一种缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法与流程

1.本技术属于飞机疲劳试验设计领域，特别涉及一种缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法。


背景技术：

2.在飞机结构疲劳强度试验中，影响试验考核准确性的因素有两点，一是试验载荷的准确施加，二是试验支持边界的真实模拟。其中试验载荷的准确施加主要考虑因素是力的三要素，即大小、方向、作用点。试验中载荷作用点通过试验件结构进行确定，载荷大小通过协调加载控制系统可以有效保证，载荷方向则由加载使用的作动筒着力点和载荷作用点共同确定，因此要保证载荷方向就必须确保作用点和作动筒着力点相对位置的准确性。缝翼试验中由于主动载荷的施加会导致机翼翼盒沿垂向、航向的变形(展向变形可忽略)，而机翼翼盒变形则导致固定在其上的缝翼载荷作用点和加载作动筒着力点相对位置发生变化，从而施加载荷的方向发生变化。


技术实现要素：

3.为了解决上述技术问题，本技术提供了一种缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法，通过多个约束装置使机翼维持在理论变形的状态下。
4.本技术提供的缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法，主要包括：
5.步骤s1、对翼身组合体的机身段进行垂向、航向及侧向约束，并通过调整垂向、航向及侧向约束装置的位置使所述翼身组合体的右侧机翼翼盒的各测量点与理论设定位置一致；
6.步骤s2、在右侧机翼翼盒上翼面通过反配重形式施加向上的垂向载荷，通过调整垂向载荷大小以使右侧机翼翼盒的变形量与理论载荷下的变形量一致；
7.步骤s3、在右侧机翼翼盒的前梁处向下设置多个垂向约束点y5-y16，通过垂向约束装置施加向下的载荷，施加载荷的大小至少能够使在与所述右侧机翼翼盒连接的缝翼疲劳向上工况的最大载荷下，所述右侧机翼翼盒不发生向上变形；
8.步骤s4、将试验整个历程中缝翼载荷向下工况中最大载荷等效至右侧机翼翼盒的反配重载荷施加点上，根据计算的载荷大小调反整配重载荷大小，以使在疲劳试验过程中不因缝翼施加向下载荷而导致所述右侧机翼翼盒向下变形；
9.步骤s5、在所述右侧机翼翼盒的航向襟翼及副翼支架接头上对所述右侧机翼翼盒进行航向约束，在所述右侧机翼翼盒下方与起落架连接的接头上对所述右侧机翼翼盒进行侧向约束。
10.优选的是，步骤s1中，通过垂向约束装置对机身段进行垂向约束，所述垂向约束装置包括四个，其中两个连接机身段的机身前端盖上的垂向约束点y1-y2，另外两个连接机身段的机身后端盖上的垂向约束点y3-y4，各垂向约束装置沿竖直方向固定到试验台上。
11.优选的是，所述垂向约束装置包括双耳、测力传感器、连接接头及固定底座，双耳
与机身段的试验件连接端连接，双耳的另一端连接测力传感器，测力传感器的另一端通过连接接头连接在固定底座上，固定底座固定在试验台上。
12.优选的是，步骤s1中，通过航向约束装置对机身段进行航向约束，所述航向约束装置连接机身段的机身前端盖的横梁上的航向约束点x1，并沿水平方向延伸后固定在立柱上。
13.优选的是，步骤s1中对机身段的航向约束点x1进行航向约束的航向约束装置，对机身段的侧向约束点z1-z2进行侧向约束的侧向约束装置，以及步骤s5中对所述右侧机翼翼盒的航向约束点x2-x3进行航向约束的航向约束装置，以及对所述右侧机翼翼盒的侧向约束点z3进行侧向约束的侧向约束装置均包括测力传感器及调节螺杆，测力传感器一端通过单耳与机身段或右侧机翼翼盒的试验件连接端连接，测力传感器的另一端与调节螺杆连接，调节螺杆的另一端通过单耳及与设置在立柱上的双耳底座连接，立柱固定在试验台上。
14.优选的是，步骤s3中，对垂向约束点y5-y16进行垂向约束的第二垂向约束装置包括第一拉板、测力传感器、第二拉板及松紧螺套，第一拉板的一端通过单双耳接头与右侧机翼翼盒的试验件连接端连接，第一拉板的另一端通过单耳连接测力传感器，测力传感器的另一端通过单耳连接第二拉板，第二拉板的另一端连接松紧螺套，松紧螺套的另一端固定在固定底座上，固定底座固定在试验台上，通过转动松紧螺套调整向下施加的载荷大小。
