[发明专利]一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法有效

专利信息
申请号: 201811044110.2 申请日: 2018-09-07
公开(公告)号: CN109733638B 公开(公告)日: 2022-05-06
发明(设计)人: 刘冰;王孟孟;王征;王高利;郭琼;朱亚辉;张赟 申请(专利权)人: 中国飞机强度研究所
主分类号: B64F5/60 分类号: B64F5/60
代理公司: 北京航信高科知识产权代理事务所(普通合伙) 11526 代理人: 高原
地址: 710065 陕*** 国省代码: 陕西;61
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摘要:
搜索关键词: 一种 支柱 起落架 变形 情况 载荷 施加 方法
【说明书】:

本申请提供了一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法。所述长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法包括如下步骤:步骤1:计算各加载级数的垂向、航向理论位移△x、△y;步骤2:预置加载装置垂向、航向安装位置;步骤3:建立起落架载荷施加力学简化模型,计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角;步骤4:建立航向力学平衡方程以及垂向力学平衡方程;步骤5:计算得到第i级试验垂向载荷以及航向载荷;步骤6:计算出所有加载级数的试验施加载荷;步骤7:根据计算得到载荷开展试验预试,获取修正后的最终载荷及预置位置结果。本申请的长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法能够便捷实现起落架试验载荷的精确处理,通用性强。

技术领域

本申请属于飞机起落架技术领域,特别涉及一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法。

背景技术

起落架作为飞机的重要部件,必须在试验中准确考核其强度。对于大部分军用飞机及一般小型飞机,起落架位于飞机机身上,在全机静力试验中变形较小,可不考虑其变形导致的载荷变化问题。然而对于长支柱起落架,特别是当起落架固定于机翼上时,试验中由于机翼及起落架本体变形较大,会显著影响其加载精度。

目前全机静力试验中起落架航向、侧向载荷均通过液压作动器直接施加,并且对各加载作动器航向及垂向安装位置进行预置以保证最终载荷施加准确。在试验开始时,起落架初始加载方向并非载荷理论施加方向,并且两者夹角最大;随着试验载荷逐级施加,加载方向与载荷理论施加方向角度逐渐变小,当加载至最终载荷时,加载方向应与载荷理论方向相同。

上述载荷施加方法能够保证起落架最终载荷施加较为准确,但是缺点也较为明显:1.该方法仅能保证最终载荷施加方向近似于理论载荷方向,无法保证其余加载级数中载荷施加精度;2.对于固定于机翼上长支柱起落架,试验中其变形较大,各向载荷耦合施加,理论预置加载设备位置可能误差较大,无法满足试验要求。

因此,希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法,以解决现有技术的中的至少一个上述缺陷。

本申请的技术方案是:

本申请提供一种一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法,所述长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法包括如下步骤:

步骤1:获取起落架最终垂向理论位移△x、航向理论位移△y,采用线性插值方法计算出各个加载级数的垂向理论位移、航向理论位移;

步骤2:根据理论位移预置加载装置垂向安装位置、航向安装位置;

步骤3:建立起落架载荷施加力学简化模型,选取第i加载级为研究对象,此时起落架假件相对初始位置位移变形为xi、yi,计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角;

步骤4:建立航向力学平衡方程以及垂向力学平衡方程;

步骤5:根据理论施加载荷及载荷方向夹角,计算得到第i级试验垂向载荷以及航向载荷;

步骤6:重复上述计算过程,计算出所有加载级数的试验施加载荷;

步骤7:根据所述步骤6中获得的各个载荷开展试验预试,对加载装置预置位置及各加载级数试验载荷进行修正,从而获取修正后的最终载荷及预置位置结果。

优选地,所述步骤2中的计算第i加载级载荷施加方向与理论载荷方向夹角具体采用如下公式进行计算:

αi=arctan((Δy-yi)/(L1+xi)),

βi=arctan((Δx-xi)/(L2-yi));其中,

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