四中的检查试验件的要求包括在加载试验中测量各应变片的应变、应变测量分级进行，按照加载级别记录每级载荷时应变片的应变、测量误差要求不大于2％。

本发明所提供的一种飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞静力试验方法的有益效果在于，根据起落架承载情况挑选其中结构薄弱环节或承载较大的关键部位，设计一种前起落架典型结构件，来替代全尺寸起落架，将试验内容集中在典型结构件上进行静强度试验考核，不仅能够验证前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，而且能够降低全尺寸起落架研制风险和研制成本，缩短研制周期，为其他项目研制提供有效的试验方法和手段。

附图说明

图1为前起落架外筒的结构示意图；

图2为本发明外筒撑杆接头试验样件的结构示意图；

图3为本发明外筒撑杆接头试验样件载荷加载时的受力示意图；

图4为本发明本发明外筒撑杆接头试验样件装夹示意图。

附图标记：

1-外筒撑杆接头、2-外筒撑杆接头试验样件。

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飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞静力试验方法做进一步详细说明。

如图1至4所示，一种飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞静力试验方法，通过如下步骤实施。

步骤一，通过分析计算外筒撑杆接头承载情况，确定外筒撑杆接头关键受力部位以及应变片贴片位置，见图1所示。

步骤二，对应变片进行检测、统计及补充，保证加载试验测量时应变片存活，存活率确保95％以上。

步骤三，制作该外筒撑杆接头1的试验样件，见图2所示。

步骤四，将外筒撑杆接头试验样件2安装在专用夹具上，见图4所示，通过加载作动筒施加载荷，其加载形式见图3所示。

加载试验的试验程序分为预试和正式试验。

预试：按照梯度a逐级加载至预定限制载荷，该梯度a优选为5％限制载荷，预定限制载荷优选为60％限制载荷。该预试的目的是检查试验系统的状态并把外筒撑杆接头试验样件2拉紧，消除间隙，其中检查项目包括：检查加载系统、测量系统是否正常，试验安装状态是否完好，分析测量数据，判断载荷施加是否准确。

正式试验：包括一次100％限制载荷试验和一次150％极限载荷试验。先进行100％限制载荷试验：选择以5％限制载荷为一级，逐级加载至100％限制载荷后，按照预定时间保持载荷，该预定选择30s，然后逐级卸载至0(亦为5％限制载荷)，试验完成后，对试验数据进行分析，对试验样件进行检查。接下来进行150％极限载荷试验。选择以5％限制载荷逐级加载至100％限制载荷后，若试验采集数据重复性良好，选择以每级2％限制载荷加载至150％极限载荷试验，按照预定时间保持载荷，该预定选择3s，试验完成后对试验数据进行分析，对试验样件进行检查。

需要说明的是检查试验件的要求包括如下：1)在加载试验中测量各应变片的应变；2)应变测量分级进行，按照加载级别记录每级载荷时应变片的应变；3)测量误差要求不大于2％。

步骤五，对正式试验进行评定，对于每一种载荷情况，100％限制载荷试验后，外筒撑杆接头试验样件2无破坏，无屈服变形或加载至150％极限载荷情况下，试验样件未破坏，则认定前起落架外筒撑杆接头通过静力试验考核。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：

技术总结
本发明提供一种飞机前起落架外筒撑杆接头牵引起飞静力试验方法，步骤如下：根据外筒撑杆接头承载情况，确定其关键受力部位及应变片贴片位置；检测应变片，保证加载测量时应变片存活率95％以上；制作外筒撑杆接头的样件，并将样件安装在夹具上施加载荷；加载试验分为预试和正式试验，预试按照5％限制载荷逐级加载至60％限制载荷，正式试验包括一次100％限制载荷试验和一次150％极限载荷试验，前者按照5％限制载荷逐级加载，后者前100％限制载荷按照5％限制载荷逐级加载后50％限制载荷按照2％限制载荷逐级加载，以上步骤样件未破坏，则认定外筒撑杆接头通过静力试验。本发明所提供的静力试验方法，通过测试试验件，提前验证局部结构的疲劳性能和寿命，降低研制成本。

技术研发人员：吴斌;吕伟;王向明;崔灿;李志鹏
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
技术研发日：2017.11.29
技术公布日：2018.05.29