CN104044752B

CN104044752B - 一种试验差动约束方法

Info

Publication number: CN104044752B
Application number: CN201410284788.3A
Authority: CN
Inventors: 宋鹏飞; 王征; 夏峰; 王刚; 郑龙刚; 李晓冬
Original assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Current assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date: 2014-06-24
Filing date: 2014-06-24
Publication date: 2016-08-17
Anticipated expiration: 2034-06-24
Also published as: CN104044752A

Abstract

本发明涉及一种差动约束技术，特别是涉及一种用于飞机结构强度试验中飞机支持的约束。本发明在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，准确计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。

Description

一种试验差动约束方法

技术领域

本发明涉及一种差动约束技术，特别是涉及一种用于飞机结构强度试验中飞机支持的约束。

背景技术

在飞机结构试验中，试验件的支持方案直接关系到试验质量、安全和试验结果的有效性。全机试验一般采用全机悬空静定约束形式，通常是起落架悬空支持，即起落架悬空支持的垂向约束采用前起、左、右主起落架垂向接头，通过撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架下部悬挂配重，利用配重限制飞机向上的移动，具体见图1。

在试验过程中，采用悬挂配重的方式限制飞机向上移动有局限性，例如：在试验加载过程中，由于某些原因造成约束点载荷过小，或者配重重量不足以起到约束作用，飞机就会产生向上位移，这样会对试验带来安全隐患，影响到加载点的加载准确性。

发明内容

本发明的目的是：提供一种增加安装向下约束设备，利用控制系统计算约束点反馈，在试验中实时监视约束点反馈，以保证试验加载安全，实现可靠的垂向双向约束的方法。

本发明的技术方案是：一种试验差动约束方法，其在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。

其中，约束点反馈计算见公式(1)：

F1×a+G×c+M＝F2×b+P×b

P＝(F1×a+G×c+M)/b-F2

P＝F1×(a/b)-F2+(G×c+M)/b

P＝K×F1-F2+B (1)

其中，F1为向上约束传感器值，F2为向下约束传感器值，P为支反力，K为a/b是力臂比，B为(G×c+M)/b，G为撬杠重量，M为摩擦力矩，a、b为撬杠力臂，c为撬杠偏心距离。

所述的试验差动约束方法的具体步骤如下：

a)在飞机支持前进行向上约束传感器、向下约束传感器数据测量；

b)将测量的多组数据通过最小二乘法进行线性拟合，得到约束点反馈计算公式(1)；

c)将公式输入控制系统前起约束点反馈计算通道；

d)重复上述a)～c)过程，完成左、右主起落架反馈计算，并输入反馈计算通道；

e)将飞机的前起落架、左右主起落架悬空支持在支持系统上。

f)试验时，通过计算通道实施监视计算通道载荷反馈。

飞机前起落架支持时，前起落架通过由支持立柱、支持撬杠、向上约束设备、向上约束传感器、向下约束设备、向下约束传感器组成的前起支持系统悬空支持，其中，前起落架的假轮向上接头通过连接件与撬杠右端加载孔连接；撬杠通过中部承载孔、支持立柱单耳接头组成铰支点；支持立柱固定在承力地坪的地轨上；撬杠左端加载孔与向上约束传感器连接，并通过向上约束设备连接到承力地坪，组成向上约束，前起落架的假轮向下接头与向下约束传感器连接，并通过向下约束设备连接到承力地坪，组成向下约束，所述向下约束、向上约束组成了差动约束。

本发明的优点是：本发明通过增加安装向下约束设备，利用控制系统准确计算约束点反馈，在试验中实时监视约束点反馈，以保证试验加载安全，实现可靠的垂向双向约束有效利用了现有试验设备，实现了试验垂向的双向约束。

附图说明

图1是一种现有技术试验约束方式的示意图；

图2是本发明试验差动约束方法的飞机悬空支持示意图；

图3是前起支持示意图；

图4是支持撬杠受力示意图，

其中，1-飞机、2-前起落架、3-左右主起落架、4-悬空支持支持系统、5-前起落架、6-立柱、7-支持撬杠、8-向上约束设备、9-向上约束传感器、10-向下约束设备、11-向下约束传感器。

