[發(fā)明專利]一種飛行器強度試驗中的隨動加載方法

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• 申請?zhí)枺?/td>: 201410797783.0
• 申請日: 2014-12-19
• 公開（公告）號: CN105758629A
• 公開（公告）日: 2016-07-13
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 王銅;凌奇;洪偉;鄭家園;王太光
• 申請（專利權(quán)）人: 成都飛機設(shè)計研究所
• 主分類號: G01M13/00
• 分類號: G01M13/00
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 趙云

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種隨動加載方法，尤其是飛行器強度試驗中的隨動加載方法。

背景技術(shù)

在飛行器部件試驗中，試驗件受載后，產(chǎn)生變形，會導(dǎo)致受載方向與實際要求不同，引起加載誤差，這在起落架靜力試驗和大展弦比機翼靜力試驗中尤其明顯。

在飛行器試驗中因該問題在大展弦比機翼加載試驗中較突出，以大展弦比機翼靜力試驗為例，試驗中載荷一般沿著機翼展向分截面給出載荷，其中法線方向的氣動升力是最主要的載荷。如說明書附圖1所示，虛線代表機翼加載點的法線方向，如果加載位置不變，法向的加載誤差ΔF＝F(1-cosβ)＝F(1-cos(α+γ))，因為α，γ是隨著F增大而遞增的，所以誤差ΔF也是隨著F增加而遞增的。

在實際的機翼靜力試驗中，有時采用預(yù)置加載位置的方式，即通過理論計算得到機翼在最大載荷的變形，根據(jù)計算得到的理論變形將加載位置預(yù)先設(shè)置在該處，如附圖2，虛線代表機翼加載點的法線方向。

由附圖2可知，只有在加載到最大載荷后，由機翼變形引起的加載方向改變所造成的誤差才會最小，在初始位置時誤差最大。而且理論計算本身也存在誤差。

由附圖1，2可知，要從根本上消除加載方向引起的誤差，加載位置應(yīng)隨著試件的變形而改變，即要實現(xiàn)隨動加載。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明是一種飛行器強度試驗方法，是一種保證試驗件受載變形后載荷方向適應(yīng)試驗件變形的一種加載方法，發(fā)明目的在于使用現(xiàn)有控制設(shè)備，在較低的試驗成本的前提下，發(fā)明一種解決隨動加載的方法，提高驗證精度。

本發(fā)明采取的技術(shù)方案為：一種飛行器強度試驗中的一種隨動加載方法包括以下步驟：

步驟1：將試驗件安裝在承力支架上；

步驟2：安裝位控與力控作動筒；

步驟3：在試驗件上布置位移傳感器；

步驟4：采用二次或三次插值函數(shù)模擬機翼變形后的形狀；

步驟5：控制系統(tǒng)解算出試驗件變形后的加載位置；

步驟6：控制系統(tǒng)控制力控和位控作動筒使加載力方向與試驗件受載后的變形一致。

有益技術(shù)效果：

首先能實時的根據(jù)試驗件變形實現(xiàn)隨動加載；其次是使用現(xiàn)有的控制系統(tǒng)進行控制，不用單獨開發(fā)一套控制系統(tǒng)，能節(jié)約大量的經(jīng)費；最后本方法針對大變形的部件試驗，如大展弦比機翼效果更佳。

附圖說明

圖1為加載位置不變時機翼的受載情況；

圖2為預(yù)置加載位置為最大載荷時機翼受載情況；

圖3為隨動測試原理圖；

圖4為位移控制命令產(chǎn)生過程

圖5為隨動加載方案；

其中，O：原點、1：第一位移測量點、2：第二位移測量點、3：滑輪中軸線、4：測量機翼模擬件變形的位移傳感器、5：機翼模擬件、6：力控作動筒、7：載荷傳感器、8：位控作動筒、9：用于位移控制的位移傳感器、10：滑塊、11：導(dǎo)軌、12：承力支架、13：力控用載荷傳感器、14：加載鋼索。

具體實施方式

下面結(jié)合說明書附圖對本發(fā)明作進一步詳細描述。

一種飛行器強度試驗中的一種隨動加載方法，包括以下步驟：

步驟1：將機翼模擬件5和力控作動筒6分別安裝在承力支架12上，力控用載荷傳感器13通過加載鋼索14與機翼模擬件5連接；

步驟2：安裝位控作動筒8。安裝導(dǎo)軌11，將安裝在導(dǎo)軌11上的滑塊10與位控作動筒8連接(其中用于位移控制的位移傳感器9安裝在位控作動筒8上)；

步驟3：在機翼模擬件上布置測量機翼模擬件變形的位移傳感器4；

步驟4：采用二次或三次插值函數(shù)模擬機翼變形后的形狀；

用二次曲線來近似模擬試驗件變形后的形狀。取原點，第一位移測量點1，第二位移測量點2三點進行拉格朗日插值得到試件變形后的外形方程，得：