[發明專利]一種大型飛機機翼液壓管路彎曲疲勞試驗方法

有效

• 申請號: 201310034061.5
• 申請日: 2013-01-29
• 公開（公告）號: CN103969127B
• 公開（公告）日: 2017-12-12
• 發明（設計）人: 李昆;李振水;盛英
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G01N3/20
• 分類號: G01N3/20
• 代理公司: 中國航空專利中心11008
• 代理人: 杜永保

1.一種大型飛機機翼液壓管路彎曲疲勞試驗方法，其特征是，本方法包括以下步驟：

1)根據大型飛機機翼在地面停放狀態，確定出翼尖出現的最大下垂位移量；根據飛機飛行狀態，確定出飛行過程中翼尖出現的最大上翹量；根據機翼在氣流中所產生的顫振狀態，確定翼尖的顫振位移和頻率；

2)在三維設計軟件中，建立機翼結構模擬件三維數模，再將數模導入應力分析軟件中，向數模施加外力使其出現實際機翼的最大下垂位移量、最大上翹量、翼尖的顫振位移和頻率，通過網格劃分，對數模在運動過程中各個點處的彎曲應力進行計算，驗證高應力集中區應力值是否超出了材料的許用極限，若超出，則必須通過更改設計或更換材料，使其應力值小于材料變形許用極限值；

3)在彎曲應力滿足設計要求后，加工機翼結構模擬件，并在模擬件上，按照真實機翼上管路的安裝方式和走向，安裝液壓管路，管路安裝完畢后，一端堵死，通過另一端將管路內部壓力升高至工作壓力，隨后用自封接頭保持壓力；

4)采用地面加載系統，將加載系統與機翼模擬件最外側相連，通過加載系統驅動機翼模擬件上下運動和顫振；

5)通過設置規定次數的試驗來模擬飛機的飛行次數，若在規定次數試驗之后，管路內部壓力不降低，則說明管路設計完好，滿足使用要求，否則則說明管路系統出現應力問題，需逐段對管路完好性進行分析。

2.如權利要求1所述的液壓管路彎曲疲勞試驗方法，其特征是，第2)中，所述的三維設計軟件為：CATIA。

3.如權利要求1所述的液壓管路彎曲疲勞試驗方法，其特征是，第2)中，所述的應力分析軟件為：Soildwork或ANSYS。

4.如權利要求1-3之一所述的液壓管路彎曲疲勞試驗方法，其特征是，第2)中，所述的彎曲應力計算方法為：有限元分析方法。