一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法技术

本发明专利技术涉及一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法，包括步骤一：建立全机有限元模型并进行全机求解；步骤二：按照各缘条刚度比例进行载荷分配得到各缘条载荷，并对试验件结构形式进行简化；步骤三：建立局部细节模型并进行计算求解；步骤四：得到考核区及过渡段的疲劳裕度；步骤五：根据得出的疲劳裕度，对过渡段结构进行等刚度加强；步骤六：确定过渡段长度L1及L2；步骤七：按照预定的循环顺序及循环次数加载进行疲劳试验。本发明专利技术的一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法基于飞机悬挂接头结构连接复杂、传载路线多、试验不易设计的特点，给出接头及各个螺栓的载荷、载荷分配规律，确定最终的试验件结构形式和加载方案。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航空疲劳损伤容限试验领域，尤其涉及一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法。
技术介绍
飞机结构疲劳试验的重点和难点通常体现在试验方案的规划与制定上。制定试验方案时，要做大量的理论分析计算，确保试验方案不仅要能真实的模拟试验件的受力状态，还要考虑试验的可实施性。对于简单连接接头结构，载荷作用点位置及载荷方向固定，只是载荷值大小在各种载荷情况下发生变化，因而只需施加单点载荷即可模拟试验状态。而对于结构复杂、受力状态复杂的连接接头结构，由于在不同载荷工况下载荷大小、载荷作用点均在变化，因而无法通过单点进行加载，往往需要通过多个作动筒加载、按照大部件级支持方式进行试验，这无形中增大了试验件规模及试验成本。相关设计人员为了简化试验，直接将大接头结构分解成若干小接头进行试验，但由于支持边界及载荷状态难以模拟真实飞机，导致试验失真。针对结构复杂、传载路线多的特点，在设计该类飞机悬挂接头结构疲劳试验方案时，可以先通过有限元传载分析、理论计算，并结合圣维南原理、载荷按刚度分配的规律，计算得到各个工况下的载荷大小和方向，然后确定最终的结构形式和加载方案，达到试验考核目的、简化试验规模和降低成本。关于飞机结构疲劳试验方案制定的研究，国内外公开资料研究的较多，但大多都是从试验件受力状态的一致性、试验件过渡段及支持段的设计、试验件约束的模拟、试验载荷的优化方面来进行理论性的阐述，未能针对飞机悬挂接头结构自身从其受力及载荷特点方面给出切实可行的疲劳试验的设计方法。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法，解决上述问题。为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案是：一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法，包括步骤一：根据飞机悬挂接头结构特征，建立全机有限元模型，并进行全机求解，得到各个载荷工况下的主悬挂接头双向载荷Fjx、Fjz，其中j＝1，2，3，......，n为载荷工况；x为X方向作动筒拉伸方向，z为Z方向作动筒拉伸方向；步骤二：根据接头的结构连接形式，按照各缘条刚度比例进行载荷分配，得到各缘条载荷Fi，对试验件结构形式进行简化，其中i＝1，2，3，,......，n；步骤三：建立局部细节模型，将螺栓简化为弹簧元，进行计算求解，分别得到各个载荷工况下每个螺栓的载荷FjN，其中N为螺栓个数；步骤四：结合螺栓的传递载荷，得到考核区及过渡段的疲劳裕度；步骤五：根据过渡段连接区域的疲劳裕度，对过渡段结构进行等刚度加强；步骤六：降低边界条件对试验考核区载荷传递的影响，确定过渡段长度L1及L2；步骤七：根据加载点上的双向协同载荷Fjx、Fjz，按照预定的循环顺序及循环次数加载进行疲劳试验。进一步地，步骤七中所述预定的循环顺序指的是飞机真实情况下受载的循环顺序。进一步地，步骤六中L1与L2具有如下关系：L2≈3L1。本专利技术的一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法基于飞机悬挂接头
