CN105571839B - 一种连续变角度循环加载方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种连续变角度循环加载方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)根据飞机操纵系统的结构特性，在操纵系统的载荷输入端(O2)设置输入作动筒(A)，在操纵系统的载荷输出端(O5)布置输出作动筒(E)；(2)根据实测或按照规范，给出输入作动筒A在不同的操纵位置下的输入载荷与位移的关系，即给出输入作动筒(A)的载荷谱P1及对应的位移谱W1，结合操作系统结构、传力特性及输入作动筒(A)和输出作动筒(E)的位置，按照操纵系统受力平衡原理推算出输出作动筒(E)的载荷谱P2及对应的位移谱W2等步骤。

Description

一种连续变角度循环加载方法

技术领域

本发明属于结构强度试验技术领域，涉及到一种连续变角度循环加载方法。

背景技术

飞机操纵系统是飞机的神经，其疲劳性能对于飞机来说尤为重要，疲劳试验是获得操纵系统的安全使用寿命的一种有效方法。

以往对于飞机操纵系统疲劳性能的考核，都是将操纵系统固定在中立位置，进行静态加载，而飞机在实际操纵过程中，操纵系统是运动的，其内部的摇臂等机构的角度是变化的，操纵系统受到载荷的大小、方向也时刻在发生变化，是一个动态受载过程。这就导致以往操作系统疲劳试验与实际受载不一致的情况。往往会出现操作系统试验给定寿命比实际使用寿命要大的问题。特别是轴承、轴套这样的零件，静态试验一般不会有任何问题，但在使用中频繁出现过度磨损等问题。也就是说，现有的试验方法不能给出真实的飞机操纵系统使用寿命。

发明内容

本发明的目的是：提供一种连续变角度循环加载方法，更加真实的反映出飞机操纵系统的受力状况，改变以往飞机操纵系统试验寿命与实际使用寿命相差较大的问题。

本发明的技术方案是：一种连续变角度循环加载方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)根据飞机操纵系统的结构特性，在操纵系统的载荷输入端(O2)设置输入作动筒(A)，在操纵系统的载荷输出端(O5)布置输出作动筒(E)；

(2)根据实测或按照规范，给出输入作动筒A在不同的操纵位置下的输入载荷与位移的关系，即给出输入作动筒(A)的载荷谱P1及对应的位移谱W1，结合操作系统结构、传力特性及输入作动筒(A)和输出作动筒(E)的位置，按照操纵系统受力平衡原理推算出输出作动筒(E)的载荷谱P2及对应的位移谱W2；

(3)在试验加载过程中，输入端作动筒(A)根据载荷谱P1进行载荷控制同时符合对应的位移谱W1、输出端作动筒(E)进行位移控制，符合载荷谱P2及对应的位移谱W2，完成一次加载，重复前面过程，实现连续变角度循环加载。

进一步的，步骤1中：通过在操纵系统的载荷输出端(O5)与输出作动筒(E)之间布置辅助摇臂(D)，使得操纵系统的受力方向正确。

进一步的，步骤1中输入端作动筒(A)和输出端作动筒(E)的额定载荷应略大于操纵系统的最大输入、输出载荷，输入端作动筒(A)和输出端作动筒(E)的使用行程应略大于操纵系统最大操纵行程。

本发明的优点是：本发明提出了一种飞机操纵系统在疲劳试验时的连续变角度循环加载方法，该方法通过在操纵系统的输入端、输出端各布置一套加载设备，输入做动筒进行载荷加载，输出做动筒模拟飞机舵面运动过程的阻力载荷，实现了对操纵系统的连续变角度循环加载；本发明对飞机操纵系统施加的载荷更加接近真实受载情况，使得操纵系统的寿命的考核更加真实，能够真实反映出操纵系统在飞机操纵时的实际受载情况。试验结果更加接近飞机在实际操纵过程中的实际使用寿命，大大提高了试验精度，并且试验实施简易可行。

附图说明

图1是操纵系统加载示意图；

图2是操纵系统位置示意图；

图3是操纵系统输入做动筒载荷-位移谱；

其中，A-输入做动筒，B-摇臂(试验考核件)，C-拉杆(试验考核件)，D-辅助摇臂，E-输出做动筒，O1-输入做动筒固定端，O2-摇臂载荷输入端，O3-摇臂固定端，O4-摇臂与拉杆连接端，O5-拉杆输入端，O6-辅助摇臂固定端，O7-辅助摇臂输出端，O8-输出做动筒固定端；

