CN105758629B - 一种飞行器强度试验中的随动加载方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种随动加载方法，尤其是飞行器强度试验中的随动加载方法，包括以下步骤：1：将试验件安装在承力支架上；2：安装位控与力控作动筒；3：在试验件上布置位移传感器；4：采用二次或三次插值函数模拟机翼变形后的形状；5：控制系统解算出试验件变形后的加载位置；步骤6：控制系统控制力控和位控作动筒使加载力方向与试验件受载后的变形一致。本发明首先能实时的根据试验件变形实现随动加载；其次是使用现有的控制系统进行控制，不用单独开发一套控制系统，能节约大量的经费；最后本方法针对大变形的部件试验，如大展弦比机翼效果更佳。

Description

一种飞行器强度试验中的随动加载方法

技术领域

本发明涉及一种随动加载方法，尤其是飞行器强度试验中的随动加载方法。

背景技术

在飞行器部件试验中，试验件受载后，产生变形，会导致受载方向与实际要求不同，引起加载误差，这在起落架静力试验和大展弦比机翼静力试验中尤其明显。

在飞行器试验中因该问题在大展弦比机翼加载试验中较突出，以大展弦比机翼静力试验为例，试验中载荷一般沿着机翼展向分截面给出载荷，其中法线方向的气动升力是最主要的载荷。如说明书附图1所示，虚线代表机翼加载点的法线方向，如果加载位置不变，法向的加载误差ΔF＝F(1-cosβ)＝F(1-cos(α+γ))，因为α，γ是随着F增大而递增的，所以误差ΔF也是随着F增加而递增的。

在实际的机翼静力试验中，有时采用预置加载位置的方式，即通过理论计算得到机翼在最大载荷的变形，根据计算得到的理论变形将加载位置预先设置在该处，如附图2，虚线代表机翼加载点的法线方向。

由附图2可知，只有在加载到最大载荷后，由机翼变形引起的加载方向改变所造成的误差才会最小，在初始位置时误差最大。而且理论计算本身也存在误差。

由附图1，2可知，要从根本上消除加载方向引起的误差，加载位置应随着试件的变形而改变，即要实现随动加载。

发明内容

本发明是一种飞行器强度试验方法，是一种保证试验件受载变形后载荷方向适应试验件变形的一种加载方法，发明目的在于使用现有控制设备，在较低的试验成本的前提下，发明一种解决随动加载的方法，提高验证精度。

本发明采取的技术方案为：一种飞行器强度试验中的一种随动加载方法包括以下步骤：

步骤1：将试验件安装在承力支架上；

步骤2：安装位控与力控作动筒；

步骤3：在试验件上布置位移传感器；

步骤4：采用二次或三次插值函数模拟机翼变形后的形状；

步骤5：控制系统解算出试验件变形后的加载位置；

步骤6：控制系统控制力控和位控作动筒使加载力方向与试验件受载后的变形一致。

有益技术效果：

首先能实时的根据试验件变形实现随动加载；其次是使用现有的控制系统进行控制，不用单独开发一套控制系统，能节约大量的经费；最后本方法针对大变形的部件试验，如大展弦比机翼效果更佳。

附图说明

图1为加载位置不变时机翼的受载情况；

图2为预置加载位置为最大载荷时机翼受载情况；

图3为随动测试原理图；

图4为位移控制命令产生过程

图5为随动加载方案；

其中，O：原点、1：第一位移测量点、2：第二位移测量点、3：滑轮中轴线、4：测量机翼模拟件变形的位移传感器、5：机翼模拟件、6：力控作动筒、7：载荷传感器、8：位控作动筒、9：用于位移控制的位移传感器、10：滑块、11：导轨、12：承力支架、13：力控用载荷传感器、14：加载钢索。

具体实施方式

下面结合说明书附图对本发明作进一步详细描述。

一种飞行器强度试验中的一种随动加载方法，包括以下步骤：

步骤1：将机翼模拟件5和力控作动筒6分别安装在承力支架12上，力控用载荷传感器13通过加载钢索14与机翼模拟件5连接；

步骤2：安装位控作动筒8。安装导轨11，将安装在导轨11上的滑块10与位控作动筒8连接(其中用于位移控制的位移传感器9安装在位控作动筒8上)；

步骤3：在机翼模拟件上布置测量机翼模拟件变形的位移传感器4；

步骤4：采用二次或三次插值函数模拟机翼变形后的形状；

用二次曲线来近似模拟试验件变形后的形状。取原点，第一位移测量点1，第二位移测量点2三点进行拉格朗日插值得到试件变形后的外形方程，得：

(式1)