结构连接复杂、传载路线多、试验不易设计的特点，提出了一种通过有限元软件计算、理论分析，给出接头及各个螺栓的载荷、结合圣维南原理、载荷按刚度分配规律，确定最终的试验件结构形式和加载方案。本专利技术使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，工程概念明确，本专利技术的提出解决了飞机悬挂接头结构由于结构复杂、受力状态复杂而导致结构疲劳试验不易设计的难题。附图说明此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本专利技术的实施例，并与说明书一起用于解释本专利技术的原理。图1为本专利技术的悬挂接头结构正视图；图2为本专利技术的悬挂接头结构左视图；图3为本专利技术的悬挂接头结构俯视图；图4为本专利技术的悬挂接头结构中A-A剖视图；图5为本专利技术的试验件示意图；图6为本专利技术的试验件部分细节有限元模型网格示意图；图7为本专利技术的试验件加载及约束示意图；其中,1-悬挂接头上缘条，2-悬挂接头下缘条，3-悬挂接头内侧缘条，4-悬挂接头外侧缘条，5-悬挂接头辅助缘条，6-悬挂接头，7-前梁过渡段上缘条，8-前梁过渡段下缘条，9-肋过渡段内侧缘条，10-肋过渡段外侧缘条，11-X向作动筒，12-Z向作动筒，13-前梁连接夹具，14-肋连接夹具，I区-悬挂接头上缘条截面，II区-悬挂接头腹板缘条截面，III区-悬挂接头下缘条截面，IV区-悬挂接头辅助缘条截面。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例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。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。如图1-4所示为悬挂接头结构示意图,悬挂接头6有悬挂接头上缘条1、悬挂接头下缘条2、悬挂接头内侧缘条3、悬挂接头外侧缘条4和悬挂接头辅助缘条5。如图5所示为试验件示意图，试验件由悬挂接头6、前梁过渡段上缘条7、前梁过渡段下缘条8、肋过渡段内缘条9、肋过渡段外缘条10组成。如图7所示为试验件加载及约束示意图，由悬挂接头6、前梁过渡段上缘条7、前梁过渡段下缘条8、肋过渡段内缘条9、肋过渡段外缘条10、X向作动筒11、Z向作动筒12、前梁连接夹具13和肋连接夹具组成14。本专利技术的一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法，包括步骤一：根据飞机悬挂接头结构特征，建立全机有限元模型，并进行全机求解，得到各个载荷工况下的主悬挂接头双向载荷Fjx、Fjz，其中j＝1，2，3，......，n为载荷工况；x为X方向作动筒拉伸方向，y为Y方向作动筒拉伸方向；步骤二：根据接头的结构连接形式，按照各缘条刚度比例进行载
荷分配，得到各缘条载荷Fi，对试验件结构形式进行简化，其中i＝1，2，3，,......，n；步骤三：建立局部细节模型，将螺栓简化为弹簧元，进行计算求解，分别得到各个载荷工况下每个螺栓的载荷FjN，其中N为螺栓个数；步骤四：结合螺栓的传递载荷，得到考核区及过渡段的疲劳裕度；步骤五：根据过渡段连接区域的疲劳裕度，对过渡段结构进行等刚度加强；步骤六：降低边界条件对试验考核区载荷传递的影响，确定过渡段长度L1及L2；步骤七：根据加载点上的双向协同载荷Fjx、Fjz，按照预定的循环顺序及循环次数加载进行疲劳试验。需要指出的是，步骤七中所述预定的循环顺序指的是飞机真实情况下受载的循环顺序。需要指出的是，步骤六中L1与L2具有如下关系：L2≈3L1。为更好的解释本专利技术，下面以一具体实施例进行说明。已知：飞机悬挂接头的螺栓个数为N＝9，载荷工况j＝1。步骤一：本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法，其特征在于，包括步骤一：根据飞机悬挂接头结构特征，建立全机有限元模型，并进行全机求解，得到各个载荷工况下的主悬挂接头双向载荷Fjx、Fjz，其中j＝1，2，3，......，n为载荷工况；x为X方向作动筒拉伸方向，z为Z方向作动筒拉伸方向；步骤二：根据接头的结构连接形式，按照各缘条刚度比例进行载荷分配，得到各缘条载荷Fi，对试验件结构形式进行简化，其中i＝1，2，3，,......，n；步骤三：建立局部细节模型，将螺栓简化为弹簧元，进行计算求解，分别得到各个载荷工况下每个螺栓的载荷FjN，其中N为螺栓个数；步骤四：结合螺栓的传递载荷，得到考核区及过渡段的疲劳裕度；步骤五：根据过渡段连接区域的疲劳裕度，对过渡段结构进行等刚度加强；步骤六：降低边界条件对试验考核区载荷传递的影响，确定过渡段长度L1及L2；步骤七：根据加载点上的双向协同载荷Fjx、Fjz，按照预定的循环顺序及循环次数加载进行疲劳试验。

【技术特征摘要】
1.一种飞机悬挂接头结构疲劳试验的设计方法，其特征在于，包括步骤一：根据飞机悬挂接头结构特征，建立全机有限元模型，并进行全机求解，得到各个载荷工况下的主悬挂接头双向载荷Fjx、Fjz，其中j＝1，2，3，......，n为载荷工况；x为X方向作动筒拉伸方向，z为Z方向作动筒拉伸方向；步骤二：根据接头的结构连接形式，按照各缘条刚度比例进行载荷分配，得到各缘条载荷Fi，对试验件结构形式进行简化，其中i＝1，2，3，,......，n；步骤三：建立局部细节模型，将螺栓简化为弹簧元，进行计算求解，分别得到各个载荷工况下每个螺栓的载荷FjN，其中N为螺栓...

【专利技术属性】
技术研发人员：闵强，王亚芳，王新波，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61