CN109515748A - 一种飞机襟翼非线性力加载方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞机襟翼非线性力加载方法，采用飞机襟翼非线性力加载装置进行非线性力加载，利用杠杆扭转变形原理将扭力杆一端固定，另一端扭曲，使扭力杆任意两个横截面都发生绕杆轴线的相对运动，当试验件往上运动时，通过转换机构带动扭力杆发生扭曲变形，从而使扭力杆对外界产生一个扭力矩，而这个扭力矩通过转换机构形成一个非线性作用力，作用于试验件的一端，从而实现对试验件的非线性力加载，操作简单、易于更换、成本低廉；同时工艺要求简单、易于维修及保养，实用性强。

Description

一种飞机襟翼非线性力加载方法
技术领域
本发明涉及非线性力加载技术领域，尤其涉及一种飞机襟翼非线性力加载方法。
背景技术
飞机的后缘襟翼在运动时由于受到各种因素的影响，其所受到的外力是一个非线性力（抛物线），故后缘襟翼加载就必需解决这个问题。目前主要采用伺服控制机构进行加载，但其成本太高，对液压伺服控制系统要求较高，且存在容易发生故障、维护成本高等缺陷，对于后缘襟翼验证性等单一加载试验来说，成本太高，资源浪费严重。
发明内容
本发明所解决的技术问题在于提供一种飞机襟翼非线性力加载方法，以解决上述背景技术中的缺点。
本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种飞机襟翼非线性力加载方法，采用飞机襟翼非线性力加载装置进行非线性力加载，飞机襟翼非线性力加载装置包括扭力杆摇臂、摇臂连杆、连杆、转换机构、试验件及扭力杆，扭力杆摇臂一端与扭力杆连接，扭力杆摇臂另一端与摇臂连杆连接，摇臂连杆与转换机构连接，连杆一端与转换机构连接，带动转换机构旋转，连杆另一端与试验件连接；利用杠杆扭转变形原理将扭力杆一端固定，另一端扭曲，使扭力杆任意两个横截面都发生绕杆轴线的相对运动，当试验件往上运动时，通过转换机构带动扭力杆发生扭曲变形，从而使扭力杆对外界产生一个扭力矩，而这个扭力矩通过转换机构形成一个非线性作用力，作用于试验件的一端，从而实现对试验件的非线性力加载。
在本发明中，扭力杆摇臂通过滑轨与摇臂连杆连接。
在本发明中，转换机构包括过渡摇臂。
在本发明中，过渡摇臂内设置有用于限制摇臂连杆向连杆滑动的滚动滑槽。
在本发明中，过渡摇臂、连杆与试验件之间形成平行四边形结构，过渡摇臂到连杆的距离与试验件到连杆的距离相等，且过渡摇臂到连杆的直线与试验件到连杆的直线平行。
在本发明中，在过渡摇臂上设置有力传感器，用于采集扭力杆加载的荷载，为模拟载荷提供参考。
有益效果：本发明采用飞机襟翼非线性力加载装置进行非线性力加载，利用杠杆扭转变形原理将扭力杆一端固定，另一端扭曲，使扭力杆任意两个横截面都发生绕杆轴线的相对运动，当试验件往上运动时，通过转换机构带动扭力杆发生扭曲变形，从而使扭力杆对外界产生一个扭力矩，而这个扭力矩通过转换机构形成一个非线性作用力，作用于试验件的一端，从而达到对试验件的非线性力加载，操作简单、易于更换、成本低廉；同时工艺要求简单、易于维修及保养，实用性强。
附图说明
图1为本发明的较佳实施例的结构示意图。
图2为图1的简化结构示意图。
图3为本发明的较佳实施例中的旋转作动器连杆与扭力杆旋转力矩关系示意图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
参见图1～3的一种飞机襟翼非线性力加载方法，采用飞机襟翼非线性力加载装置进行非线性力加载，飞机襟翼非线性力加载装置包括扭力杆摇臂1、摇臂连杆2、连杆3、过渡摇臂4、旋转作动器连杆（即试验件）5及扭力杆6，扭力杆摇臂1一端与扭力杆6连接，扭力杆摇臂1另一端通过滑轨与摇臂连杆2连接，摇臂连杆2与过渡摇臂4连接，连杆3一端与过渡摇臂4连接，带动过渡摇臂4旋转，连杆3另一端与旋转作动器连杆5连接；
过渡摇臂4内设置有滚动滑槽，用于限制摇臂连杆2向连杆3滑动；
利用杠杆扭转变形原理对飞机襟翼非线性力加载装置中的部件进行简化，如图2所示，O A=O’A’，故O A O’A’为一个平行四边形，O’A’// O A，其中O O’两点为定点，在OA的牵连下O’A’做平行于O A的运动，在运动过程中，A点和A’点受力大小相等，方向相反，A点的力是气动力F（负载），A’点的力为模拟载荷F’=- F，摇臂连杆2的力为F1，其中，A点所需要的加载力由扭力杆6的扭转力矩给出，从B点到B1点扭力矩不断增加，模拟出如图3所示的上升阶段，而B点在滚动滑槽的限动下，从B点到B1点不能滑动，但从B1点到B2点过程中，扭力杆6的偏角基本上变化很小，扭力杆6对O’点的力矩却逐渐变小，F力也就随着变小，如图3所示下降阶段，安装于后缘襟翼的Ⅰ控面M的旋转作动器连杆、安装于后缘襟翼的II控面N的旋转作动器连杆，横坐标表示扭力杆6的偏角，纵坐标表示扭力杆6旋转力矩；图2中，个点的布置、运动关系、B-B1-B2的几何外形均依据气动载荷确定；
当旋转作动器连杆5往上运动时，通过过渡摇臂4带动扭力杆6发生扭曲变形，从而使扭力杆6对外界产生一个扭力矩，而这个扭力矩通过过渡摇臂4而形成一个对A’点的非线性作用力，也就是模拟载荷；
根据加载载荷，依据过渡摇臂4的运动轨迹，计算扭力杆6的长度、圆截面积大小、过渡摇臂4长度等，通过改变扭力杆摇臂1、扭力杆6、过渡摇臂4的外形结构，即可应用于有类似载荷要求的其它加载机构；
在本实施例中，在过渡摇臂4上设置有力传感器，用于采集扭力杆6加载的荷载，为模拟载荷提供参考；
利用扭力杆6发生扭转变形，从而使扭力杆6对外界一个线性的作用力，而这个作用力通过过渡摇臂4转变成一个非线性的作用力，作用于旋转作动器连杆5的一端，从而达到对旋转作动器连杆5的非线性力加载。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (8)

