[发明专利]一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法

说明书

本发明提供一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法，步骤如下：对外筒悬挂接头试验样件进行静强度试验；进行疲劳试验，其中X、Y、Z方向载荷协调加载，采用应力比为0.06的正弦波循环加载方式，加载频率为2Hz；疲劳试验分为两个阶段进行：第一阶段：载荷加载循环次数7500次，每500次进行一次目视检查，若出现疲劳破坏现象，停止试验，记录参数，否则对试验件进行探伤合格后进入第二阶段；第二阶段：载荷加载循环次数7500～15000次，每500次进行一次目视检查，若出现疲劳破坏现象，停止试验，记录参数，否则继续试验直至结束，记录循环次数。本发明所提供的疲劳试验方法，通过测试试验件，提前验证局部结构的疲劳性能和寿命，降低研制成本。

技术领域

本发明属于飞机结构设计领域，特别涉及飞机结构试验领域，具体涉及一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法。

背景技术

为保证用于海洋环境牵引起飞的的飞机前起落架的承载能力及寿命要求，前起落架的结构形式及承载能力明显加强，前起落架需承受较大牵引载荷，垂向载荷约为普通飞机的2倍以上，且起落架悬挂接头需承受全部牵引载荷。作为一种全新设计的起落架，若直接采用全尺寸起落架进行疲劳试验，存在试验件生产制造周期长、试验台设计制造周期长、试验周期长、研制成本高等缺点，试验不通过后续更改周期更长。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法，克服或减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

本发明的目的通过如下技术方案实现：一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法，包括如下步骤，

步骤一：根据前起落架外筒结构，制作其上的外筒悬挂接头的试验样件；

步骤二：将外筒悬挂接头试验样件装夹在夹具上，进行静强度试验；

步骤三：进行疲劳试验，其中X、Y、Z方向载荷协调加载，并采用正弦波循环加载；

3.1：疲劳试验第一阶段，循环进行载荷加载，每到达预定次数时进行一次目视检查，若试验件出现疲劳破坏现象，停止试验，记录循环次数和破坏部位，否则对试验件进行无损探伤，合格后进入第二阶段；

3.2：疲劳试验第二阶段，循环进行载荷加载，每到达预定次数时进行一次目视检查，若试验件出现疲劳破坏现象，停止试验，记录循环次数和破坏部位，否则继续试验直至结束，记录循环次数。

优选地是，所述正弦波循环加载按照应力比为0.06，加载赫兹为2Hz加载。

优选地是，所述疲劳试验第一阶段中载荷加载循环次数7500次，每500次进行一次目视检查。

优选地是，所述疲劳试验第一阶段中载荷加载循环次数7500～15000次，每500次进行一次目视检查。

本发明所提供的一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法的有益效果在于，根据起落架承载情况挑选其中结构薄弱环节或承载较大的关键部位，设计一种前起落架典型结构件，来替代全尺寸起落架，将试验内容集中在典型结构件上进行静强度试验考核，不仅能够验证前起落架结构形式设计的可靠性，为全尺寸起落架零件结构优化设计提供技术支撑，而且能够降低全尺寸起落架研制风险和研制成本，缩短研制周期，为其他项目研制提供有效的试验方法和手段。

附图说明

图1为前起落架外筒的结构示意图；

图2为本发明外筒悬挂接头试验样件的结构示意图；

图3为本发明外筒悬挂接头试验样件载荷加载时的受力示意图；

图4为本发明外筒悬挂接头试验样件装夹示意图；

图5为本发明外筒悬挂接头试验样件疲劳试验中正弦波循环加载曲线图。