机翼部段静力试验优化设计方法

doi:10.7527/S1000-6893.2022.28065

Abstract

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

CLC Number:

V216.1

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.

Figures/Tables 22

Fig.1

Fig.2

Fig.3

Fig.4

Table 1

Fig.5

Fig.6

Fig.7

Fig.8

Fig.9

Table 2

Fig.10

Table 3

Fig.11

Fig. 12

Table 4

Fig.13

Fig.14

Fig.15

Table 5

Fig.16

Fig.17

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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

Optimum design method for static test of aircraft wing segment

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