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细说明，请参阅图1至图3。

如图1所示，为操纵系统加载示意图，试验件由摇臂和拉杆组成。

如图2所示，为操纵系统位置示意图，试验件由摇臂和拉杆组成。

如图3所示，为操纵系统输入做动筒载荷-位移谱。

一种连续变角度循环加载方法，包括以下步骤：

步骤一、根据飞机操纵系统(图1)的结构特性，在操纵系统的载荷输入端O2设置输入作动筒A，在操纵系统的载荷输出端O5布置输出作动筒E；

步骤二、根据实测或按照规范，给出输入作动筒A在不同的操纵位置下的输入载荷与位移的关系，即给出输入作动筒A的载荷谱P1及对应的位移谱W1，结合操作系统结构、传力特性及输入作动筒A和输出作动筒E的位置，按照操纵系统受力平衡原理推算出输出作动筒E的载荷谱P2及对应的位移谱W2；

步骤三、在试验加载过程中，输入端作动筒A根据载荷谱P1进行载荷控制同时符合对应的位移谱W1、输出端作动筒E进行位移控制，符合载荷谱P2及对应的位移谱W2，完成一次加载，重复前面过程，实现连续变角度循环加载。

实例：

下面以该操纵系统为例对本发明做进一步详细说明。

一种在连续变角度循环加载方法，包括以下步骤：

步骤一、根据飞机操纵系统(图1)的结构特性，在操纵系统的载荷输入端O2设置输入作动筒A，在操纵系统的载荷输出端O5布置输出作动筒E，其中摇臂B和拉杆C为试验考核件，输入作动筒A模拟操纵系统助力器，其载荷始终沿O1O2方向，拉杆C的输出端O5作用到飞机舵面上，输出作动筒E模拟舵面阻力载荷，为模拟准确，增加辅助摇臂D，辅助摇臂D的转轴O6与舵面转轴位置相同，操纵系统在中立位置时，输出作动筒E的轴线与O6O7连线垂直；

步骤二、根据实测结果，给出输入作动筒A在不同的操纵位置下的输入载荷与位移的关系，即给出输入作动筒A的载荷谱P1及对应的位移谱W1(见图3所示)，根据图1和图2所示操纵系统的结构特性，O1、O3、O6、O8为固定点，O2、O4、O5、O7为运动点，根据几何原理列方程求解不同做动筒伸长量下O2、O4、O5、O7点的坐标，在所有点坐标求出的情况下，即可求出输出作动筒E的伸长量及操纵系统的传力系数，结合输入载荷P1按照力学系统平衡关系即可求出输出做动筒上的载荷P2。得到的输出作动筒E的载荷谱P2及对应的位移谱W2见表1所示；

步骤三、在试验加载过程中，输入端作动筒A根据载荷谱P1进行载荷控制同时符合对应的位移谱W1、输出端作动筒E进行位移控制，符合载荷谱P2及对应的位移谱W2，完成一次加载，重复前面过程，实现连续变角度循环加载。

表1 输入、输出作动筒对应载荷及位移

本发明提出了一种飞机操纵系统在疲劳试验时的连续变角度循环加载方法，该方法通过在操纵系统的输入端、输出端各布置一套加载设备，输入做动筒进行载荷加载，输出做动筒模拟飞机舵面运动过程的阻力载荷，实现了对操纵系统的连续变角度循环加载；本发明对飞机操纵系统施加的载荷更加接近真实受载情况，使得操纵系统的寿命的考核更加真实，能够真实反映出操纵系统在飞机操纵时的实际受载情况。试验结果更加接近飞机在实际操纵过程中的实际使用寿命，大大提高了试验精度，并且试验实施简易可行。

Claims (3)

1.一种连续变角度循环加载方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)根据飞机操纵系统的结构特性，在操纵系统的载荷输入端(O2)设置输入作动筒(A)，在操纵系统的载荷输出端(O5)布置输出作动筒(E)；

(2)根据实测或按照规范，给出输入作动筒(A)在不同的操纵位置下的输入载荷与位移的关系，即给出输入作动筒(A)的载荷谱P1及对应的位移谱W1，结合操作系统结构、传力特性及输入作动筒(A)和输出作动筒(E)的位置，按照操纵系统受力平衡原理推算出输出作动筒(E)的载荷谱P2及对应的位移谱W2；

(3)在试验加载过程中，输入作动筒(A)根据载荷谱P1进行载荷控制同时符合对应的位移谱W1、输出作动筒(E)进行位移控制，符合载荷谱P2及对应的位移谱W2，完成一次加载，重复前面过程，实现连续变角度循环加载。

2.根据权利要求1所述的连续变角度循环加载方法，其特征在于，步骤1中：通过在操纵系统的载荷输出端(O5)与输出作动筒(E)之间布置辅助摇臂(D)，使得操纵系统的受力方向正确。

3.根据权利要求1所述的连续变角度循环加载方法，其特征在于，步骤1中输入作动筒(A)和输出作动筒(E)的额定载荷应略大于操纵系统的最大输入、输出载荷，输入作动筒(A)和输出作动筒(E)的使用行程应略大于操纵系统最大操纵行程。