[发明专利]一种飞机发动机吊挂接头疲劳试验设计方法

说明书

技术领域

本发明属于飞机结构件疲劳试验技术领域，具体涉及一种飞机发动机吊挂接头疲劳试验设计方法。

背景技术

飞机发动机吊挂接头用于吊挂发动机，受力较大，需要进行疲劳试验，通常情况下，所述飞机发动机吊挂接头为耳片接头。

飞机耳片接头结构疲劳试验的核心通常体现在试验方案的规划与制定。设计人员制定试验方案时，要做全面的理论分析、有限元求解计算，确保试验方案不仅能模拟试验件的真实受载状态，还能兼顾试验的实施与监控。

对于单向连接接头结构，载荷作用位置、方向固定，仅载荷值随载荷情况不同发生变化，因而只需施加单向载荷即可真实模拟试验状态。而对于像发动机吊挂接头这种结构、受力状态复杂的连接接头结构，不同载荷工况下接头载荷大小、作用点方向不同，因而无法通过单向作动筒进行加载，试验实施往往需要多个作动筒进行协同加载，试验实施往往需要多个作动筒进行协同加载，针对上述特定耳片接头结构，考虑试验件规模及试验成本，无法按照大部件级支持方式进行试验。相关设计人员为简化试验，将接头结构进行分解、简化进行疲劳试验，但由于支持边界及载荷状态难以模拟真实飞机，导致试验结果失真。

现有技术中，关于飞机结构疲劳试验方案制定的研究，大多都是从试验件受力状态的一致性、试验件过渡段及支持段的设计、试验件约束的模拟、试验载荷的优化方面来进行理论性的阐述，未能针对飞机耳片接头结构自身从其受力及载荷特点方面给出切实可行的疲劳试验的设计方法。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出了一种飞机发动机吊挂接头疲劳试验设计方法，针对结构复杂、传载路线多的特点，在设计该类飞机耳片接头结构疲劳试验方案时，先通过有限元传载分析、理论计算，计算得到各个工况下的接头载荷，依据载荷按刚度分配的规律，对试验件进行简化，结合试验件结构形式，确定加载和防弯设计，采用智能涂层和应变片手段对试验件进行监控并修正计算模型与计算结果，达到试验考核、监控目的、简化试验规模和降低成本。

本发明飞机发动机吊挂接头疲劳试验设计方法，主要包括：

步骤一、获取各个载荷工况下的吊挂接头载荷；

步骤二、按照所述吊挂接头上各缘条刚度比例对所述吊挂接头载荷进行载荷分配，得到各缘条载荷，对试验件结构形式进行简化；

步骤三，采取双向独立加载的方式对所述吊挂接头进行载荷加载；

步骤四、在所述吊挂接头的待考核部位进行状态监控，并采集试验数据；

步骤五、根据采集的试验数据与理论分析结果进行对比，修正计算模型与计算结果。

优选的是，步骤一中，所述吊挂接头载荷包括相互垂直的X方向与Z方向载荷，所述X方向与Z方向均为平行于所述吊挂接头的接头耳片所在的平面。

优选的是，所述步骤二中，所述对试验件结构形式进行简化，包括去除分配到的载荷小于总载荷5％的缘条，并将去除的缘条所分配的载荷按比例分配给其它缘条。

优选的是，在所述步骤三中，所述双向独立加载的方式包括设计两个独立的载荷加载接头，其中一个加载接头为单耳片，所述单耳片设置在所述吊挂接头的两个耳片之间；另一个加载接头为双耳片，所述双耳片设置在所述吊挂接头的两个耳片之外，所述单耳片、双耳片以及吊挂接头的两个耳片通过销轴连接。

优选的是，所述单耳片与所述吊挂接头的两个耳片之间设置有衬套。

优选的是，所述双耳片与所述吊挂接头的两个耳片之间设置有衬套。

优选的是，所述衬套由铜制成。

优选的是，在所述步骤三中，还包括设置防弯夹具，所述防弯夹具设置有两部分，分别顶接在所述吊挂接头的两个耳片之外。

优选的是，在步骤四中，所述进行状态监控包括设置在吊挂接头上孔之间的应变片和/或设置在孔内壁的环状涂层，所述涂层为具有并联电阻的智能涂层。

本发明的优点是：本发明提出了一种飞机耳片接头结构疲劳试验的设计方法，本发明根据复杂接头结构的载荷特点出发，从飞机结构疲劳试验的设计角度给出了一种飞机耳片接头结构疲劳试验的设计方法。本发明基于飞机耳片接头结构连接复杂、传载路线多、试验不易设计的特点，提出了一种通过有限元软件计算、理论分析，给出接头载荷，依据载荷按刚度分配规律，对试验件进行简化，结合试验件结构形式，确定加载和防弯设计，采用智能涂层和应变片手段对试验件进行监控并修正计算模型与计算结果。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，工程概念明确。本发明的提出解决了飞机耳片接头结构由于结构复杂、受力状态复杂而导致结构疲劳试验不易设计的难题。