15.本技术通过航向、垂向及侧向的约束限制达到维持机翼变形的目的，从而真实模拟缝翼疲劳试验支持与边界的效果。
附图说明
16.图1是本技术缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法的一优选实施方式的整体结构示意图。
17.图2是垂向约束装置结构示意图。
18.图3是第二垂向约束装置结构示意图。
19.图4是航向及侧向约束装置结构示意图。
20.其中，1-机身前端盖，2-机身后端盖，3-机身段，4-右侧机翼翼盒，5-试验件连接端，6-双耳，7-测力传感器，8-连接接头，9-固定底座，10-试验件连接端，11-单双耳接头，12-第一拉板，13-单耳，14-测力传感器，15-单耳，16-第二拉板，17-松紧螺套，18-固定底座，19-试验件连接端，20-单耳，21-测力传感器，22-调节螺杆，23-单耳，24-双耳底座，25-立柱。
具体实施方式
21.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式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。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，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方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
22.本技术提供了一种缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法，主要包括：
23.步骤s1、对翼身组合体的机身段3进行垂向、航向及侧向约束，并通过调整垂向、航向及侧向约束装置的位置使所述翼身组合体的右侧机翼翼盒4的各测量点与理论设定位置一致；
24.步骤s2、在右侧机翼翼盒4上翼面通过反配重形式施加向上的垂向载荷，通过调整垂向载荷大小以使右侧机翼翼盒4的变形量与理论载荷下的变形量一致；
25.步骤s3、在右侧机翼翼盒4的前梁处向下设置多个垂向约束点y5-y16，通过垂向约束装置施加向下的载荷，施加载荷的大小至少能够使在与所述右侧机翼翼盒4连接的缝翼疲劳向上工况的最大载荷下，所述右侧机翼翼盒4不发生向上变形；
26.步骤s4、将试验整个历程中缝翼载荷向下工况中最大载荷等效至右侧机翼翼盒4的反配重载荷施加点上，根据计算的载荷大小调反整配重载荷大小，以使在疲劳试验过程中不因缝翼施加向下载荷而导致所述右侧机翼翼盒4向下变形；
27.步骤s5、在所述右侧机翼翼盒4的航向襟翼及副翼支架接头上对所述右侧机翼翼盒4进行航向约束，在所述右侧机翼翼盒4下方与起落架连接的接头上对所述右侧机翼翼盒4进行侧向约束。
28.参考图1，缝翼疲劳试验使用翼身组合体试验件作为支持平台，翼身组合体包含了机身前端盖1、机身后端盖2、机身段3和右侧机翼翼盒4，缝翼试验件通过真实连接安装在右侧机翼翼盒上。本技术首先在步骤s1中，通过垂向约束(y1～y4)、航向约束(x1)及侧向约束(z1、z2)固定在摆放位置及特定高度上，通过相对位置的测量，调整各约束点可调装置确保右侧机翼翼盒测量点处测量值与理论位置一致，之后，在步骤s2中，通过反配重形式施加垂向载荷，调整各加载点配重量，同时测量翼盒变形量，确保载荷施加后的变形与理论载荷下的变形一致。此时采用反配重形式施加的机翼翼盒垂向载荷在翼身组合体约束上平衡，通过翼身组合体约束点上安装的测力传感器可实时监视约束点(y1～y4，x1，z1～z2)处的载荷大小。在步骤s3中，在右侧机翼翼盒前梁向下设置垂向约束点(y5～y16)，该约束安装后通过调节松紧螺套17行程，监视测力传感器14反馈，同时进行机翼翼盒位移测量，确保翼盒完全被固定，不再受疲劳试验过程中的载荷影响。
29.步骤s3中，通过测力传感器14反馈的数据可以确保对右侧机翼翼盒4所施加的载荷大小适中，不会对右侧机翼翼盒4造成破坏，同时进行机翼翼盒位移测量，主要目的在于控制机翼达到理论变形。本技术通过步骤s1-步骤s3施加预载荷使得机翼翼盒达到理论变形，在之后的步骤中再对机翼进行航向、垂向及侧向的约束限制达到维持变形的目的，从而真实模拟缝翼疲劳试验支持与边界的效果。
