[發明專利]一種用于飛機全機主操縱系統疲勞試驗的監控分析方法

有效

• 申請號: 201310543028.5
• 申請日: 2013-11-05
• 公開（公告）號: CN103543029A
• 公開（公告）日: 2014-01-29
• 發明（設計）人: 盧京明;陳全禮
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G01M99/00
• 分類號: G01M99/00
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 李建英

技術領域

本發明屬于飛機操縱系統疲勞試驗及疲勞定壽技術領域，涉及一種用于飛機全機主操縱系統疲勞試驗的監控分析方法。

背景技術

由于試驗條件以及試驗規模所限，已有的飛機全機主操縱系統疲勞試驗，均未涉及和使用全機主操縱系統的操縱載荷和位移譜，另外，未考慮飛機主操縱系統狀態問題，也未考慮與飛機機體疲勞同試問題，因此，與其相應的飛機操縱系統疲勞試驗的試驗檢查一般是在試驗任務書要求的檢查周期后、或完成規定試驗周期塊譜后、或出現明顯的試驗故障而停試后進行的，其疲勞試驗過程中的試驗監控內容和形式僅為疲勞試驗加載與試驗載荷反饋值的加載曲線容差或接近程度方面。可見，現有的飛機操縱系統疲勞試驗檢查或監控手段不能滿足實施全機主操縱系統操縱載荷和位移譜、考核操縱系統零組件及其支持件疲勞性能和操縱系統靜態性能指標的全機主操縱系統疲勞試驗的監控要求。

發明內容

本發明的目：提供一種能夠針對實施操縱載荷和位移譜的飛機全機主操縱系統疲勞試驗（系統狀態及疲勞加載）進行有效監控的分析方法，從而在涉及飛機主操縱系統的系統狀態、座艙內駕駛桿及左右腳蹬疲勞加載以及與飛機機體疲勞同試的情況下，提高飛機全機主操縱系統疲勞試驗進度且確保試驗質量，達到全面而實際考核飛機全機主操縱系統零組件及其支持件疲勞性能、同時考核飛機主操縱性系統靜態性能指標的目的，避免因試驗無效而事后補做疲勞譜塊試驗的現象。

本發明的技術解決方案：

（1）在飛機全機主操縱系統的系統狀態和疲勞加載調試完畢并全機主操縱系統疲勞試驗運行穩定正常后，針對飛機全機主操縱系統的操縱載荷和位移譜，分別采集飛機副翼、平尾及方向舵操縱系統的操縱載荷和位移的實時加載曲線數據；

（2）在實時加載曲線數據中，選取駕駛桿及左右腳蹬加載控制點初值曲線及數據、典型實時加載曲線最大值和實時加載曲線形狀特征作為典型或有效實時加載曲線數據，同時，將采集的實時加載曲線數據按照控制點操縱位移以位移控制量的形式、控制點操縱載荷以載荷監視量的形式給出；

（3）在飛機全機系統疲勞試驗操縱載荷和位移譜中，設置并確定“15+2”個典型的監控／測量點，其中15個典型的監控／測量點為15個典型的地面維護及地面實測載荷情況：地面實測副翼駕駛桿左偏極限，地面維護副翼駕駛桿左偏極限，地面維護副翼駕駛桿右偏極限，平尾大力臂狀態下的地面實測平尾駕駛桿前推極限、地面實測平尾駕駛桿后拉極限、地面維護平尾駕駛桿前推極限、地面維護平尾駕駛桿后拉極限，平尾小力臂狀態下的地面維護平尾駕駛桿前推極限、地面維護平尾駕駛桿后拉極限，方向舵大速度狀態下的地面維護方向舵左腳向前極限、地面維護方向舵右腳向前極限，方向舵小速度狀態下的地面實測方向舵左腳向前極限、地面實測方向舵右腳向前極限、地面維護方向舵左腳向前極限、地面維護方向舵右腳向前極限；“15+2”中的2個典型的監控／測量點為2個典型的地面維護剎車載荷情況：方向舵操縱系統大速度狀態下的地面維護小剎車情況和方向舵操縱系統小速度狀態下的地面維護大剎車情況。分別對“15+2”個典型監控／測量點進行驗證加載試驗，以確定對應“15+2”個典型監控／測量點的實時加載曲線數據即加載控制點初值曲線及數據、典型操縱載荷和位移實時加載曲線數據最大值的穩定范圍，以及表征操縱載荷／位移實時加載曲線的固有形狀特點和加載線性程度的加載曲線形狀特征，從而形成飛機全機主操縱系統疲勞試驗的系統狀態及疲勞加載監控分析的模板；

（4）在飛機全機主操縱系統疲勞試驗過程中，將對應典型監控／測量點采集的實時加載曲線數據與其模板數據分別進行對比，及時對全機主操縱系統狀態以及疲勞加載實施有效監控；若數據不在模板的穩定范圍內，則在疲勞試驗現場對相關區域的操縱系統及其支持部位進行檢查，若數據在模板的穩定范圍內，則繼續當前試驗周期的飛機全機主操縱系統疲勞試驗或進行下一個試驗周期的飛機全機主操縱系統疲勞試驗。

本發明具有的優點和有益效果：與現有技術相比較，本發明能夠在實施飛機操縱載荷和位移譜的全機主操縱系統疲勞試驗過程中對其系統狀態及疲勞加載進行有效監控，能夠及時發現和處理疲勞試驗中出現的有關系統狀態以及疲勞加載方面的各類試驗故障及問題，避免事后發現因試驗無效而補做或重復全機系統周期或塊譜試驗的現象，保證了試驗質量，同時，大大提高了試驗進度。