一種適用于加強框結(jié)構(gòu)的靜力/疲勞試驗方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛機設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種適用于加強框結(jié)構(gòu)的靜力/疲勞試驗方法的 改進。
【背景技術(shù)】
[0002] 在飛機設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，對于加強框的結(jié)構(gòu)設(shè)計或工藝方法進行更改，一般在全機 靜力試驗之前，應(yīng)進行加強框的全尺寸靜力/疲勞試驗研究，以確保全機靜力試驗的順利 進行。以往，對于全尺寸加強框的試驗驗證，都選用帶有加強框的艙段進行加載試驗，其缺 點是試驗規(guī)模較大，試驗件較多，制造和裝配耗時費力，如果不及時開展試驗件制造和試 驗，往往趕不上全機靜力試驗的進度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的是：提供一種適用于帶集中承力接頭的加強框結(jié)構(gòu)的靜力/疲勞 試驗方法，將傳統(tǒng)采用艙段驗證加強框的方案轉(zhuǎn)化為采用帶有集中承力接頭的框段進行試 驗。
[0004] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種適用于加強框結(jié)構(gòu)的靜力/疲勞試驗方法，其特征在 于，包括如下步驟：
[0005] 第一，分析加強框結(jié)構(gòu)在所有載荷工況下的受力情況，確定加強框主載荷情況的 彎矩分布；
[0006] 第二，選取涵蓋集中承力接頭的距離集中承力接頭最近的彎矩為0的兩個點之間 的框段作為試驗框段；
[0007] 第三，建立上述加強框的有限元模型，在上述選取的兩個彎矩為0的點進行鉸支， 在集中承力接頭處施加本加強框的外載荷，在鉸支點處形成支反力；進行有限元分析，將框 段緣條上的應(yīng)力與全機有限元模型中的整框應(yīng)力進行對比，若二者的應(yīng)力值相差<5%，則 確定鉸支點的位置；若二者的應(yīng)力值相差> 5%，則在彎矩為0的點左、右IOOmm的范圍內(nèi) 調(diào)整鉸支點的位置，并通過有限元分析結(jié)果與整框應(yīng)力進行對比，直至二者的應(yīng)力值相差 < 5%，最終確定鉸支點的位置及試驗框段的范圍；
[0008] 所述在集中承力接頭處施加本加強框的外載荷是在集中承力接頭處的設(shè)計載荷。
[0009] 本發(fā)明的優(yōu)點是：
[0010] 1)將艙段試驗轉(zhuǎn)化為框段試驗，縮小了試驗的規(guī)模，縮短了試驗的周期；
[0011] 2)由于框段試驗規(guī)模較小，可以充分考慮疲勞試驗分散性，增加疲勞試驗的件數(shù)， 提高了加強框疲勞試驗研究的準確性。
【附圖說明】
[0012] 附圖1是本發(fā)明的加強框a的彎矩圖
[0013] 圖中粗實線表示加強框a的外形輪廓，虛線表示彎矩。
[0014] 附圖2是本發(fā)明的加強框a外側(cè)框段試驗方案圖
[0015] 附圖3是加強框a的有限元模型
【具體實施方式】
[0016] 下面通過具體的實施例并結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細的描述。
[0017] -、以帶有集中承力接頭的加強框a為研究對象，分析加強框a的受力情況，加強 框a主要承受垂直尾翼傳來的集中載荷，集中承力接頭與垂直尾翼直接相連；分析加強框a 在垂直尾翼嚴重情況的受力狀態(tài)，繪制出加強框a沿框段的彎矩圖，見附圖1。
[0018] 二、在加強框a的彎矩圖上，找出加強框a上在垂直尾翼嚴重情況下的彎矩為0的 點，選取涵蓋集中承力接頭的距離集中承力接頭最近的彎矩為0的兩個點之間的框段作為 試驗段（涵蓋集中承力接頭的彎矩為0的兩個點之間的框段為加強框的外側(cè)框段），即加強 框a的外側(cè)框段作為試驗考核的對象，相當(dāng)于一個"C"形的框段帶著一個承受集中載荷的 接頭梁，參見附圖2。
[0019] 三、建立加強框a的有限元模型，見附圖3。在上述有限元模型中選取兩個彎矩為 〇的點（分別為點6和點27)進行鉸支，在集中承力接頭處施加本加強框的垂直尾翼外載 荷，在鉸支點處形成支反力。在框段上選取7個典型截面，參見附圖2,將框段緣條上的應(yīng)力 與全機有限元模型中的整框應(yīng)力進行對比，見表1?？梢姸咴?-1和3-3截面的應(yīng)力值相 差> 5%。
[0020] 表1點6和點27鉸支時框段應(yīng)力值與整框應(yīng)力值的比較
[0021]
【主權(quán)項】
1. 一種適用于加強框結(jié)構(gòu)的靜力/疲勞試驗方法，其特征在于，包括如下步驟： 第一，分析加強框結(jié)構(gòu)在所有載荷工況下的受力情況，確定加強框主載荷情況的彎矩 分布； 第二，選取涵蓋集中承力接頭的距離集中承力接頭最近的彎矩為O的兩個點之間的框 段作為試驗框段； 第三，建立上述加強框的有限元模型，在上述選取的兩個彎矩為O的點進行鉸支，在集 中承力接頭處施加本加強框的外載荷，在鉸支點處形成支反力；進行有限元分析，將框段 緣條上的應(yīng)力與全機有限元模型中的整框應(yīng)力進行對比，若二者的應(yīng)力值相差< 5%，則 確定鉸支點的位置；若二者的應(yīng)力值相差> 5%，則在彎矩為O的點左、右IOOmm的范圍內(nèi) 調(diào)整鉸支點的位置，并通過有限元分析結(jié)果與整框應(yīng)力進行對比，直至二者的應(yīng)力值相差 < 5%，最終確定鉸支點的位置及試驗框段的范圍。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的適用于加強框結(jié)構(gòu)的靜力/疲勞試驗方法，其特征在于，所述 在集中承力接頭處施加本加強框的外載荷是在集中承力接頭處的設(shè)計載荷。
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種適用于加強框結(jié)構(gòu)的靜力/疲勞試驗方法的改進，其特征在于，采用帶有集中承力接頭的加強框框段進行靜力/疲勞試驗。其有益效果是：將考核加強框的艙段試驗轉(zhuǎn)化為框段試驗，縮小了試驗的規(guī)模，縮短了試驗的周期；由于框段試驗規(guī)模較小，可以充分考慮疲勞試驗分散性，增加疲勞試驗的件數(shù)，提高了加強框疲勞試驗研究的準確性。
【IPC分類】B64F5-00
【公開號】CN104648689
【申請?zhí)枴緾N201310754342
【發(fā)明人】許平, 王奡, 劉亞軍, 孫茜
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設(shè)計研究所
【公開日】2015年5月27日
【申請日】2013年12月31日