﻿ 基于虚拟载荷校准试验的襟翼曲柄测载方法
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A flap crank load measurement method based on virtual load calibration test
MENG Min, JIANG Xian, JIA Tianjiao
Aircraft Institution, Chinese Flight Test Establishment, Xi'an 710089, China
Abstract: The flight load measurement is a test item that is necessary to verify the structural integrity of the aircraft and complete the aircraft's finalization. In the flight load measurement based on the strain method, load equation of strain and load is constructed by a load calibration test, and then the measured flight strain is substituted into the load equation to obtain the flight load. Since the geometry of a certain type of aircraft's flap drive crank is irregular and has axial bending and asymmetrical cross section, it is difficult to measure the load of the flap drive crank. Based on the motion mechanism of the flap drive crank and the force transmission path of the flap control mechanism, the crank force is analyzed and a crank load measurement method is proposed. The method is verified by the virtual load calibration test. The results show that the method is correct and effective.

1 曲柄载荷测量方法

1.1 曲柄受力形式分析

 图 1 襟翼操纵机构 Fig. 1 Flap control mechanism

 图 2 襟翼曲柄结构及连接形式 Fig. 2 Flap crank structure and connection form

 图 3 襟翼曲柄受力模型及受力分析 Fig. 3 Force model and force analysis of flap crank
1.2 曲柄载荷测量思路

 图 4 曲柄截面受力分析 Fig. 4 Force analysis of crank section

2 验证与分析

2.1 虚拟校准试验

 图 5 曲柄有限元模型 Fig. 5 Finite element model of crank

 工况编号 载荷方向 载荷大小/N 1 y -9 600 2 y -12 800 3 y 3 200 4 y 6 400

 工况编号 载荷方向 载荷大小/N 1 z 8 160 2 z 12 240 3 z 16 320 4 z 20 400

 工况编号 载荷方向 载荷大小/N 1 y -10 160 z 16 380 2 y -1 000 z 8 000 3 y 10 000 z 13 000
2.2 载荷方程初步建立

 图 6 剪力方程建模应变选取点 Fig. 6 Shear force equation modeling strain picking points

 $F_{Z}=-5.1 E_{\mathrm{M}}$ （1）

 图 7 轴力方程建模应变选取点 Fig. 7 Axial force equation modeling strain selection points
 $F_{Y}=-38.5 E_{P}$ （2）

 验模工况编号 实际载荷 计算载荷 相对误差 载荷方向 载荷大小/N 载荷方向 载荷大小/N 载荷方向 误差/% 1 y -10 160 y -12 967 y 27.6 z 16 380 z 16 299 z 0.5 2 y 5 000 y 3 700 y 26 z 8 000 z 8 057 z 0.7 3 y 10 000 y 7 866 y 21 z 13 000 z 13 112 z 0.8

2.3 载荷方程修正

 $\hat{E}_{P}=E_{P}-F_{Z} K$ （3）

 \begin{aligned} \hat{F}_{Y} &=\left(E_{P}-F_{Z} K\right) \beta_{P}=\\ &-\left(E_{P}-0.004 F_{Z}\right) \times 38.5 \end{aligned} （4）

 工况编号 实际载荷/N 计算载荷/N 相对误差/% 验模工况1 -10 160 -10 444 2.7 验模工况2 5 000 4 932 1.3 验模工况3 10 000 9 868 1.3

 工况编号 实际弯矩/(N·m) 计算弯矩/(N·m) 相对误差/% 验模工况1 4 149.8 4 111.7 0.9 验模工况2 2 024.8 2 044.6 0.9 验模工况3 3 191.3 3 230.3 1.2
 $M_{\mathrm{C}}=F_{Y} L_{Y}+F_{Z} L_{Z}$ （5）

2.4 结果分析

3 结论

1) 本文基于曲柄的受力分析，提出了曲柄载荷测量方法。通过力的分解解决了轴向弯折的影响，通过应变修正解决了截面非对称的影响。

2) 设计并完成了曲柄的虚拟载荷校准试验，对方法进行了验证，结果证明了本文方法是正确的、有效的，可以用于该型曲柄的飞行载荷测量。本文方法并且对于类似结构(轴向弯折拉杆)的载荷测量也具有一定的参考借鉴意义。

3) 通过虚拟试验发现校准试验设计存在的问题，并解决了问题，对于真实载荷校准试验具有重要指导意义。

4) 本文虚拟试验先行的工作模式对于飞机的载荷校准工作具有一定的启示意义，通过虚拟试验可以优化真实试验方案，提高试验效率和经济性。

http://dx.doi.org/10.7527/S1000-6893.2019.23408

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#### 文章信息

MENG Min, JIANG Xian, JIA Tianjiao

A flap crank load measurement method based on virtual load calibration test

Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2020, 41(2): 223408.
http://dx.doi.org/10.7527/S1000-6893.2019.23408