CN103043225A - 一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种试验加载技术，特别是一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统及方法。本发明力控与位控结合加载系统包括力控作动筒、位控作动筒、力控传感器、位移传感器、控制模块、连接用加载设备以及跨越干涉件用加载设备。其中，跨越干涉件用加载设备两端分别设置有连接用加载设备，每个连接用加载设备分别与力控作动筒和位控作动筒相连，力控作动筒设置有控制加载的加载模块和力控传感器，位控作动筒上设置有用于控制加载的控制模块。本发明根据载荷谱的控制指令，控制力控作动筒和位控作动筒分别在跨越干涉件的加载设备两端施加载荷，可使加载设备随试验件的变形而随动，并可避免试验过程中加载设备与试件的干涉情况。

Description

一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统及方法
技术领域
本发明涉及一种试验加载技术，特别是一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统及方法。
背景技术
在全尺寸飞机结构的静力/疲劳强度试验中，对于加载时需要采取加载设备跨越干涉件的情况，以往会采用主动被动相结合的加载方式施加载荷，即试验件的载荷需要由一个通过作动筒施加载荷的主动加载点和一个仅采用连接件连接的被动加载点来进行施加。若试验件变形较大，则在载荷的施加过程中，由于被动加载点无法随动，需由主动加载点作动筒进行变形补偿，试验件的变形越大，跨越干涉件用加载设备越倾斜，这样可能造成作动筒行程无法满足试验要求，加载设备与干涉件碰撞，影响试验的正常进行；同时随着加载设备倾斜状况的加剧，会导致加载力线出现偏移，影响加载精度。
发明内容
本发明的目的是：提出一种通过采用力控和位控结合加载系统，解决试验件变形较大并且主动载荷需要跨越干涉件施加的难题。
另外，本发明还提供一种力控和位控结合加载的方法。
本发明的技术方案是：一种用于飞机结构强度试验的力控与位控结合加载系统，其包括力控作动筒、位控作动筒、力控传感器、位移传感器、控制模块、连接用加载设备以及跨越干涉件用加载设备，其中，跨越干涉件用加载设备两端分别设置有连接用加载设备，每个连接用加载设备分别与力控作动筒和位控作动筒相连，力控作动筒设置有控制加载的加载模块和力控传感器，位控作动筒上设置有用于控制加载的控制模块，而位移传感器与试验件连接。
一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法，控制模块根据载荷谱的控制指令，控制力控作动筒和位控作动筒分别在跨越干涉件的加载设备两端施加载荷。
所述的用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法，进一步包括如下步骤：
d)试验的安装
搭建力控和位控结合加载系统，将力控作动筒、位控作动筒、连接用加载设备和跨越干涉件用加载设备、力控传感器、控制模块以及位移传感器安装到位；
e)试验载荷谱的确定
力控作动筒指令根据试验载荷需求，预先设定；
位控作动筒的指令由该试验件在试验过程中所测得位移变形量确定；
f)载荷施加
力控作动筒和位控作动筒根据各自指令同时对试验件进行载荷施加，随着力控作动筒试验载荷的施加，位控作动筒同时根据指令随着试验件的变形而随动，使得跨越干涉件加载设备随着试验件的变形而平动。
位控作动筒根据试验件在试验过程中所测得位移变形量所得到的指令，由位移传感器测定。
本发明的技术效果是：本发明力控位控结合加载方法及系统具有以下优点：
●可避免试验过程中加载设备与试件的干涉情况；
●可使加载设备随试验件的变形而随动；
●可根据试验数据不断修正改良，兼顾多项试验需求；
●可使试验件的受力更加真实；
●安装简单、实用性强。
附图说明
图1是本发明用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统的结构示意图；
图2是本发明用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统实际工作示意图，
其中，1－连接用加载设备、2－控制模块、3－力控作动筒、4－干涉件、5－连接用加载设备、6－控制模块、7－位控作动筒、8－力控传感器、9－位移传感器、10－试验件、11－加载设备、12－跨越用加载设备。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的说明：
参考图1，本发明用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统包括力控作动筒3、位控作动筒8、力控传感器9、控制模块2与7、连接用加载设备1与5、跨越干涉件用加载设备13以及位移传感器10。其中，跨越干涉件用加载设备两端分别设置有连接用加载设备，每个连接用加载设备分别与力控作动筒和位控作动筒相连，力控作动筒和位控作动筒上均设置有用于控制加载的控制模块和相应的力控传感器及位控传感器。
参考图2，本发明用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统的外置位移传感器反馈信号与位控作动筒构成闭环控制回路。力控作动筒指令根据试验载荷需求，预先设定，位控作动筒的指令由该试验件在试验过程中所测得位移变形量确定，力控传感器及位移传感器的反馈信号输入至试验控制间，转化为控制信号输入至控制模块，进而控制作动筒进行加载。其中，位移传感器反馈为实时测得，并作为位控作动筒的控制命令，以此保证位控作动筒运作与试验件变形的一致性。
本发明用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统加载方法，其具体步骤如下：
a)试验的安装
搭建力控和位控结合加载系统，将力控作动筒、位控作动筒、连接用加载设备和跨越干涉件用加载设备、力控传感器、控制模块以及位移传感器安装到位；
b)试验载荷谱的确定
力控作动筒指令根据试验载荷需求，预先设定；
位控作动筒的指令由该试验件在试验过程中所测得位移变形量确定；
c)载荷施加
力控作动筒和位控作动筒根据各自指令同时对试验件进行载荷施加，随着力控作动筒试验载荷的施加，位控作动筒同时根据指令随着试验件的变形而随动，使得跨越干涉件加载设备随着试验件的变形而平动。
其中，位控作动筒也可根据试验件理论计算变形量确定指令，此种情况下，可根据试验测量所得试验件变形位移数据进行修正，并可参考已有同类型加载变形数据。
实施例，针对以往的双垂尾飞机中，垂尾的加载采取主动被动相结合的方式，由于被动加载点不能随动，由主动加载点作动筒进行变形补偿，垂尾的变形越大，加载杠杆越倾斜。采取力控、位控相结合的加载方式，根据同系列飞机以往试验的测量位移数据及理论变形量，为位控作动筒在载荷谱中提供指令，使得加载杠杆随着垂尾变形进行平动，即力控作动筒保证载荷施加的准确性，使试验件的受力更加真实。