步骤5：控制系统解算出试验件变形后的加载位置；

将加载点横坐标x_k带入式1，得：

(式2)

因f(x_z)是y₁，y₂的函数，所以可用函数e₁(y₁,y₂)表示

对式1求导：

(式3)

将加载点横坐标x_k带入式3:

(式4)

因f'(x_z)是y₁，y₂的函数，所以可用函数e₂(y₁,y₂)表示。过点x_k做出挠曲线在加载点的法线即加载方向的方程:

(式5)

滑轮中轴线3的方程为：

g(x)＝h (式6)

由式5、式6解得挠曲线在加载点的法线与滑轮轨迹线交点坐标为((f(x_k)-h)f'(x_k)+x_k，h)，所以位控作动筒的位置函数ΔL(y₁,y₂)为：

ΔL(y₁,y₂)＝f′(x_k)(f(x_k)-h)＝e₂(y₁,y₂)e₁(y₁,y₂)-h) (式7)

y₁，y₂可由测量机翼模拟件变形的位移传感器4测得，带入式7，就能得到在该变形情况下位控作动筒8的输入。

步骤6：控制系统控制力控和位控作动筒使加载力方向与试验件受载后的变形一致。

控制系统的力控通道用来施加试验件上的载荷，位控通道用来控制试验件的加载方向。力控制通道采用传统模式，命令由预先设定的载荷谱输出。位移控制模式与力控略有差别，首先增加了两个虚拟变量，用以实时存放两个位移测量点的信号。而位移控制通道的特殊函数功能被打开，特殊函数功能让控制通道的控制命令由用户给出的特有函数产生，而不再使用预先设定的载荷谱来产生。特殊函数能实现一些初等函数功能。式7就是位移控制通道需要的特殊函数，它有两个变量y₁，y₂，将两个虚拟变量SM1，SM2代入式7就可输出位控通道的位移命令值。

步骤6除上述方法之外，还可以采用SBC(Signal-Based Command)或Caculationsin the Loop这样的控制方式。

Claims (2)

1.一种飞行器强度试验中的随动加载方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤1：将试验件安装在承力支架上；

步骤2：安装位控与力控作动筒；

步骤3：在试验件上布置位移传感器；

步骤4：采用二次或三次插值函数模拟机翼变形后的形状；

用二次曲线来近似模拟试验件变形后的形状，取原点，第一位移测量点1，第二位移测量点2三点进行拉格朗日插值得到试件变形后的外形方程，得：

步骤5：控制系统解算出试验件变形后的加载位置；

将加载点横坐标x_k带入式1，得：

因f(x_z)是y₁，y₂的函数，所以可用函数e₁(y₁,y₂)表示，

对式1求导：

将加载点横坐标x_k带入式3:

因f'(x_z)是y₁，y₂的函数，所以可用函数e₂(y₁,y₂)表示， 过点x_k做出挠曲线在加载点的法线即加载方向的方程:

滑轮中轴线3的方程为：

g(x)＝h (式6)

由式5、式6解得挠曲线在加载点的法线与滑轮轨迹线交点坐标为((f(x_k)-h)f'(x_k)+x_k，h)，所以位控作动筒的位置函数ΔL(y₁,y₂)为：

ΔL(y₁,y₂)＝f′(x_k)(f(x_k)-h)＝e₂(y₁,y₂)e₁(y₁,y₂)-h) (式7)

y₁，y₂可由测量机翼模拟件变形的位移传感器4测得，带入式7，就能得到在该变形情况下位控作动筒8的输入；

步骤6：控制系统控制力控和位控作动筒使加载力方向与试验件受载后的变形一致。

2.根据权利要求1所述的飞行器强度试验中的随动加载方法，其特征在于：步骤6中的控制方式还可以为SBC或Caculations in the Loop。