一种模拟机翼变形的三滑轨襟翼试验方法

摘要

本发明属于强度试验技术领域，涉及一种用于三滑轨襟翼在机翼变形情况下强度试验的三滑轨襟翼试验方法。本发明采用相对位移理论大大减小了实验设计规模，降低了试验风险，通过采用强迫位移和气动载荷同时逐级加载的方法，使得试验设计的精度大大提高，对襟翼等结构进行了充分考核。

主权项

一种模拟机翼变形的三滑轨襟翼试验方法，其特征是，步骤1:按照襟翼滑轨间距布置试验台架；步骤2:将襟翼按照装机要求，安装在试验台架上；步骤3:计算机翼变形，得出三滑轨在机翼连接点上位移，得到三滑轨连接点在变形后位置，得到机翼挠曲线；步骤4:利用相对位移的方法，求解出中间滑轨在试验过程中需要施加的强迫位移，模拟出与步骤3中得到的机翼挠曲线；步骤5:利用中间的台架或两侧的台架，同时对襟翼滑轨施加强迫位移及对襟翼翼面施加气动载荷；按照设计指标给出的气动载荷，以气动载荷总量的5%逐级对襟翼翼面加载，同时按照步骤4中得到的襟翼滑轨施加强迫位移的总量的5%逐级对襟翼滑轨加载，直至加载到设计指标给出的气动载荷和步骤4得到的襟翼滑轨施加强迫位移，得到三滑轨襟翼在机翼变形条件下的真实载荷分配及应力分布。