[发明专利]一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法

权利要求书

1.一种飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，已知飞机结构参数及与飞机机翼连接的多个缝翼结构的载荷，每个缝翼结构含有缝翼翼面及滑轨，其特征在于包含以下内容：1)根据飞机结构参数及每个缝翼结构载荷，分析获得每个缝翼结构的传载特性和损伤特性；2)按照缝翼结构的传载特性和损伤特性，将缝翼结构分级为完全考核结构、兼顾考核结构和不考核结构；3)在飞机全尺寸疲劳试验中，将完全考核结构的缝翼翼面及滑轨安装在机翼结构上、将兼顾考核结构的缝翼滑轨安装在机翼结构上，将不考核结构的缝翼结构不安装；4)根据缝翼结构分级结果，对完全考核结构，在缝翼翼面上施加缝翼的弯矩、扭矩、剪力载荷，对兼顾考核结构，在缝翼滑轨上施加缝翼的弯矩、剪力载荷，对不考核结构，不进行加载试验。

2.如权利要求1所述的飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，其特征在于，步骤2)缝翼结构分级规则，缝翼结构损伤最大的部段确定为完全考核结构；缝翼结构载荷最大的部段确定为兼顾考核结构；剩余结构确定为不考核结构。

3.如权利要求1所述的飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，其特征在于，步骤4)载荷施加方法，针对完全考核结构，首先，建立该考核结构的缝翼翼面分布载荷、滑轨连接点载荷和滚轮载荷的数学模型；其次，将缝翼翼面分布载荷转变为缝翼翼面集中载荷，控制滑轨与固定前缘连接的载荷误差在5％以内，该考核结构的总载传递弯矩误差不大于2％，剪力误差不大于3％，扭矩误差不大于5％；最后，对比翼面分布载荷状态和集中载荷状态下的该考核结构的疲劳分析寿命误差不大于5％，最终确定该完全考核结构的载荷加载方案。

4.如权利要求1所述的飞机全尺寸疲劳试验中缝翼载荷加载方法，其特征在于，步骤4)载荷施加方法，针对兼顾考核结构，首先，依据该兼顾考核结构滑轨所在位置的机翼固定前缘左右加强隔板与机翼上下壁板连接点坐标，计算滑轨中心位置坐标，作为弯矩计算基准点，依据飞机起飞构型、巡航构型和着陆构型的各缝翼滑轨载荷，计算该滑轨需要施加的弯矩；其次，依据该滑轨需要施加的弯矩和滑轨结构，确定滑轨加载点位置为滑轨端部与缝翼翼面的连接点，计算确定滑轨施加载荷的大小和方向，控制滑轨弯矩误差不大于2％；最后，对比翼面分布载荷状态和集中载荷状态下的滑轨对应的固定前缘与机翼上下蒙皮的应力，误差不大于10％，最终确定该兼顾考核结构的载荷加载方案。