[發明專利]一種飛機襟翼滑軌疲勞裂紋擴展試驗方法

在審

• 申請號: 201410592466.5
• 申請日: 2014-10-28
• 公開（公告）號: CN105547660A
• 公開（公告）日: 2016-05-04
• 發明（設計）人: 馬戰奇;徐海斌;尚曉冬;李良操;劉志芳
• 申請（專利權）人: 哈爾濱飛機工業集團有限責任公司
• 主分類號: G01M13/00
• 分類號: G01M13/00
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

技術領域

本發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

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。

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：

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；

2、當量化后的載荷體現不出疲勞載荷次序，而實踐證明載荷次 序對飛機結構試驗壽命有較大影響；

3、不能正確反映飛機結構的實際承載情況。

發明內容

本發明要解決的技術問題：

本發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 紋擴展試驗數據的真實性和可靠性。

本發明的技術方案：

所述的實驗方法包括如下步驟：

步驟一，根據襟翼下放角度，找出小車所處位置，確定實驗載荷 加載點；

步驟二，根據實驗角度，在相應載荷加載點加載載荷，不斷循環 實驗。

本發明的有益效果：

本發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，本方法通過調節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

圖1為襟翼滑軌試驗圖；

圖2為襟翼滑軌圖；

圖中：1-1代表襟翼下方0度時載荷上加載點，1-2代表襟翼下 方0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

下面結合附圖對本發明做進一步詳細說明。

本發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—續—飛譜序列：10°、0°、0°、10°、30°。則三對加載頭 按如下步驟加載：

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；

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；

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；

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；

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。

步驟六：再通過由每對上下加載頭的數值大小調整實現模擬飛機 服役中各種真實載荷情況，即等于飛—續—飛譜中每種工況的力和力 矩的數值大小。因此實現了襟翼滑軌5飛—續—飛譜下的疲勞裂紋擴 展試驗。