[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

摘要

本发明涉及一种用于飞机襟、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。在本发明考虑了飞行周期内，缝翼各个状态下的气动载荷；试验或仿真获得的气动载荷能够有效地转换为在试验中实现的加载方式，并保证了气动载荷的真实。

主权项

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，其特征在于，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；其中，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，则步骤a5，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；其中，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。