机翼部段静力试验优化设计方法

doi:10.7527/S1000-6893.2022.28065

固体力学与飞行器总体设计

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机翼部段静力试验优化设计方法

王彬¹, 郑建军¹^,²(), 刘玮¹, 王孟孟¹

^1.中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室，西安 710065
^2.西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室，西安 710049

收稿日期:2022-09-28 修回日期:2022-10-26 接受日期:2022-12-14 出版日期:2022-12-16 发布日期:2022-12-14
通讯作者: 郑建军 E-mail:ylzjj_86@163.com

Optimum design method for static test of aircraft wing segment

Bin WANG¹, Jianjun ZHENG¹^,²(), Wei LIU¹, Mengmeng WANG¹

^1.National Key Laboratory of Strength and Structural Integrity，Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 710065，China
^2.State Key Laboratory for Strength and Vibration of Mechanical Structures，School of Aerospace，Xi’an Jiaotong University，Xi’an 710049，China

Received:2022-09-28 Revised:2022-10-26 Accepted:2022-12-14 Online:2022-12-16 Published:2022-12-14
Contact: Jianjun ZHENG E-mail:ylzjj_86@163.com

摘要/Abstract

摘要：

飞机结构部段结构静力试验是验证结构承载能力、有限元模型等设计指标的重要手段。部段试验相比全机试验规模较小，但需要解决边界分离面刚度匹配、支持模拟、加载模拟等技术难题，保证结构考核精度不受影响。某型飞机机翼为联翼式桁架布局，取中间一段机翼进行静力试验，需要解决多分离面优化设计，气动惯性载荷优化设计及施加等问题。采用分级解耦的设计思想，将试验设计的各个影响因素逐级剥离并建立相应的分析对比模型，依据结构响应误差进行优化设计，评估每一级简化模拟带来的误差。以结构有限元数值仿真为基础，提出了多铰支接头位移+主动载荷混合边界模拟，分离面加载假件刚度解耦设计与优化，桁架式机翼载荷优化设计及载荷施加等试验技术，使部段试验设计精度达到较高水平。

关键词: 部段试验, 分级解耦, 边界模拟, 位移+主动载荷混合模拟, 刚度解耦

Abstract:

Aircraft component static test is an important means to verify structure carrying capacity and finite element models. The component test has a fairly small scale compared with full scale static tests. However， the separation surface stiffness mapping， support simulation and load simulation problems need to be solved to ensure that the accuracy of structural assessment is not affected. The static test on the middle wing section of an aircraft with a combined wing layout is conducted， which requires the solution to the multi-separation surface optimum design， aerodynamic load and inertial load optimum design and application. We adopt the design idea of hierarchical decoupling， stripping each influence factor of the test design step by step and establishing corresponding models for comparison analysis. Optimum design is carried out according to the structure responding error to evaluate errors from each simplified simulation. Based on the structural finite element numerical simulation analysis， we propose test techniques such as the multi-hinged joint displacement and active load hybrid simulation， stiffness decoupling optimum design of the separation surface loading replacement part， load optimum design and application of truss wings to achieve a higher precision level of the component test design.

Key words: component test, hierarchical decoupling, boundary simulation, displacement and active load hybrid simulation, stiffness decoupling

中图分类号:

V216.1

王彬, 郑建军, 刘玮, 王孟孟. 机翼部段静力试验优化设计方法[J]. 航空学报, 2023, 44(18): 228065-228065.

Bin WANG, Jianjun ZHENG, Wei LIU, Mengmeng WANG. Optimum design method for static test of aircraft wing segment[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(18): 228065-228065.

图/表 22

图 1

图 2

图 3

图 4

表1

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

表2

图 10

表3

图 11

图 12

表4

图 13

图 14

图 15

表5

图 16

图 17

参考文献 27

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

部位	节点载荷/N		误差/%
部位	全机状态	部段理论态	误差/%
前梁上	67 982	67 694	-0.42
前梁下	44 012	43 075	-2.13
后梁上	14 297	14 518	1.55
后梁下	40 043	40 616	1.43

部位	节点载荷/N		误差/%
部位	理论态	试验态	误差/%
前梁上	67 694	67 772	0.11
前梁下	43 075	42 903	-0.40
后梁上	14 518	14 182	-2.31
后梁下	40 616	40 400	-0.53

部位	节点力/N			节点矩/（N·mm）
部位	F_x	F_y	F_z	N_x	N_y	N_z
前梁上	-5 598	-14 987	-1 657	-28 668	18 102	235 649
前梁下	4 314	15 275	-22	12 731	32 453	44 086
后梁上	-132	24	455	9 960	-13 857	92 789
后梁下	375	1 565	99	588	3 550	122 489

部位	节点载荷/N		误差/%
部位	理论态	试验态	误差/%
前梁上	25 694	26 208	2.00
前梁下	50 500	50 568	0.13
后梁上	33 450	32 726	-2.16
后梁下	8 109	7 834	-3.38

部位	节点载荷/N		误差/%
部位	理论态	试验态	误差/%
前梁上	67 694	67 637	-0.08
前梁下	43 075	43 009	-0.15
后梁上	14 518	15 016	3.43
后梁下	40 616	41 120	1.24

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