CN110002004B - 全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法及系统，通过合并侧向约束与试验主动载荷施加点用于侧向姿态控制，节约了试验加载设备；通过监测侧向约束控制点的位移变化，使得侧向约束控制点更接近理论位置，姿态控制更加精准，满足了试验中飞机侧向姿态的稳定精确控制要求；载荷误差累积于全尺寸飞机机身侧向的主动加载点，降低了施加于起落架轮芯而带来的附加滚转矩，平衡及消除了累积误差多余的传力路径，降低侧向约束对垂向约束滚转矩叠加的影响，误差累积位置更合理。

Description

全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法及系统

技术领域

本申请属于飞机结构强度试验技术领域，特别涉及一种全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法及系统。

背景技术

在进行全尺寸飞机结构地面强度试验时，需要将飞机约束在固定的坐标系下，约束的方法通常是在飞机承载集中载荷能力较强的起落架处施加六自由度(三平动、三转动)静定约束，六自由度静定约束通常包括三个起落架上分别设置垂向约束、两个起落架上设置航向约束、一个起落架上设置侧向位移约束，通过调整六个约束点的位移可以唯一限定飞机的总体坐标位置。

其中，侧向约束主要用于调整飞机侧向坐标以满足飞机对称平面的侧向稳定性，同时平衡侧向加载点在试验过程中产生的不平衡载荷。在全机静力试验中，侧向约束通常设置于飞机起落架的轮芯位置。

在静力试验中，通过多个作动筒对飞机各个部位施加平衡受载后，起落架轮芯因结构受载可能产生相对于对称平面的弹性变形，为了保证飞机对称面在试验中的稳定性，需要实时调整起落架侧向约束的位移从而间接控制对称面位移。

在现有的侧向约束调整中，通常采用一个侧向位移约束作动器来控制飞机的侧向姿态。但由于侧向载荷的不平衡量主要由机身的侧向加载点造成，而当侧向约束设置于起落架时，因主动侧向载荷与约束点存在高度差从而在平衡侧向不平衡载荷时会附加滚转矩，导致起落架垂向载荷叠加此弯矩而不利于试验误差的判断。此外，侧向载荷不平衡量在起落架处平衡，导致机身侧向载荷误差在起落架与机身结构之间传递，对局部结构传力的真实性造成影响。

发明内容

本申请的目的是提供了一种全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法及系统，以解决现有技术中的任一问题。

在一方面，本申请提供了一种全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法，包括：

确定所述全尺寸飞机的侧向约束控制点的位置，并获取所述侧向约束控制点的位移变化；

根据所述侧向约束控制点的位移测量值与理论位移值的差值调节施加于所述全尺寸飞机的侧向约束位移，使得所述侧向约束位移趋向于应向所述全尺寸飞机施加的侧向约束理论位移；

获取由于侧向约束控制点的位移变化而导致的侧向约束的载荷测量值，根据所述侧向约束载荷测量值及侧向约束载荷理论值确定侧向约束载荷误差。

在本申请一实施方式中，所述侧向约束控制点的延长线穿过所述重心。

在本申请一实施方式中，所述侧向约束载荷的施加点与所述侧向约束控制点在高度方向上相同。

在本申请一实施方式中，在显示设备上显示所述侧向约束载荷误差。

在另一方面，本申请提供了一种全尺寸飞机结构强度试验侧向约束控制系统，包括：

位移测量装置，所述位移测量装置连接侧向约束控制点，用于测量所述侧向约束控制点的位移变化；

作动加载装置，所述作动加载装置连接于所述全尺寸飞机，用于向所述全尺寸飞机施加侧向约束载荷和/或位移；

载荷测量装置，所述载荷测量装置设置于所述全尺寸飞机与所述作动加载装置之间，用于测量所述作动加载装置施加的侧向约束载荷；

控制装置，所述控制装置用于根据所述侧向约束控制点的位移变化生成控制所述作动加载装置的侧向约束位移动作指令，以及根据所述侧向约束载荷测量值及侧向约束载荷理论值得到侧向约束载荷误差。