具体实施方式

下面通过实施例对本发明做进一步的说明：

本发明试验差动约束方法在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动。在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，准确计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。

请参阅图2，其是本发明试验差动约束方法的飞机悬空支持示意图。

将飞机1的前起落架2、左右主起落架3悬空支持在支持系统4上。

以前起支持系统为例，图3是前起支持示意图，前起落架5通过由支持立柱6、支持撬杠7、向上约束设备8、向上约束传感器9、向下约束设备10、向下约束传感器11组成的前起支持系统悬空支持。其中，前起落架5的假轮向上接头通过连接件与撬杠7右端加载孔连接；撬杠7通过中部承载孔、支持立柱6单耳接头组成铰支点；支持立柱6固定在承力地坪的地轨上；撬杠7左端加载孔与向上约束传感器9连接，并通过向上约束设备8连接到承力地坪，组成向上约束。前起落架5的假轮向下接头与向下约束传感器11连接，并通过向下约束设备10连接到承力地坪，组成向下约束。向下约束、向上约束组成了差动约束方式。

其中，F1为向上约束传感器值，F2为向下约束传感器值，P为支反力，K为a/b(力臂比)，B为(G×c+M)/b。G为撬杠重量，M为摩擦力矩，a、b为撬杠力臂，c为撬杠偏心距离。

约束点反馈计算见公式(1)：

F1×a+G×c+M＝F2×b+P×b

P＝(F1×a+G×c+M)/b-F2

P＝F1×(a/b)-F2+(G×c+M)/b

P＝K×F1-F2+B (1)

在飞机悬空支持前对起落架垂向差动约束进行测量，F1为向上约束传感器9反馈载荷，F2为向下约束传感器11反馈载荷。测量时，如图4，支持撬杠7处于水平状态，P为0，公式1转换为：F2＝K×F1+B。施加不同的F1载荷，测量F2数据。多次施加，记录多组F1、F2测量数据。

使用最小二乘法对测量数据进行直线拟合，将计算公式输入控制系统计算通道，就能实现实时监视约束点反馈。

本发明试验差动约束方法的具体实施过程如下，其通过以下步骤实现：

a)如图3所示安装的支持系统在飞机支持前进行向上约束传感器9、向下约束传感器11数据测量；

b)将测量的多组数据通过最小二乘法进行线性拟合，得到约束点反馈计算公式，见公式(1)；

c)将公式输入控制系统前起约束点反馈计算通道；

e)如图2所示，将飞机1的前起落架2、左右主起落架3悬空支持在支持系统4上。

f)试验时，通过计算通道实施监视计算通道载荷反馈。

Claims

1.一种试验差动约束方法，其特征在于，在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视；

约束点反馈计算见公式(1)：

F1×a+G×c+M＝F2×b+P×b

P＝(F1×a+G×c+M)/b-F2

P＝F1×(a/b)-F2+(G×c+M)/b

P＝K×F1-F2+B (1)

2.根据权利要求1所述的试验差动约束方法，其特征在于，具体步骤如下：

c)将公式输入控制系统前起落架约束点反馈计算通道；

e)将飞机的前起落架、左右主起落架悬空支持在支持系统上；

f)试验时，通过计算通道实施监视计算通道载荷反馈。

3.根据权利要求2所述的试验差动约束方法，其特征在于，飞机前起落架支持时，前起落架通过由支持立柱、支持撬杠、向上约束设备、向上约束传感器、向下约束设备、向下约束传感器组成的前起落架支持系统悬空支持，其中，前起落架的假轮向上接头通过连接件与撬杠右端加载孔连接；撬杠通过中部承载孔、支持立柱单耳接头组成铰支点；支持立柱固定在承力地坪的地轨上；撬杠左端加载孔与向上约束传感器连接，并通过向上约束设备连接到承力地坪，组成向上约束，前起落架的假轮向下接头与向下约束传感器连接，并通过向下约束设备连接到承力地坪，组成向下约束，所述向下约束、向上约束组成了差动约束。