一種飛機襟翼滑軌疲勞裂紋擴展試驗方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機結構疲勞試驗驗證及壽命技術領域，涉及一種飛機襟翼滑軌疲勞裂紋擴展試驗方法。
【背景技術】
[0002]固定翼飛機的襟翼滑軌為襟翼運動提供導向并承受襟翼傳遞的氣動及操縱載荷，對于新研型號飛機的滑軌需要進行疲勞裂紋擴展試驗來驗證其安全性。而由于襟翼運動性，滑軌承受襟翼傳遞給滑軌的載荷作用點研滑軌上下兩邊沿移動，因此當飛機在起飛、飛行、降落等不同狀態(tài)下需要操縱襟翼不同角度時，滑軌上載荷作用就隨襟翼操縱角度而變化。
[0003]目前對于載荷作用點變化的結構在疲勞試驗中采用塊譜加載，具體做法就是將不同位置到載荷當量到一個加載點或一個加載截面之上，因此滑軌疲勞試驗均是當量化處理。這種做法存在以下問題:
[0004]1、當實際結構或受載方式較為復雜時，如飛機襟翼滑軌結構，載荷當量很難做到精確；
[0005]2、當量化后的載荷體現(xiàn)不出疲勞載荷次序，而實踐證明載荷次序?qū)︼w機結構試驗壽命有較大影響；
[0006]3、不能正確反映飛機結構的實際承載情況。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明要解決的技術問題:
[0008]本發(fā)明提供一種針對襟翼滑軌結構的疲勞裂紋擴展試驗方法，更好模擬滑軌真實受載即多載荷載荷作用點按載荷譜順序輪流受載的方式。提高驗證疲勞裂紋擴展試驗對于飛機襟翼滑軌真實受載的模擬的精確性，同時提高用于確定襟翼滑軌使用壽命預測及疲勞驗證的裂紋擴展試驗數(shù)據(jù)的真實性和可靠性。
[0009]本發(fā)明的技術方案:
[0010]所述的實驗方法包括如下步驟:
[0011]步驟一，根據(jù)襟翼下放角度，找出小車所處位置，確定實驗載荷加載點；
[0012]步驟二，根據(jù)實驗角度，在相應載荷加載點加載載荷，不斷循環(huán)實驗。
[0013]本發(fā)明的有益效果:
[0014]本發(fā)明提供了一種針對飛機襟翼滑軌疲勞裂紋擴展試驗順序循環(huán)加載試驗方法。試驗時，通過對應加載頭，分別對應襟翼下放各種角度時的載荷作用點進行加載，比以往試驗方法覆蓋更多的受載情況。其次，本方法通過調(diào)節(jié)上下加載頭所施加的載荷大小，更加直接地模擬滑軌所承受的剪力和彎矩。能夠避免以前做法中載荷當量時保守計算而引起的不準確，因此提高試驗的準確性和可靠性。實施時，通過加載頭對三種襟翼下放情況進行加載，操作方便。
【附圖說明】
[0015]圖1為襟翼滑軌試驗圖；
[0016]圖2為襟翼滑軌圖；
[0017]圖中:1-1代表襟翼下方O度時載荷上加載點，1-2代表襟翼下方O度時載荷下加載點，2-1代表襟翼下方10度時載荷上加載點，2-2代表襟翼下方10度時載荷下加載點，3-1代表襟翼下方30度時載荷上加載點，3-2代表襟翼下方30度時載荷下加載點，4-1為飛機襟翼上端固定點，4-2為飛機襟翼下端固定點。
【具體實施方式】
[0018]下面結合附圖對本發(fā)明做進一步詳細說明。
[0019]本發(fā)明所描述疲勞裂紋擴展試驗方法的對象為固定翼飛機襟翼滑軌5，將襟翼滑軌5在安裝固定點4-1、4-2處約束。襟翼下放0°、10°、30°時的傳遞給襟翼滑軌5載荷在疲勞裂紋擴展試驗時分別由上下加載頭1-1、1-2、2-1、2-2、3-1、3-2模擬加載。舉例給出一段飛一續(xù)一飛譜序列:10°、0°、0°、10°、30°。則三對加載頭按如下步驟加載:
[0020]第一步，襟翼下放10°，加載頭2-1、2_2實施加載，加載頭1-11-2、3-13_2不進行加載；
[0021]第二步，襟翼下放0°，加載頭1-1、1-2實施加載，加載頭2-12-2、3-13_2不進行加載；
[0022]第三步，襟翼下放0°，加載頭1-1、1-2實施加載，加載頭2-12-2、3-13_2不進行加載；
[0023]第四步，襟翼下放10°，加載頭2-1、2_2實施加載，加載頭1-11_2、3-13_2不進行加載；
[0024]第五步，襟翼下放30°，加載頭3-1、3_2實施加載，加載頭1_11_2、2-12-2不進行加載。
[0025]步驟六:再通過由每對上下加載頭的數(shù)值大小調(diào)整實現(xiàn)模擬飛機服役中各種真實載荷情況，即等于飛一續(xù)一飛譜中每種工況的力和力矩的數(shù)值大小。因此實現(xiàn)了襟翼滑軌5飛一續(xù)一飛譜下的疲勞裂紋擴展試驗。
【主權項】
1.一種飛機襟翼滑軌疲勞裂紋擴展試驗方法，其特征為:所述的實驗方法包括如下步驟:步驟一，根據(jù)襟翼下放角度，找出小車所處位置，確定實驗載荷加載點；步驟二，根據(jù)實驗角度，在相應載荷加載點加載載荷，不斷循環(huán)實驗。
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機結構疲勞試驗驗證及壽命技術領域，涉及一種飛機襟翼滑軌疲勞裂紋擴展試驗方法。本技術方案的主要特點在于，將飛機襟翼下方一定角度時下車所處的位置，確定為載荷的加載點。進行模擬飛機襟翼下放過程，進行疲勞試驗。解決了原有技術方案實驗結果不準確，模擬狀況不全面的問題。
【IPC分類】G01M13/00
【公開號】CN105547660
【申請?zhí)枴緾N201410592466
【發(fā)明人】馬戰(zhàn)奇, 徐海斌, 尚曉冬, 李良操, 劉志芳
【申請人】哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司
【公開日】2016年5月4日
【申請日】2014年10月28日