[发明专利]机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法

摘要

本发明属于强度试验方法领域，涉及一种机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法。本发明通过活动翼面的分区和局部加载坐标系的转换，较理想的消除了机翼大变形对缝翼、襟翼等大型活动翼面试验加载准确性的影响，通过活动翼面加载坐标系的转换来实现试验过程中活动翼面载荷和机翼变形的协调，从而保证活动翼面加载的真实性。本发明大大减少了传统方法对试验空间的要求，降低了试验费用。本发明解决了试验时机翼大变形对缝翼、襟翼等大型活动翼面加载准确性的影响，同时具备实用性和操作简单的优点，并且尽可能的减少试验的空间限制、降级试验费用。

主权项

机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法，其特征是，步骤1:将机翼活动翼面延翼展方向及弦向分区，并为每个分区建立局部载荷坐标系，活动翼面各分区的试验载荷定义在本分区局部载荷坐标系下；步骤2:在活动翼面各分区同展向位置的机翼盒段上建立该分区的参考坐标系，并使本分区局部载荷坐标系和其参考坐标系固联；步骤3:按照有限元方法计算出机翼在试验最终加载状态下的位移数据；步骤4:依据机翼有限元位移数据，并且根据活动翼面分区载荷坐标系和该分区机翼盒段上的参考坐标系相对位置不变的关系，推算出活动翼面该分区载荷坐标系在机翼变形后的新位置；步骤5:按照上述活动翼面分区的几何属性和其局部载荷坐标系相对位置不变的关系，确定该活动翼面分区跟随机翼变形后的新位置；步骤6:按照活动翼面分区局部载荷坐标系的新位置确定载荷方向，按照活动翼面分区的新位置确定加载点位置，进行试验载荷加载；步骤7:重复步骤4‑6，直到完成整个机翼活动翼面的试验载荷加载。