一种结构疲劳试验大变形加载点设计方法
阅读说明：本技术 一种结构疲劳试验大变形加载点设计方法 (Design method for large-deformation loading point of structural fatigue test ) 是由 严冲 杜星 夏龙 何月洲 王亚星 任鹏 于 2021-08-23 设计创作，主要内容包括：本申请属于结构强度试验领域,特别涉及一种结构疲劳试验大变形加载点设计方法。本申请的结构疲劳试验大变形加载点设计方法,通过挠曲线确定第一点位,再根据加载设备长度以及第一点位确定满足试验要求的第二点位,能够快速的确定第一点位以及第二点位,通过设置在加载平台上的加载设备连接两个点位,实现对飞机机翼的加载,从而完成结构疲劳试验。本申请的结构疲劳试验大变形加载点设计方法,可对飞机疲劳试验大变形引起的加载点载荷误差进行精准分析,加载点设计可兼顾载荷精度及试验效率。(The application belongs to the field of structural strength tests, and particularly relates to a structural fatigue test large-deformation loading point design method. According to the design method for the large-deformation loading point for the structural fatigue test, the first point position is determined through the bending line, the second point position meeting the test requirement is determined according to the length of the loading equipment and the first point position, the first point position and the second point position can be rapidly determined, the loading equipment arranged on the loading platform is connected with the two point positions, the loading of the aircraft wing is achieved, and therefore the structural fatigue test is completed. The method for designing the large deformation loading point for the structural fatigue test can accurately analyze the loading point load error caused by the large deformation of the aircraft fatigue test, and the loading point design can give consideration to both the load precision and the test efficiency.)
技术领域
本申请属于结构强度试验领域，特别涉及一种结构疲劳试验大变形加载点设计方法。
背景技术
飞机结构疲劳试验中，在部分试验载荷下，机翼翼尖会产生较大变形，此时加载点力线与机翼弦平面的角度发生变化，如该角度不能保持垂直，则导致试验载荷出现误差，当角度偏差较大时，载荷误差也相应较大。在疲劳试验设计中，如不能有效评估载荷误差，并采用适当的加载方法，会造成试验结果误差较大、效率低下、安全性低等问题。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种结构疲劳试验大变形加载点设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种结构疲劳试验大变形加载点设计方法，包括：
步骤一、获取飞机机翼最大变形工况下的挠曲线；
步骤二、获取飞机机翼上最接近翼尖部位的加载点坐标，在所述挠曲线上定位出所述加载点，得到第一点位，并获取所述挠曲线在所述第一点位的法线；