在本申请一实施方式中，所述位移测量装置连接的所述侧向约束控制点的延长线穿过所述重心。

在本申请一实施方式中，所述作动加载装置作用于所述全尺寸飞机的作用点与所述侧向约束控制点在高度方向上相同。

在本申请一实施方式中，所述位移测量装置为拉绳式位移传感器。

在本申请一实施方式中，载荷测量装置为载荷传感器。

在本申请一实施方式中，所述系统还包括显示设备，所述显示设备用于显示所述侧向约束载荷误差。

本申请的侧向约束控制方法及系统与现有技术相比，通过合并侧向约束与试验主动载荷施加点用于侧向姿态控制，节约了试验加载设备；通过监测侧向约束控制点的位移变化，使得侧向约束控制点更接近理论位置，姿态控制更加精准，满足了试验中飞机侧向姿态的稳定精确控制要求；载荷误差累积于全尺寸飞机机身侧向的主动加载点，降低了施加于起落架轮芯而带来的附加滚转矩，平衡及消除了累积误差多余的传力路径，降低侧向约束对垂向约束滚转矩叠加的影响，误差累积位置更合理。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的控制方法流程图。

图2为本申请的控制系统连接图。

图3为本申请的控制系统反馈回路示意图。

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。

为了克服现有技术中全尺寸飞机结构地面强度试验中，施加于起落架轮芯的侧向约束会增加附加弯矩导致误差判断失误，以及载荷误差在起落架与机身结构之间传递会对结构传力的真实性产生影响等问题，本申请提出一种侧向约束控制方法及系统，在全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束中，将侧向约束与侧向主动载荷施加点合并，以解决传统技术的不足

如图1所示，本申请的侧向约束控制方法包括：

S1、确定全尺寸飞机的侧向约束控制点的位置，并获取侧向约束控制点的位移变化(侧向方向)。

侧向约束控制点通常是全尺寸飞机的结构理论重心，在确定侧向约束控制点的位置时，可以采用三维模型分析得到飞机的重心。由于飞机重心为虚拟结构，侧向约束控制点可以设置在飞机机身部分，其延长线穿过飞机重心。

获取侧向约束控制点的位移变化可以通过位移测量装置，位移测量装置连接在侧向约束控制点上，即可获得飞机机身部位上的侧向约束控制点的位移变化。

S2、根据侧向约束控制点的位移测量值与理论位移值的差值调节施加于全尺寸飞机的侧向约束位移，使得侧向约束位移趋向于应向全尺寸飞机施加的侧向约束理论位移。

侧向约束控制点的位移变化作为侧向约束控制的反馈，传递给侧向约束的作动加载装置，作动加载装置根据反馈实时调节作用在飞机上侧向约束。侧向约束具有理论值，侧向约束控制点的位移变化反馈给作动加载装置进而施加的侧向约束位移通常无限趋近于理论值。

S3、获取由于侧向约束控制点的位移变化而导致变化的侧向约束载荷测量值，根据侧向约束载荷测量值及侧向约束载荷理论值确定侧向约束载荷误差。

在试验过程中，侧向加载装置(本申请中为作动加载装置)加载会导致侧向约束控制点产生位移变化，其在变化的同时，侧向加载装置的载荷也在变化。而且，由于仪器、测量或结构变形等因素，根据位移变化而作动加载装置施加的侧向约束载荷与理论载荷存在误差，通过计算理论载荷与侧向约束载荷即可获得两者之间的误差。

最后，通过显示设备，可以将理论载荷与侧向约束载荷之间的误差实时的显示出来。通过实时显示的误差，即可掌握试验中的误差情况，还可以通过误差判断试验中是否存在加载问题。

如图2所示，本申请还提供了侧向约束控制系统，包括位移测量装置6、作动加载装置1、载荷测量装置2和控制装置5。

位移测量装置6连接到侧向约束控制点，用于测量侧向约束控制点的位移变化。在连接到侧向约束控制点前，需要分析获得侧向约束控制点的位置，获得方案可参照上文。在侧向约束控制点处设置的位移测量装置6作为作动加载装置1的反馈。

在本申请中，位移测量装置6采用了拉绳式位移传感器。拉伸式位移传感器的绳线端部固定在全尺寸飞机理论重心4外侧的机身蒙皮7上，试验中，机身蒙皮7发生些许位移，拉伸式位移传感器捕获位移并反馈至控制装置5。

