CN108163225A - 一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法 - Google Patents

一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法 Download PDF

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李志鹏
吴斌
王向明
苑强波
吕伟
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

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  • Manufacturing & Machinery (AREA)
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Abstract

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。

Description

一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法
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。
附图标记：
1-外筒悬挂接头、2-外筒悬挂接头试验样件。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合附图对本发明的飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法做进一步详细说明。
如图1至图5所示，一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法，通过如下步骤实施：
首先根据前起落架外筒结构，制作其上的外筒悬挂接头1的试验样件，起落架外筒结构见图1，外筒悬挂接头试验样件见图2。
其次将外筒悬挂接头试验样件2装夹在图4的夹具上，先进行静强度试验，其加载形式见图3所示。
然后进行疲劳试验，其中X、Y、Z方向载荷协调加载，并选择采用应力比为0.06的正弦波循环加载方式，加载曲线见图5所示，加载频率为2Hz。
该疲劳试验分为两个阶段进行。
疲劳试验第一阶段：循环进行载荷加载，循环次数选择7500次，每到达预定次数时进行一次目视检查，该预定次数选择500次。如果此阶段试验过程中出现疲劳破坏现象，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试验。
疲劳试验第二阶段：循环进行载荷加载，循环次数选择(7500～15000)次，每到达预定次数时进行一次目视检查，该预定次数选择500次。如果此阶段试验过程中出现疲劳破坏现象，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。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法，其特征在于，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(1)的试验样件；
步骤二：将外筒悬挂接头试验样件(2)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。
2.根据权利要求1所述的飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法，其特征在于，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。
3.根据权利要求2所述的飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法，其特征在于，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。
4.根据权利要求3所述的飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法，其特征在于，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。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109592075A (zh) * 2018-11-05 2019-04-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法
CN109592074A (zh) * 2018-11-05 2019-04-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构疲劳试验加载频率的确定方法
CN112758350A (zh) * 2020-12-29 2021-05-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种与气密顶板连接的框接头结构试验件及试验方法
CN114264484A (zh) * 2021-11-30 2022-04-01 江西五十铃汽车有限公司 一种后处理器零部件疲劳耐久试验方法及***
CN114674548A (zh) * 2022-05-30 2022-06-28 中国飞机强度研究所 飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加***及其设计方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102556363A (zh) * 2011-12-20 2012-07-11 南京航空航天大学 伺服电机式起落架收放随动加载***及其加载方法
CN202518458U (zh) * 2011-05-04 2012-11-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种加筋壁板疲劳试验过渡段
CN104773306A (zh) * 2015-04-07 2015-07-15 中国直升机设计研究所 一种主起落架三向加载试验装置
CN106441839A (zh) * 2016-09-09 2017-02-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种超强钢激光成形起落架的强度验证方法
CN106525365A (zh) * 2016-10-28 2017-03-22 中航动力股份有限公司 一种航空发动机轮盘裂纹予制试验***及试验方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202518458U (zh) * 2011-05-04 2012-11-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种加筋壁板疲劳试验过渡段
CN102556363A (zh) * 2011-12-20 2012-07-11 南京航空航天大学 伺服电机式起落架收放随动加载***及其加载方法
CN104773306A (zh) * 2015-04-07 2015-07-15 中国直升机设计研究所 一种主起落架三向加载试验装置
CN106441839A (zh) * 2016-09-09 2017-02-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种超强钢激光成形起落架的强度验证方法
CN106525365A (zh) * 2016-10-28 2017-03-22 中航动力股份有限公司 一种航空发动机轮盘裂纹予制试验***及试验方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孙侠生主编: "《民用飞机结构强度刚度设计与验证指南 第2册》", 30 September 2012, 航空工业出版社 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109592075A (zh) * 2018-11-05 2019-04-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法
CN109592074A (zh) * 2018-11-05 2019-04-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构疲劳试验加载频率的确定方法
CN109592074B (zh) * 2018-11-05 2022-03-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构疲劳试验加载频率的确定方法
CN109592075B (zh) * 2018-11-05 2022-04-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法
CN112758350A (zh) * 2020-12-29 2021-05-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种与气密顶板连接的框接头结构试验件及试验方法
CN112758350B (zh) * 2020-12-29 2022-11-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种与气密顶板连接的框接头结构试验件及试验方法
CN114264484A (zh) * 2021-11-30 2022-04-01 江西五十铃汽车有限公司 一种后处理器零部件疲劳耐久试验方法及***
CN114674548A (zh) * 2022-05-30 2022-06-28 中国飞机强度研究所 飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加***及其设计方法
CN114674548B (zh) * 2022-05-30 2022-08-26 中国飞机强度研究所 飞机疲劳强度测试用局部振动载荷施加***及其设计方法

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