1.一种飞机襟翼非线性力加载方法，其特征在于，采用飞机襟翼非线性力加载装置进行非线性力加载，飞机襟翼非线性力加载装置包括扭力杆摇臂、摇臂连杆、连杆、转换机构、试验件及扭力杆，扭力杆摇臂一端与扭力杆连接，扭力杆摇臂另一端与摇臂连杆连接，摇臂连杆与转换机构连接，连杆一端与转换机构连接，带动转换机构旋转，连杆另一端与试验件连接；利用杠杆扭转变形原理将扭力杆一端固定，另一端扭曲，使扭力杆任意两个横截面都发生绕杆轴线的相对运动，当试验件往上运动时，通过转换机构带动扭力杆发生扭曲变形，从而使扭力杆对外界产生一个扭力矩，而这个扭力矩通过转换机构形成一个非线性作用力，作用于试验件的一端，从而实现对试验件的非线性力加载。
2.根据权利要求1所述的一种飞机襟翼非线性力加载方法，其特征在于，扭力杆摇臂通过滑轨与摇臂连杆连接。
3.根据权利要求1所述的一种飞机襟翼非线性力加载方法，其特征在于，转换机构包括过渡摇臂。
4.根据权利要求3所述的一种飞机襟翼非线性力加载方法，其特征在于，过渡摇臂内设置有用于限制摇臂连杆向连杆滑动的滚动滑槽。
5.根据权利要求3所述的一种飞机襟翼非线性力加载方法，其特征在于，过渡摇臂、连杆与试验件之间形成平行四边形结构。
6.根据权利要求5所述的一种飞机襟翼非线性力加载方法，其特征在于，过渡摇臂到连杆的距离与试验件到连杆的距离相等。
7.根据权利要求5所述的一种飞机襟翼非线性力加载方法，其特征在于，过渡摇臂到连杆的直线与试验件到连杆的直线平行。
8.根据权利要求3所述的一种飞机襟翼非线性力加载方法，其特征在于，在过渡摇臂上设置有力传感器。
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