步骤三、获取加载设备长度，并根据所述加载设备长度以及所述第一点位确定第二点位；
步骤四、连接所述第一点位与所述第二点位得到点位连线，获取所述点位连线与所述挠曲线在所述第一点位的法线之间的第一角度，并根据所述第一角度计算出第一载荷误差；
步骤五、计算所述第一载荷误差在机翼控制剖面的第一弯矩误差，并判断所述第一弯矩误差是否满足试验要求，
若是，则将所述第二点位作为结构疲劳试验大变形加载点；
若否，则进入步骤六；
步骤六、
S601、选取0°与所述第一角度之间的第二角度，并根据所述第二角度重新确定第二点位；
S602、根据所述第二角度计算出第二载荷误差；以及
S603、计算所述第二载荷误差在机翼控制剖面的第二弯矩误差，并判断所述第二弯矩误差是否满足试验要求，
若是，则并将所述第二点位作为结构疲劳试验大变形加载点；
若否，则返回S601，重新选取第二角度，直至确定出结构疲劳试验大变形加载点。
在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述获取飞机机翼最大变形工况下的挠曲线包括：
S101、获取静力试验载荷数据以及变形数据，拟合出飞机机翼最大变形工况下的第一挠曲线，所述第一挠曲线方程中的变量包括：机翼总载荷或机翼载荷分布；
S102、获取疲劳试验载荷数据以及变形数据，将飞机机翼最大变形工况下的疲劳试验载荷代入所述第一挠曲线的曲线方程中，得到第二挠曲线。
在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，所述获取加载设备长度，并根据所述加载设备长度以及所述第一点位确定第二点位包括：
S301、根据对飞机机翼上最接近翼尖部位的加载点的最大载荷以及最大变形选择加载设备，并获取加载设备长度；
S302、在加载平台上选取第二点位，使得所述第二点位到所述第一点位的距离为一个加载设备长度。
在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，所述根据所述第一角度计算出第一载荷误差包括：
F1＝1-cosα1
其中，F1为第一载荷误差，α1为第一角度。
在本申请的至少一个实施例中，步骤五中，所述计算所述第一载荷误差在机翼控制剖面的第一弯矩误差包括：
其中，M1为第一弯矩误差，α1为第一角度，L为第二点位到机翼控制剖面的距离，L0为载荷到机翼控制剖面的理论距离。
在本申请的至少一个实施例中，S602中，所述根据所述第二角度计算出第二载荷误差包括：
F2＝1-cosα2
其中，F2为第二载荷误差，α2为第二角度。
在本申请的至少一个实施例中，S603中，所述计算所述第二载荷误差在机翼控制剖面的第二弯矩误差包括：
其中，M2为第二弯矩误差，α2为第二角度，L为第二点位到机翼控制剖面的距离，L0为载荷到机翼控制剖面的理论距离。
在本申请的至少一个实施例中，S601中，选取0°与所述第一角度之间的多个第二角度，并根据各个所述第二角度重新确定对应的第二点位。
在本申请的至少一个实施例中，S603中，从满足试验要求的多个第二弯矩误差中，选择最小的第二弯矩误差，将最小的第二弯矩误差对应的第二点位作为结构疲劳试验大变形加载点。
在本申请的至少一个实施例中，若步骤六中不能确定结构疲劳试验大变形加载点，则按照随动加载进行加载点设计。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的结构疲劳试验大变形加载点设计方法，可高精度地评估变形导致的载荷误差，并根据试验任务要求，给出合理高效的加载点设计结果。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的结构疲劳试验大变形加载点设计方法流程图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种结构疲劳试验大变形加载点设计方法，包括以下步骤：
S100、获取飞机机翼最大变形工况下的挠曲线；
S200、获取飞机机翼上最接近翼尖部位的加载点坐标，在挠曲线上定位出加载点，得到第一点位，并获取挠曲线在第一点位的法线；
S300、获取加载设备长度，并根据加载设备长度以及第一点位确定第二点位；
S400、连接第一点位与第二点位得到点位连线，获取点位连线与挠曲线在第一点位的法线之间的第一角度，并根据第一角度计算出第一载荷误差；
S500、计算第一载荷误差在机翼控制剖面的第一弯矩误差，并判断第一弯矩误差是否满足试验要求，