Claims (4)

1.一种用于飞机结构强度试验的力控与位控结合加载系统，其特征在于，包括力控作动筒、位控作动筒、力控传感器、位移传感器、控制模块、连接用加载设备以及跨越干涉件用加载设备，其中，跨越干涉件用加载设备两端分别设置有连接用加载设备，每个连接用加载设备分别与力控作动筒和位控作动筒相连，力控作动筒设置有控制加载的加载模块和力控传感器，位控作动筒上设置有用于控制加载的控制模块，而位移传感器与试验件连接。
2.一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法，其特征在于，控制模块根据载荷谱的控制指令，控制力控作动筒和位控作动筒分别在跨越干涉件的加载设备两端施加载荷。
3.根据权利要求2所述的用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法，其特征在于，进一步包括如下步骤：
a)试验的安装
搭建力控和位控结合加载系统，将力控作动筒、位控作动筒、连接用加载设备和跨越干涉件用加载设备、力控传感器、控制模块以及位移传感器安装到位；
b)试验载荷谱的确定
力控作动筒指令根据试验载荷需求，预先设定；
位控作动筒的指令由该试验件在试验过程中所测得位移变形量确定；
c)载荷施加
力控作动筒和位控作动筒根据各自指令同时对试验件进行载荷施加，随着力控作动筒试验载荷的施加，位控作动筒同时根据指令随着试验件的变形而随动，使得跨越干涉件加载设备随着试验件的变形而平动。
4.根据权利要求3所述的用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法，其特征在于，位控作动筒根据试验件在试验过程中所测得位移变形量所得到的指令，由位移传感器测定。
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