[发明专利]一种大型飞机机翼液压管路弯曲疲劳试验方法

摘要

本发明属于液压系统试验技术，特别是涉及一种液压管路弯曲疲劳试验方法。本发明6442相比，使用本发明，被试管路全为根据实际飞机机翼液压管路相同的弯曲管路，实现同时对管接头和弯曲管路的应力集中问题进行试验验证，更加符合于实际情况。本发明采用加工机翼地面模拟件来模拟机翼的运动，无需加工整个机翼翼盒结构，节省经费。

主权项

一种大型飞机机翼液压管路弯曲疲劳试验方法，其特征是，本方法包括以下步骤：1)根据大型飞机机翼在地面停放状态，确定出翼尖出现的最大下垂位移量；根据飞机飞行状态，确定出飞行过程中翼尖出现的最大上翘量；根据机翼在气流中所产生的颤振状态，确定翼尖的颤振位移和频率；2)在三维设计软件中，建立机翼结构模拟件三维数模，再将数模导入应力分析软件中，向数模施加外力使其出现实际机翼的最大下垂位移量、最大上翘量、翼尖的颤振位移和频率，通过网格划分，对数模在运动过程中各个点处的弯曲应力进行计算，验证高应力集中区应力值是否超出了材料的许用极限，若超出，则必须通过更改设计或更换材料，使其应力值小于材料变形许用极限值；3)在弯曲应力满足设计要求后，加工机翼结构模拟件，并在模拟件上，按照真实机翼上管路的安装方式和走向，安装液压管路，管路安装完毕后，一端堵死，通过另一端将管路内部压力升高至工作压力，随后用自封接头保持压力；4)采用地面加载系统，将加载系统与机翼模拟件最外侧相连，通过加载系统驱动机翼模拟件上下运动和颤振；5)通过设置规定次数的试验来模拟飞机的飞行次数，若在规定次数试验之后，管路内部压力不降低，则说明管路设计完好，满足使用要求，否则则说明管路系统出现应力问题，需逐段对管路完好性进行分析。