若是，则将第二点位作为结构疲劳试验大变形加载点；
若否，则进入S600；
S600、
S601、选取0°与第一角度之间的第二角度，并根据第二角度重新确定第二点位；
S602、根据第二角度计算出第二载荷误差；以及
S603、计算第二载荷误差在机翼控制剖面的第二弯矩误差，并判断第二弯矩误差是否满足试验要求，
若是，则并将第二点位作为结构疲劳试验大变形加载点；
若否，则返回S601，重新选取第二角度，直至确定出结构疲劳试验大变形加载点。
在本申请的优选实施方案中，S100中，获取飞机机翼最大变形工况下的挠曲线包括：
S101、获取静力试验载荷数据以及变形数据，拟合出飞机机翼最大变形工况下的第一挠曲线，第一挠曲线方程中的变量包括：机翼总载荷F或机翼载荷分布q；
S102、获取疲劳试验载荷数据以及变形数据，将飞机机翼最大变形工况下的疲劳试验载荷代入第一挠曲线的曲线方程中，得到第二挠曲线。
本申请的结构疲劳试验大变形加载点设计方法，首先，在疲劳试验之前进行静力试验，根据前期静力试验得到的载荷数据以及变形数据，拟合出第一挠曲线，根据疲劳试验载荷处理结果，再将飞机机翼最大变形工况下的疲劳试验载荷代入第一挠曲线的曲线方程中，从而得到第二挠曲线。
本申请的结构疲劳试验大变形加载点设计方法，根据疲劳试验载荷处理结果，选取最靠近翼尖部位加载点，在第二挠曲线上定位该点，并得到该点的法线。
在本申请的优选实施方案中，S300中，获取加载设备长度，并根据加载设备长度以及第一点位确定第二点位包括：
S301、根据对飞机机翼上最接近翼尖部位的加载点的最大载荷以及最大变形选择加载设备，并获取加载设备长度；
S302、在加载平台上选取第二点位，使得第二点位到第一点位的距离为一个加载设备长度。
本实施例中，对飞机机翼上最接近翼尖部位的加载点的最大载荷可以根据疲劳试验载荷处理结果得到，飞机机翼上最接近翼尖部位的加载点的最大变形可以从第二挠曲线的第一点位量取，或者根据第二挠曲线的曲线方程计算得到。选择合适行程加载以及计量的加载设备，得到加载设备长度，根据加载设备长度确定初设点位。
本申请的结构疲劳试验大变形加载点设计方法，S400中，根据第一角度计算出第一载荷误差包括：
F1＝1-cosα1
其中，F1为第一载荷误差，α1为第一角度。
S500中，计算第一载荷误差在机翼控制剖面的第一弯矩误差包括：
其中，M1为第一弯矩误差，α1为第一角度，L为第二点位到机翼控制剖面的距离，L0为载荷到机翼控制剖面的理论距离，可根据疲劳试验载荷处理结果得到该理论值。
当第一弯矩误差不超过误差阈值时，则判定该第一弯矩误差满足试验要求，将第二点位作为结构疲劳试验大变形加载点。
当第一弯矩误差不满足试验要求，则需要对加载点进行重新设计。选取0°与第一角度之间的第二角度，并根据第二角度重新确定第二点位。
S602中，并根据第二角度计算出第二载荷误差包括：
F2＝1-cosα2
其中，F2为第二载荷误差，α2为第二角度。
S603中，计算第二载荷误差在机翼控制剖面的第二弯矩误差包括：
其中，M2为第二弯矩误差，α2为第二角度，L为第二点位到机翼控制剖面的距离，L0为载荷到机翼控制剖面的理论距离。
当第二弯矩误差不超过误差阈值时，则判定该第二弯矩误差满足试验要求，将确定对应的第二点位作为结构疲劳试验大变形加载点。
有利的是，本实施例中，可以直接在S601中，选取0°与第一角度之间的多个第二角度，并根据各个第二角度重新确定对应的第二点位。其中，多个第二角度的选取可采用二分法。S603中，从满足试验要求的多个第二弯矩误差中，选择最小的第二弯矩误差，将最小的第二弯矩误差对应的第二点位作为结构疲劳试验大变形加载点。
本申请的结构疲劳试验大变形加载点设计方法，若在S600中，在0°与第一角度之间选取的第二角度均不满足试验要求，不能确定结构疲劳试验大变形加载点，则按照试验效率相对较低的随动加载进行加载点设计。
本申请的结构疲劳试验大变形加载点设计方法，能够快速的确定第一点位以及第二点位，通过设置在加载平台上的加载设备连接两个点位，实现对飞机机翼的加载，从而完成结构疲劳试验。
本申请的结构疲劳试验大变形加载点设计方法，可对飞机疲劳试验大变形引起的加载点载荷误差进行精准分析，加载点设计可兼顾载荷精度及试验效率。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
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