【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術(shù)屬于飛機(jī)全尺寸靜力試驗領(lǐng)域，涉及。
技術(shù)介紹
飛機(jī)攔阻靜力試驗同時考核攔阻鉤系統(tǒng)和機(jī)體連接結(jié)構(gòu)的靜強度，試驗的實施包括載荷的施加和配平。攔阻靜力試驗在飛機(jī)上進(jìn)行，由于載荷較大，一旦攔阻鉤系統(tǒng)出現(xiàn)破壞，整個飛機(jī)將在瞬間失去平衡，造成不可預(yù)料的結(jié)構(gòu)破壞，因此試驗載荷的施加和試驗的配平是否合理可行至關(guān)重要。陸基飛機(jī)靜力試驗考核時，一般主要載荷方向為飛機(jī)過載方向，試驗時采取膠布帶分布加載的方式，按照載荷分布在機(jī)體結(jié)構(gòu)上通過加載杠桿和作動筒施加載荷或配平，試驗實施方案成熟且容易實施。而飛機(jī)攔阻情況的靜力試驗載荷為飛機(jī)航向載荷，試驗實施時如果按照上述過載方向載荷的配平方法，將飛機(jī)的航向載荷按質(zhì)量分布通過膠布帶施加，由于飛機(jī)攔阻載荷大、飛機(jī)橫切面可供航向加載的面積有限以及飛機(jī)航向空間有限導(dǎo)致無法布置加載杠桿和作動筒，因此必須采用新的方法進(jìn)行試驗，即要考慮到結(jié)構(gòu)的真實傳載情況，同時又要考慮到試驗實施的可操作性。
技術(shù)實現(xiàn)思路
:本專利技術(shù)的目的是:提供一種針對飛機(jī)攔阻靜力試驗實施的方法，解決飛機(jī)航向集中大載荷的施加和試驗的配平問題，以考核飛機(jī)結(jié)構(gòu)攔阻情況的承載能力。本方法主要解決的技術(shù)難點:飛機(jī)上施加航向集中大載荷，常規(guī)試驗方法無法滿足加載要求；由于航向載荷很大，給試驗的配平帶來較大困難。如果配平部位選擇不當(dāng)，配平載荷過大，將可能引起非考核部位提前破壞，導(dǎo)致試驗失敗。本專利技術(shù)的技術(shù)方案是:一種解決飛機(jī)攔阻靜力試驗實施的方法，其特征包括如下步驟:第一，確定攔阻載荷傳遞過程中機(jī)體的主傳力結(jié)構(gòu)或部位，通過攔阻載荷傳力分析和有限元強度計算分析，確定試驗考核結(jié)...
【技術(shù)保護(hù)點】
一種飛機(jī)攔阻靜力試驗實施的方法，其特征包括如下步驟：第一，確定攔阻載荷傳遞過程中機(jī)體的主傳力結(jié)構(gòu)或部位，通過攔阻載荷傳力分析和有限元強度計算分析，確定試驗考核結(jié)構(gòu)或部位；第二，采用分離試驗件、等效施加載荷的設(shè)計方法，實現(xiàn)大集中載荷的施加。具體方法為將攔阻鉤作用在機(jī)身的載荷分離，將攔阻試驗分離為機(jī)身的連接結(jié)構(gòu)試驗和單獨攔阻鉤結(jié)構(gòu)試驗兩部分；考核機(jī)身的連接結(jié)構(gòu)試驗時，攔阻鉤用利于載荷施加的假件代替，在機(jī)體上進(jìn)行試驗；考核單獨攔阻鉤自身結(jié)構(gòu)試驗時，在夾具上單獨進(jìn)行考核，以減小試驗的風(fēng)險，確保試驗的安全性；第三，利用試驗的非考核結(jié)構(gòu)或部位，以及設(shè)計利于攔阻載荷施加的假件來替換真實非考核結(jié)構(gòu)，進(jìn)行攔阻載荷的配平；用已做過靜力試驗的部件試驗加載數(shù)據(jù)和理論計算分析為依據(jù)，對部件配平載荷進(jìn)行限定，最終確定攔阻載荷的實施方案。
【技術(shù)特征摘要】
1.一種飛機(jī)攔阻靜力試驗實施的方法，其特征包括如下步驟: 第一，確定攔阻載荷傳遞過程中機(jī)體的主傳力結(jié)構(gòu)或部位，通過攔阻載荷傳力分析和有限元強度計算分析，確定試驗考核結(jié)構(gòu)或部位； 第二，采用分離試驗件、等效施加載荷的設(shè)計方法，實現(xiàn)大集中載荷的施加。具體方法為將攔阻鉤作用在機(jī)身的載荷分離，將攔阻試驗分離為機(jī)身的連接結(jié)構(gòu)試驗和單獨攔阻鉤結(jié)構(gòu)試驗兩部分；考核機(jī)身的連接...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：隋福成，周麗君，董宏達(dá)，邸洪亮，
申請(專利權(quán))人：中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所，
類型：發(fā)明
國別省市：遼寧;21
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