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飛機(jī)靜力試驗(yàn)中機(jī)翼的載荷分配研究

Research on Load Distribution of Wing in Aircraft Static Test

胡亮文宋乾福 / Hu LiangwenSong Qianfu

(中航通飛研究院有限公司，珠海 519000)

(China Aviation General Aircraft Co.,Ltd, Zhuhai 519000,China)

0引言

試驗(yàn)載荷的處理是全機(jī)靜力試驗(yàn)順利開(kāi)展的關(guān)鍵，它直接影響到加載方案的合理性，如果考慮得不充分，會(huì)造成試驗(yàn)與分析出現(xiàn)較大誤差，嚴(yán)重情況下可能會(huì)出現(xiàn)局部提前破壞。如何確保試驗(yàn)的加載能夠反映載荷的傳遞，是全機(jī)靜力試驗(yàn)所必須解決的問(wèn)題。早在上世紀(jì)國(guó)內(nèi)的專家和學(xué)者[1-2]在結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)中就做了相應(yīng)的研究，近些年來(lái)一些專家也做了相應(yīng)的研究：文獻(xiàn)[3]針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)設(shè)計(jì)給出了集中試驗(yàn)載荷的演算, 文獻(xiàn)[4]用SYZHFP程序按照靜力等效原則得到全機(jī)靜力試驗(yàn)載荷，文獻(xiàn)[5-7]開(kāi)發(fā)了靜力試驗(yàn)設(shè)計(jì)與仿真系統(tǒng)，文獻(xiàn)[8]提出了民用飛機(jī)靜力試驗(yàn)平尾假件的設(shè)計(jì)思路，文獻(xiàn)[9]提出了不同的約束條件和加載方式，文獻(xiàn)[10]提出了靜力試驗(yàn)數(shù)字仿真的關(guān)鍵技術(shù)與解決方案，文獻(xiàn)[11-12]解決加載邊界模擬的技術(shù)以及分析了影響加載精度的主要因素和提高精度的措施。靜力試驗(yàn)加載的基本假定是無(wú)航向載荷、側(cè)向力，僅僅作用有垂直方向的力。為使得加載力反映飛機(jī)的受力特性，本文通過(guò)構(gòu)造帶內(nèi)力約束的拉格朗日極值函數(shù)求出各試驗(yàn)加載點(diǎn)的載荷。

1拉格朗日極值法求試驗(yàn)加載力

全機(jī)靜力試驗(yàn)的加載是沿著垂直方向施加的，假定機(jī)翼的剪力、彎矩、扭矩是垂直方向載荷所產(chǎn)生的且是相對(duì)某剖面的剛心點(diǎn)而言。設(shè)機(jī)翼共劃分為N個(gè)典型剖面，第i個(gè)典型剖面上剪力為Qi、彎矩為Mi、扭矩為T(mén)i，設(shè)其剛心點(diǎn)的坐標(biāo)為(XGi,YGi)，其相鄰的第i+1個(gè)剖面的剪力為Qi+1、彎矩為Mi+1、扭矩為T(mén)i+1，剛心點(diǎn)坐標(biāo)為(XGi+1,YGi+1)。假設(shè)在第i個(gè)剖面和第i+1個(gè)剖面之間共有K個(gè)試驗(yàn)加載點(diǎn)，其坐標(biāo)為(xj,yj),1≤j≤K，該點(diǎn)處加載力為fj，如圖1所示。

圖1　機(jī)翼靜力試驗(yàn)加載點(diǎn)

由圖1可知，根據(jù)第i剖面和i+1剖面的內(nèi)力，在YGi和YGi+1之間的區(qū)域內(nèi)試驗(yàn)加載點(diǎn)的載荷對(duì)剖面i剛心處的剪力設(shè)為Q'、彎矩設(shè)為M'、扭矩設(shè)為T(mén)'，則滿足：

(1)

(2)

則加載點(diǎn)所施加的載荷必須滿足：

(3)

構(gòu)造拉格朗日函數(shù)：

(4)

若滿足約束條件(3)，那么必須找到合適的fj,λ1,λ2,λ3滿足關(guān)系式：

(5)

(6)

由此即可得到每個(gè)試驗(yàn)加載點(diǎn)的載荷。

2算例

以某型號(hào)機(jī)翼靜力試驗(yàn)的典型工況為例，半個(gè)機(jī)翼共劃分10個(gè)典型剖面包含9個(gè)加載區(qū)域，每個(gè)加載區(qū)域內(nèi)包含的加載點(diǎn)均在主承力結(jié)構(gòu)的前后梁上，機(jī)翼的氣動(dòng)外形和靜力試驗(yàn)前后梁的加載點(diǎn)如圖2所示。

