CN109324627B - 一种全机静力试验中姿态控制方法 - Google Patents

一种全机静力试验中姿态控制方法 Download PDF

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    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft

Abstract

本申请提供了一种全机静力试验中姿态控制方法。所述全机静力试验中姿态控制方法包括如下步骤：步骤1：对试验机进行约束；步骤2：计算出飞机主起落架航向以及侧向位控作动筒调整量；步骤3：预试中测得试验机实际刚体变形；步骤4：主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量进行线性插值得到每一级调整量并开展预试；步骤5：对位控作动筒参数进行修正；将修正后参数输入位控作动筒控制系统，在试验中位控作动筒通过预设参数主动实时调整飞机姿态。本申请的全机静力试验中姿态控制方法能够主动控制飞机姿态，降低试验风险，提高试验技术水平；能够便捷实现大型飞机航向、侧向、偏航等姿态控制，实用性强。

Description

一种全机静力试验中姿态控制方法
技术领域
本申请属于飞机全机静力试验技术领域，特别涉及一种全机静力试验中姿态控制方法。
背景技术
目前全机静力试验中，试验机的支持方式普遍采用六自由度静定支持约束，支持部位选择试验机上刚度较大的非考核部位。根据上述支持设计原则，试验机全机静力试验时主要支持方式为起落架静定支持，即在前起落架约束垂向位移，左、右主起落架约束垂向位移和航向位移，右起落架约束侧向位移。每个支持约束点上，都安装有载荷传感器，对试验中支持约束点的载荷进行监视。
采用起落架作为支持结构时，起落架自身刚度虽然较大，在试验中仍会发生一定变形，尤其对于采用长支柱起落架且固定于机翼上的试验机。此时在全机静力试验中，由于飞机机翼柔性较大导致起落架发生较大变形，造成飞机机体姿态容易发生改变，进而使试验加载点加载位置产生微小改变，降低试验加载精度。为保证在全机静力试验中起落架大变形情况下的飞机姿态稳定以避免影响各加载点加载角度。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种全机静力试验中姿态控制方法，以解决现有技术的中的至少一个上述缺陷。
本申请的技术方案是：
本申请提供一种全机静力试验中姿态控制方法，所述全机静力试验中姿态控制方法包括如下步骤：
步骤1：对试验机进行约束；
步骤2：计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架位移作动筒调整量；
步骤3：在试验机上布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形；
步骤4：将所述步骤2中获得的主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量进行线性插值得到每一级调整量，将参数输入控制系统中并开展预试；
步骤5：通过预试得到试验机姿态在试验中实际变化量，根据此变化量对位控作动筒参数进行修正；将修正后参数输入位控作动筒控制系统，在试验中位控作动筒通过预设参数主动实时调整飞机姿态，最终实现试验中飞机姿态精确控制。
优选地，所述步骤1具体为：
在前起落架约束垂向位移；
在右起落架或左主起落架约束侧向位移；
在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；
在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；
在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束。
优选地，所述步骤2具体为：建立飞机刚体简化模型计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。
优选地，所述步骤3具体为：
在试验机上选择预设点且除起落架外的其他非考核部位布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形。
优选地，所述飞机主起落架位移作动筒调整量包括航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。
优选地，所述理论变形通过有限元模型计算获得。
优选地，所述在前起落架约束垂向位移具体为：
在左主起落架位置约束垂向位移和航向位移并且在右主起落架位置约束垂向位移和航向位移。
优选地，所述建立飞机刚体简化模型计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量具体为：
建立飞机刚体简化模型，基于试验机有限元模型计算试验中飞机起落架理论变形，计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。
优选地，所述预设点为非考核部位且在试验过程中弹性变形相对于其他位置小的区域。
优选地，在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束具体为：在左主起落架航向安装位控作动筒进行主动约束；在右主起落架航向安装位控作动筒进行主动约束；在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行主动约束。
本申请的全机静力试验中姿态控制方法首次提出了全机静力试验姿态精确控制技术，能够确保全机静力试验中飞机姿态误差小于10mm；
试验中能够主动控制飞机姿态，降低试验风险，提高试验技术水平；
能够便捷实现大型飞机航向、侧向、偏航等姿态控制，实用性强。
附图说明
图1是根据本发明第一实施例的全机静力试验中姿态控制方法的流程示意图。
图2为本发明的全机静力试验中姿态控制方法中的试验机的刚体简化示意图；
图3为本发明的全机静力试验中姿态控制方法中的位移测量点示意图；
图4为本发明的本发明的全机静力试验中姿态控制方法中技术原理示意图；
图5为本发明的本发明的全机静力试验中姿态控制方法中技术原理局部示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
图1是根据本发明第一实施例的全机静力试验中姿态控制方法的流程示意图。
图2为本发明的全机静力试验中姿态控制方法中的试验机的刚体简化示意图；
图3为本发明的全机静力试验中姿态控制方法中的位移测量点示意图；
图4为本发明的本发明的全机静力试验中姿态控制方法中技术原理示意图；
图5为本发明的本发明的全机静力试验中姿态控制方法中技术原理局部示意图。
如图1所示的全机静力试验中姿态控制方法包括如下步骤：步骤1：对试验机进行约束；
步骤2：计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架位移作动筒调整量；
步骤3：在试验机上布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形；
步骤4：将所述步骤2中获得的主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量进行线性插值得到每一级调整量，将参数输入控制系统中并开展预试；
步骤5：通过预试得到试验机姿态在试验中实际变化量，根据此变化量对位控作动筒参数进行修正；将修正后参数输入位控作动筒控制系统，在试验中位控作动筒通过预设参数主动实时调整飞机姿态，最终实现试验中飞机姿态精确控制。
本申请的全机静力试验中姿态控制方法首次提出了全机静力试验姿态精确控制技术，能够确保全机静力试验中飞机姿态误差小于10mm；
试验中能够主动控制飞机姿态，降低试验风险，提高试验技术水平；
能够便捷实现大型飞机航向、侧向、偏航等姿态控制，实用性强。
在本实施例中，所述步骤1具体为：
在前起落架约束垂向位移；
在右起落架或左主起落架约束侧向位移；
在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；
在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；