30.在步骤s4中，将试验整个历程中缝翼载荷向下工况中最大载荷等效至右侧机翼盒段反配重载荷施加点上，根据计算的载荷大小调整配重量，确保在疲劳试验过程中不因缝翼施加向下载荷而导致机翼翼盒向下变形。
31.需要说明的是，步骤s3中，通过向下设置的垂向约束点施加的垂向约束载荷能够保证疲劳试验中，如果缝翼受到向上的最大载荷时，机翼保持固定不动，步骤s4中，则是通过提高反配重载荷的大小，以便在缝翼受到向下的最大载荷时，机翼仍然保持固定不动。
32.步骤s5中，在右机翼盒段航向襟翼、副翼支架接头上设置航向约束点(x2、x3)，在起落架与机翼连接接头上设置侧向约束点(z3)，这些约束与机翼垂向向下约束(y5～y16)
一起对右机翼翼盒形成了超静定约束系统，确保了在疲劳试验过程中右机翼翼盒不发生刚体位移和过度变形，从而保证了缝翼载荷施加点相对位置的准确，进而保证缝翼载荷施加的准确性。
33.在一些可选实施方式中，步骤s1中，通过垂向约束装置对机身段3进行垂向约束，所述垂向约束装置包括四个，其中两个连接机身段3的机身前端盖1上的垂向约束点y1-y2，另外两个连接机身段3的机身后端盖2上的垂向约束点y3-y4，各垂向约束装置沿竖直方向固定到试验台上。
34.在一些可选实施方式中，所述垂向约束装置包括双耳6、测力传感器7、连接接头8及固定底座9，双耳6与机身段3的试验件连接端5连接，双耳6的另一端连接测力传感器7，测力传感器7的另一端通过连接接头8连接在固定底座9上，固定底座9固定在试验台上。
35.在一些可选实施方式中，步骤s1中，通过航向约束装置对机身段3进行航向约束，所述航向约束装置连接机身段3的机身前端盖1的横梁上的航向约束点x1，并沿水平方向延伸后固定在立柱上。
36.在一些可选实施方式中，步骤s1中对机身段3的航向约束点x1进行航向约束的航向约束装置，对机身段3的侧向约束点z1-z2进行侧向约束的侧向约束装置，以及步骤s5中对所述右侧机翼翼盒4的航向约束点x2-x3进行航向约束的航向约束装置，以及对所述右侧机翼翼盒4的侧向约束点z3进行侧向约束的侧向约束装置均包括测力传感器21及调节螺杆22，测力传感器21一端通过单耳20与机身段3或右侧机翼翼盒4的试验件连接端19连接，测力传感器21的另一端与调节螺杆22连接，调节螺杆22的另一端通过单耳23及与设置在立柱25上的双耳底座24连接，立柱25固定在试验台上。
37.在一些可选实施方式中，步骤s3中，对垂向约束点y5-y16进行垂向约束的第二垂向约束装置包括第一拉板12、测力传感器14、第二拉板16及松紧螺套17，第一拉板12的一端通过单双耳接头11与右侧机翼翼盒4的试验件连接端10连接，第一拉板12的另一端通过单耳13连接测力传感器14，测力传感器14的另一端通过单耳15连接第二拉板16，第二拉板16的另一端连接松紧螺套17，松紧螺套17的另一端固定在固定底座18上，固定底座18固定在试验台上，通过转动松紧螺套17调整向下施加的载荷大小。
38.与现有技术相比本技术具有的优点或积极效果包括：
39.1)和以往的通过某种工况载荷模拟的缝翼支持边界相比，根据变形确定的缝翼支持边界模拟更加准确。
40.2)通过右机翼盒段的超静定约束有效限制了缝翼连接边界，保证了试验过程中由于缝翼疲劳载荷的施加导致支持边界处的变形及位移不发生变化。
41.3)在翼身组合体试验支持平台设置了超静定的全约束系统，可有效防止试验过程中右机翼盒段约束失效或试验意外导致的超载，确保右机翼盒段位置准确。
42.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法，其特征在于，包括：步骤s1、对翼身组合体的机身段(3)进行垂向、航向及侧向约束，并通过调整垂向、航向及侧向约束装置的位置使所述翼身组合体的右侧机翼翼盒(4)的各测量点与理论设定位置一致；步骤s2、在右侧机翼翼盒(4)上翼面通过反配重形式施加向上的垂向载荷，通过调整垂向载荷大小以使右侧机翼翼盒(4)的变形量与理论载荷下的变形量一致；步骤s3、在右侧机翼翼盒(4)的前梁处向下设置多个垂向约束点y5-y16，通过垂向约束装置施加向下的载荷，施加载荷的大小至少能够使在与所述右侧机翼翼盒(4)连接的缝翼疲劳向上工况的最大载荷下，所述右侧机翼翼盒(4)不发生向上变形；步骤s4、将试验整个历程中缝翼载荷向下工况中最大载荷等效至右侧机翼翼盒(4)的反配重载荷施加点上，根据计算的载荷大小调反整配重载荷大小，以使在疲劳试验过程中不因缝翼施加向下载荷而导致所述右侧机翼翼盒(4)向下变形；步骤s5、在所述右侧机翼翼盒(4)的航向襟翼及副翼支架接头上对所述右侧机翼翼盒(4)进行航向约束，在所述右侧机翼翼盒(4)下方与起落架连接的接头上对所述右侧机翼翼盒(4)进行侧向约束。