圖2　試驗(yàn)加載點(diǎn)示意圖

根據(jù)已知剖面的內(nèi)力和具體的試驗(yàn)加載點(diǎn)的坐標(biāo)即可推導(dǎo)出各相鄰剖面之間的剪力、彎矩、扭矩，構(gòu)造拉格朗日極值函數(shù)即可求出各相鄰剖面區(qū)域內(nèi)的加載力。設(shè)試驗(yàn)載荷分配前的剪力為Q1、彎矩為M1、扭矩為T(mén)1，試驗(yàn)載荷分配后產(chǎn)生的剪力為Q2、彎矩為M2、扭矩為T(mén)2。其加載前后的剪力對(duì)比如圖3所示、扭矩對(duì)比如圖4所示、彎矩對(duì)比如5圖所示。

圖3　剪力對(duì)比

圖4　扭矩對(duì)比

由載荷分配前后的內(nèi)力對(duì)比可以看出，按照拉格朗日極值法求得的試驗(yàn)加載力滿足靜力試驗(yàn)的要求。根據(jù)計(jì)算所得到的加載力便能合理地選擇試驗(yàn)?zāi)z布帶的尺寸，從而為靜力試驗(yàn)的加載提供依據(jù)。

圖5　彎矩對(duì)比

3結(jié)論

飛機(jī)靜力試驗(yàn)的加載是靜力試驗(yàn)的關(guān)鍵，它關(guān)系到靜力試驗(yàn)的順利開(kāi)展。選擇合理的加載方案是靜力試驗(yàn)首先要解決的問(wèn)題。本文通過(guò)某型號(hào)機(jī)翼典型剖面的彎矩、剪力、扭矩，根據(jù)遞推法得到相鄰剖面區(qū)域內(nèi)的彎矩、剪力、扭矩。為使得加載點(diǎn)的載荷不至于過(guò)大出現(xiàn)局部破壞，通過(guò)構(gòu)造帶約束的構(gòu)造拉格朗日極值函數(shù)，求出加載區(qū)域的加載力。分析與計(jì)算可以得到如下結(jié)論：

(1)靜力試驗(yàn)載荷分配后產(chǎn)生的彎矩、剪力、扭矩和載荷分配前的彎矩、剪力、扭矩的誤差較小，符合載荷的傳遞，能夠達(dá)到靜力試驗(yàn)預(yù)期的目的;

(2)采用拉格朗日極值法分配得到的加載力為靜力試驗(yàn)加載點(diǎn)如何選取粘貼膠布帶的尺寸大小提供依據(jù)。

參考文獻(xiàn)：

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摘要：

針對(duì)飛機(jī)靜力試驗(yàn)加載的問(wèn)題，為使得試驗(yàn)加載力反映飛機(jī)受力特性，由載荷分配前輸入的典型剖面上剪力、彎矩、扭矩推導(dǎo)出相鄰剖面之間的剪力、彎矩、扭矩，通過(guò)構(gòu)造帶內(nèi)力約束的拉格朗日極值函數(shù)求出試驗(yàn)加載力，將載荷分配前輸入的內(nèi)力與試驗(yàn)載荷分配后產(chǎn)生的內(nèi)力進(jìn)行對(duì)比分析，可以得出：通過(guò)構(gòu)造帶內(nèi)力約束的拉格拉日極值函數(shù)法分配得到的試驗(yàn)載荷符合載荷的傳遞，能夠滿足飛機(jī)靜力試驗(yàn)加載的要求，可以用于飛機(jī)靜力試驗(yàn)的加載。

關(guān)鍵詞：內(nèi)力；加載；拉格朗日極值法；靜力試驗(yàn)；試驗(yàn)載荷

[Abstract]Referring to the problem of impropriety loading in the aircraft static test, the section internal forces were deduced from the shearing force and bending moment and torsional moment of its neighboring sections, and the Lagrange function with internal forces restriction was imported to calculate the loading force in the static test, in order to reflect the aircraft forcing characteristic more reality in the test loading process. Comparing the original internal force before load distribution to the calculating internal force after load distribution, it was known that the internal force calculated from the method of constructing the Lagrange function with internal forces restriction was consistent to the real transferring loading, which satisfies the requirement of the static test, the method can be applied in the aircraft static test.

[Key words]internal force；infliction；lagrange optimization method;static test；experiment load

中圖分類號(hào)：V216.1

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A