在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束。
在本实施例中，所述步骤2具体为：建立飞机刚体简化模型计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。
在本实施例中，所述步骤3具体为：
在试验机上选择预设点且除起落架外的其他非考核部位布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形。
在本实施例中，所述飞机主起落架位移作动筒调整量包括航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。
在本实施例中，所述理论变形通过有限元模型计算获得。
在本实施例中，所述在前起落架约束垂向位移具体为：
在左主起落架位置约束垂向位移和航向位移并且在右主起落架位置约束垂向位移和航向位移。
在本实施例中，所述建立飞机刚体简化模型计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量具体为：
建立飞机刚体简化模型，基于试验机有限元模型计算试验中飞机起落架理论变形，计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。
在本实施例中，所述预设点为非考核部位且在试验过程中弹性变形相对于其他位置小的区域。
在本实施例中，在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束具体为：
在左主起落架航向安装位控作动筒进行主动约束；
在右主起落架航向安装位控作动筒进行主动约束；
在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行主动约束。
以某大型民用飞机全机静力试验为例，飞机在试验中姿态发生偏航。
某大型民用飞机采用六自由度静定约束，在前起落架约束垂向位移，左、右主起落架约束垂向位移和航向位移，右起落架约束侧向位移，其中左、右主起落架航向及右主起落架侧向采用位控作动筒约束。
参照图2，对飞机进行工程简化，认为其机体是刚体。
通过有限元等理论计算方法分析试验中飞机在六自由度静定约束下飞机机体的姿态变化量，并计算主起航向、侧向位控作动筒各加载级数下位移调整量。
参照图3，在机头、后机身水平构水线分别选取侧向位移测量点(两个测量点距离要远)，在机头水平构水线选取航向位移测量点，在预试中测量飞机在航向和侧向位移量。
参照图4，依据预试测量结果，考虑到飞机侧向偏移量远远小于两测量点航向距离，对飞机进行合理的假设和简化，通过式1～式7计算主起航向、侧向位控作动筒调整量，对理论分析飞机位移量进行修正。
依据修正后的参数进行正式试验，试验中通过预设位控作动筒参数进行位移补偿，实现飞机姿态稳定控制。
飞机机头、机尾测量点未发生航向位移量，图中黑色实线为变形前飞机姿态，红色实线为变形后飞机姿态。工程简化可认为图4中三角形A和三角形B为近似三角形，飞机机头偏移量a1,中后机身偏移量a2，两个位移点航向距离L，主起落架支点距机头测量点距离为d，距飞机对称面距离为h，由图4可知，参数计算公式如下：
Figure BDA0001793026210000071
Figure BDA0001793026210000072
Figure BDA0001793026210000073
Figure BDA0001793026210000074
sinθ＝a1/b1....................(4)
Figure BDA0001793026210000075
g1＝h*sinθ-e....................(6)
g2＝h*sinθ+e....................(7)
其中x1为此刻飞机主起侧向应调整位移量，g1和g2分别是此刻飞机左、右主起航向应调整位移量，通过位控作动筒调整约束点位移。试验中，飞机偏航导致的侧向位移误差量相较于机身侧向测量点非常小，式6和式7中e非常小，可根据实际情况确定是否省略。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述全机静力试验中姿态控制方法包括如下步骤：
步骤1：对试验机进行约束；
步骤2：计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架位移作动筒调整量；
步骤3：在试验机上布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形；
步骤4：将所述步骤2中获得的主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量进行线性插值得到每一级调整量，将参数输入控制系统中并开展预试；
步骤5：通过预试得到试验机姿态在试验中实际变化量，根据此变化量对位控作动筒参数进行修正；将修正后参数输入位控作动筒控制系统，在试验中位控作动筒通过预设参数主动实时调整飞机姿态，最终实现试验中飞机姿态精确控制；
所述步骤1具体为：
在前起落架约束垂向位移；
在右起落架或左主起落架约束侧向位移；
在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；
在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；
在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束；
所述步骤2具体为：建立飞机刚体简化模型计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量；
所述步骤3具体为：
在试验机上选择预设点且除起落架外的其他非考核部位布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形。
2.如权利要求1所述的全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述飞机主起落架位移作动筒调整量包括航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。
3.如权利要求2所述的全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述在前起落架约束垂向位移具体为：
在左主起落架位置约束垂向位移和航向位移并且在右主起落架位置约束垂向位移和航向位移。
4.如权利要求3所述的全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述建立飞机刚体简化模型计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量具体为：
建立飞机刚体简化模型，基于试验机有限元模型计算试验中飞机起落架理论变形，计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。
5.如权利要求4所述的全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述预设点为非考核部位且在试验过程中弹性变形相对于其他位置小的区域。
6.如权利要求5所述的全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，
在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；
在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；
在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束具体为：
在左主起落架航向安装位控作动筒进行主动约束；
在右主起落架航向安装位控作动筒进行主动约束；
在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行主动约束。
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