[发明专利]用于飞机襟、缝翼系统可靠性试验的气动载荷加载方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞机零部件可靠性试验领域，尤其涉及一种用于飞机襟、缝翼系统可靠性试验的气动载荷随动加载方法。

背景技术

飞机襟、缝翼在民用飞机的飞行过程中起着重要作用，其作用主要有两个：一是延缓机翼上的气流分离，提高了飞机的临界迎角，使得飞机在更大的迎角下才会发生失速；二是增大机翼的升力系数。飞机襟、缝翼运动机构发生故障会对飞机的安全产生很大影响，甚至造成机毁人亡的严酷后果。

基于襟、缝翼系统对飞机飞行安全的重要性，要求襟、缝翼系统具有较高的可靠度。而为评估现有襟、缝翼系统设计方案的可靠性指标，并获得提高襟、缝翼系统的可靠性水平的改进措施，实现襟、缝翼系统的可靠性增长，必须对襟、缝翼系统进行可靠性分析。针对机械产品的可靠性分析，目前主要存在两种手段，即仿真和试验。但由于技术水平的限制和大型复杂机械产品的复杂性，目前可靠性仿真并不能完全取代可靠性试验。

现有技术中，若对襟、缝翼系统进行飞行试验，其不但成本高昂，而且风险较大，一旦出现襟、缝翼系统不能正常收放的故障，极有可能造成飞机坠毁的严重事故。因此需要一种能在地面对襟、缝翼系统进行可靠性试验的试验方法和装置；而针对此类机械产品的试验，现有试验方法往往没有考虑缝翼在飞行过程中气动载荷对襟、缝翼系统性能的影响，模拟的环境条件不够真实。

鉴于上述缺陷，本发明创作者经过长时间的研究和实践终于获得了本创作。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于飞机襟、缝翼系统可靠性试验的气动载荷加载方法，用以克服上述技术缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种用于飞机襟、缝翼系统可靠性试验的气动载荷加载方法，该具体过程为：

步骤a，通过风洞试验或仿真计算获得缝翼在各个飞行状态下的气动载荷；

步骤b，根据飞机缝翼在不同飞行状态下的气动载荷，计算各个飞行状态下缝翼翼面气动载荷的合力；

步骤c，根据各个飞行状态下飞机缝翼翼面气动载荷的合力，将其分解为若干个分力，获得分力的大小与方向；

步骤d，通过胶布带和杠杆系统，将上述步骤c的分力均布并加载至缝翼翼面。

进一步，上述步骤a中，飞机缝翼翼面气动载荷求取的具体过程为：

步骤a1，获得缝翼飞行周期内所有的工况；

步骤a2，根据飞机缝翼收放试验要求，编制飞行收放工况；

步骤a3，使用风洞试验或数值计算确定各个工况下缝翼的气动载荷，得到的每个工况下气动载荷在翼面的分布情况；

每个工况下得到一个文件用于存储缝翼翼面气动载荷，文件内数据各列分别为翼面结点编号、翼面结点坐标位置、翼面结点气动载荷在X、Y、Z方向上的分力；

步骤a4，判断全部工况是否计算完成，若没有完成，则继续进行缝翼气动载荷计算，若完成计算，则整理编号每个工况下缝翼气动载荷数据文件；

其中，将缝翼沿翼展方向定义为Y向，垂直缝翼翼面方向定义为X向，与缝翼翼面相切并垂直翼展方向定义为Z向。

进一步，在上述步骤b中，飞机缝翼翼面气动载荷合力求取的具体过程为：

步骤b1，把缝翼气动载荷数据文件依照一个试验周期的先后次序编号；

步骤b2，根据第一个工况下缝翼气动载荷数据，使用力的合成原则，列出四个分力X、Y、Z方向上气动载荷合力方程；

步骤b3，根据第一个工况下缝翼气动载荷数据，使用压心位置力矩为零原则，列出X、Y、Z方向上气动载荷合力矩方程；

步骤b4，求解前两个步骤的方程，分别获得此工况下缝翼气动载荷的合力大小与方向以及合力在缝翼翼面的位置坐标；

步骤b5，去除每个工况下合力Y向力，记录存储此工况下缝翼气动载荷的合力大小与方向以及合力在缝翼翼面的位置坐标；

步骤b6，判断全部工况合力计算是否完成，如未完成，则执行步骤b7，依次进行下一个工况合力计算，如完成，则执行步骤b8，结束缝翼气动载荷合力计算。

进一步，在上述步骤c中，飞机缝翼翼面气动载荷分配的具体过程为：

步骤c1，在缝翼翼面上标注全部工况下合力作用点位置；

步骤c2，拟定加载点围成的平行四边形的上下边，与Y轴平行，并在全部工况下合力作用点位置的两侧，并且此对平行边位置不能在缝翼的大曲率前缘和薄后缘处；

步骤c3，拟定加载点围成的平行四边形的另一对平行边，将合力作用点到平行四边形的与Y轴平行的两条边距离比值记为a(a＜1)，将合力作用点到平行四边形的与另一对边距离比值记为b(b＜1)；