杠杆系统在静力疲劳试验中的应用.doc

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1、杠杆系统在静力疲劳试验中的应用刘宝利摘要：飞机结构的静力和疲劳试验是检验飞机结构性能以及定寿的重要手段，在航空领域内是十分重要的，也是确定飞机产品合格与否的关键。而在飞机结构的静力和疲劳试验中，杠杆系统则是一种应用极广而且现如今无法取代的一种加载工具。随着科学技术的发展，精密仪器的出现，人们对试验的精度，尤其是加载的精度要求越来越高。只有精确的实验结果和数据才能保证飞机的安全性，才能为飞机设计师提供有意义的参考数据，为进一步的科研奠定基础。本文通过多个方面阐述了提高杠杆系统加载精度的必要性，提高杠杆系统加载精度的渠道以及在实际试验操作中如何实现等问题。关键词：杠杆系统载荷分区典型分布

2、试验谱通用杠杆压心前言飞机结构的静力和疲劳试验目的是确定飞机结构在各种使用状态下的刚度(变形)特征以及承受偶然高载的能力；发现结构在承受疲劳载荷时的薄弱环节，确定结构使用寿命。同时还借以观察和研究飞行器结构或构件在静载荷作用下的强度、刚度以及应力、变形分布情况，是验证飞行器结构强度和静力分析正确性的重要手段。结构静力试验和疲劳试验的加载系统比较复杂。20世纪40年代以前，静力试验时将飞机仰置，用铅粒或砂粒装在袋中模拟机翼分布载荷；用铁块吊在绳索上模拟集中载荷，方法简陋。以后改用电动机械加力器或液压作动筒和千斤顶加载。从上世纪40年代开始全尺寸结构静力试验都通过杠杆系统加载，并采用多点

3、协调加载系统，保证各加载器能按预定比例加载，在结构破坏时能自动卸载,以避免破坏部位的继续扩大。80年代以后，已采用电子计算机控制的电动液压伺服系统自动闭合回路协调加载系统，有上百个加载器、几百个加载点、几百个测量通道、几千个应变片，并用电子计算机进行数据采集和处理。问题的提出从上世纪40年代开始，在飞机结构试验领域中，就出现了杠杆系统加载，取代了以前笨重而烦琐的单索加载，在一定程度上，也提高了试验加载的精度。随着飞机结构强度计算越来越精确，科学技术的不断发展，先进设备的不断更新，对结构试验技术的要求也越来越高，加载方法、检验技术和控制技术都代表并应用现代科学技术的最新技术。加载的精度

4、在整个试验中起到了至关重要的作用，Troughton对以往的多次试验和实测的数据进行对比，分析了造成疲劳试验与飞行实测结果有时不一致的七项原因，其中强调了精确施加试验载荷的必要性。至今杠杆系统仍然在使用，它有着其他先进设备无法取代的作用和优点，但是如何保证杠杆系统加载满足要求越来越高的试验加载精度，是值得我们探讨的问题，也是我们现在所必须解决的问题。杠杆原理首先我们需要了解杠杆的原理，杠杆采用力的平衡原理制成，即杠杆在达到平衡时，两端点的力对中点产生的力矩相互平衡，因此，两分力大小与二者力臂长度成反比，合力为二力之和。在试验设计过程中通过调整杠杆的力臂比值，来调整二力的大小分配。如要

5、在下图中的A、B两点分别施加载荷3KN、2KN。因此，可通过一个900mm长的杠杆，调整力臂来实现两点过通过一点加载，见下图根据力学知识，可得：F=3KN+2KN=5KN(力的平衡)3KN·a=2KN·b（力矩的平衡）所以a/b=2/3,又因a+b=900mm所以a=360mmb=540mm这样就通过杠杆实现了二点合为一点的简化加载模式。载荷合理分区是杠杆系统得以实现的前提对于设计载荷点较多，结构体系空间性较强的试验，加载点越多，给试验带来难度就越大，整体协调性也难控制，由于试验过程中，受到了空间的限制，会产生杠杆严重干涉，杠杆层数较多，试验无法进行的情况，；杠杆的层数越多，杠杆数量

6、增多，试验工作量大大增加，载荷的损失增大，试验的误差也增大，因此对载荷合理分区，科学的进行载荷的合并和分解，对加载点和杠杆系统进行简化，是解决此类问题的最有效方法。在飞机结构试验中，不同的载荷情况下，用一套杠杆加载系统实现外载模拟的加载节点，它们所施加的载荷是线性相关的，从这一点出发，我们计算出各加载点之间的相关系数，依次把相关系数较大的节点合并到同一个分区中去，从而达到初步分区的目的，并在次基础上结合试验对象的结构特点及试验条件做以调整，确定最终的分区。在分区过程中，依次将相关系数比较大的节点合并，之后把合并的节点作为新的节点，然后计算新分布节点之间的相关系数，再把相关系数比较大的

7、节点合并，如此重复下去，直到达所要求的分区数目为止。由于这样分区只考虑了向量之间的关系，没有包含向量元素即节点载荷的信息，因此，要对分区做进一步的调整才能最终确定分区。由于影响载荷分区的因素很多，工程实践中往往是几种方法相互参照，综合应用，以到达到优化分区的目的。典型分布的优选方案是杠杆系统优化设计的依据加载分区方案确定后，如何根据计算得到的各载荷情况的压心分布，在各个分区中选择一种有代表的荷载情况——典型分布，作为该区杠杆系统设计的依据就成问题的焦点所在