2.如权利要求1所述的缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法，其特征在于，步骤s1中，通过垂向约束装置对机身段(3)进行垂向约束，所述垂向约束装置包括四个，其中两个连接机身段(3)的机身前端盖(1)上的垂向约束点y1-y2，另外两个连接机身段(3)的机身后端盖(2)上的垂向约束点y3-y4，各垂向约束装置沿竖直方向固定到试验台上。3.如权利要求2所述的缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法，其特征在于，所述垂向约束装置包括双耳(6)、测力传感器(7)、连接接头(8)及固定底座(9)，双耳(6)与机身段(3)的试验件连接端(5)连接，双耳(6)的另一端连接测力传感器(7)，测力传感器(7)的另一端通过连接接头(8)连接在固定底座(9)上，固定底座(9)固定在试验台上。4.如权利要求1所述的缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法，其特征在于，步骤s1中，通过航向约束装置对机身段(3)进行航向约束，所述航向约束装置连接机身段(3)的机身前端盖(1)的横梁上的航向约束点x1，并沿水平方向延伸后固定在立柱上。5.如权利要求4所述的缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法，其特征在于，步骤s1中对机身段(3)的航向约束点x1进行航向约束的航向约束装置，对机身段(3)的侧向约束点z1-z2进行侧向约束的侧向约束装置，以及步骤s5中对所述右侧机翼翼盒(4)的航向约束点x2-x3进行航向约束的航向约束装置，以及对所述右侧机翼翼盒(4)的侧向约束点z3进行侧向约束的侧向约束装置均包括测力传感器(21)及调节螺杆(22)，测力传感器(21)一端通过单耳(20)与机身段(3)或右侧机翼翼盒(4)的试验件连接端(19)连接，测力传感器(21)的另一端与调节螺杆(22)连接，调节螺杆(22)的另一端通过单耳(23)及与设置在立柱(25)上的双耳底座(24)连接，立柱(25)固定在试验台上。6.如权利要求1所述的缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法，其特征在于，步骤s3中，对垂向约束点y5-y16进行垂向约束的第二垂向约束装置包括第一拉板(12)、测力传感器(14)、第二拉板(16)及松紧螺套(17)，第一拉板(12)的一端通过单双耳接头(11)与右侧机翼翼盒(4)的试验件连接端(10)连接，第一拉板(12)的另一端通过单耳(13)连接测力传感器(14)，测力传感器(14)的另一端通过单耳(15)连接第二拉板(16)，第二拉板(16)的另一
端连接松紧螺套(17)，松紧螺套(17)的另一端固定在固定底座(18)上，固定底座(18)固定在试验台上，通过转动松紧螺套(17)调整向下施加的载荷大小。

技术总结
本申请属于飞机疲劳试验设计领域，特别涉及一种缝翼疲劳试验支持与边界模拟方法。该方法包括步骤S1、对翼身组合体的机身段进行垂向、航向及侧向约束；步骤S2、在右侧机翼翼盒上翼面通过反配重形式施加向上的垂向载荷；步骤S3、在右侧机翼翼盒的前梁处向下设置多个垂向约束点，施加向下的垂向约束载荷；步骤S4、将缝翼载荷向下工况中最大载荷等效至右侧机翼翼盒的反配重载荷施加点上；步骤S5、在右侧机翼翼盒的航向襟翼及副翼支架接头上对右侧机翼翼盒进行航向约束，在右侧机翼翼盒下方与起落架连接的接头上对右侧机翼翼盒进行侧向约束。本申请确保试验过程中机翼翼盒变形不变，达到试验准确考核的目的。试验准确考核的目的。试验准确考核的目的。


技术研发人员：王征 郑建军 郭永跃 李涛 刘冰 王大鹏
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：2023.03.30
技术公布日：2023/7/4