作动加载装置1连接于全尺寸飞机，用于向全尺寸飞机施加侧向约束载荷。作动加载装置1既实现试验中所需的载荷施加，还实现试验中所需的侧向位移约束。作动加载装置1通过连接结构3连接在全尺寸飞机上，连接结构3一般为承力杆、连接杆等装置。作动加载装置1采用作动筒来实现。通过连接结构3作用在全尺寸飞机上的侧向主动加载点与连接侧向约束控制点的拉伸式位移传感器的位置较为接近。

在本申请中，作动加载装置1通过通过连接结构3连接在全尺寸飞机上的作用点与侧向约束控制点在高度方向上大致相同，由此可以尽量减少作动加载装置1施加载荷而带来的滚转矩。

载荷测量装置2设置在全尺寸飞机与作动加载装置1之间，用于测量作动加载装置1施加的侧向约束载荷。

本申请中，载荷测量装置2采用载荷传感器。

控制装置5连接位移测量装置6、作动加载装置1及载荷测量装置2，控制装置5可以根据位移测量装置6测得的侧向约束控制点的位移变化生成控制作动加载装置1的侧向约束载荷指令，且还可以根据侧向约束载荷及侧向约束理论载荷得到侧向约束载荷误差。

在本申请的试验中，侧向主动加载和侧向位移约束均由作动加载装置1执行，作动加载装置1的控制命令值(位移量)与机身侧向位移姿态的控制载荷理论值相同。

控制载荷理论值为试验前通过计算或分析得到的理论值，理论值与真实加载值之间具有差异。载荷测量装置2在由控制装置5及位移测量装置6构成的控制回路中未参与反馈调节，所以载荷测量装置2仅被动反应全机的累积侧向平衡载荷，即理论侧向载荷加全机侧向载荷误差。

本申请中，试验主动加载及侧向约束均采用位移测量装置6的反馈值，载荷测量装置2未参与控制，通过将载荷测量装置2的反馈值减去理论加载值后即为全机侧向加载误差。

在本申请中，控制系统还包括显示设备，显示设备即显示上述误差，以便操作或试验人员观察。

如图3所示，本申请的控制系统中，控制装置5将控制指令传递给作动加载装置1进行载荷/位移的施加，机身7受载后产生载荷和位移反应，位移测量装置6采集位移反馈数据，控制装置5接收位移反馈数据后与内置的理论值对比，然后给出新的执行指令给作动加载装置1，从而形成位移闭环控制回路。在此过程中，载荷测量转子2采集载荷信息后递交给控制装置5，但控制装置5仅记录载荷信息，并不会根据载荷信息对作动加载装置1施加指令，因此其与控制指令的差别即体现为试验累积误差，其加载结果和误差直接用于监视。

本申请的侧向约束控制方法及系统与现有技术相比，通过合并侧向约束与试验主动载荷施加点用于侧向姿态控制，节约了试验加载设备；通过监测侧向约束控制点的位移变化，使得侧向约束控制点更接近理论位置，姿态控制更加精准，满足了试验中飞机侧向姿态的稳定精确控制要求；载荷误差累积于全尺寸飞机机身侧向的主动加载点，降低了施加于起落架轮芯而带来的附加滚转矩，平衡及消除了累积误差多余的传力路径，降低侧向约束对垂向约束滚转矩叠加的影响，误差累积位置更合理。

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)

1.一种全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法，其特征在于，包括：

确定所述全尺寸飞机的侧向约束控制点的位置，并获取所述侧向约束控制点的位移变化，其中，所述侧向约束控制点的延长线穿过所述全尺寸飞机的重心；

根据所述侧向约束控制点的位移测量值与理论位移值的差值调节施加于所述全尺寸飞机的侧向约束位移，使得所述侧向约束位移趋向于应向所述全尺寸飞机施加的侧向约束理论位移；

获取由于侧向约束控制点的位移变化而导致变化的侧向约束载荷测量值，根据所述侧向约束载荷测量值及侧向约束载荷理论值确定侧向约束载荷误差，所述侧向约束载荷的施加点与所述侧向约束控制点在高度方向上相同。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在显示设备上显示所述侧向约束载荷误差。

3.一种全尺寸飞机结构强度试验侧向约束控制系统，其特征在于，包括：

位移测量装置，所述位移测量装置连接侧向约束控制点，所述侧向约束控制点的延长线穿过所述全尺寸飞机的重心，用于测量所述侧向约束控制点的位移变化；

作动加载装置，所述作动加载装置连接于所述全尺寸飞机，用于向所述全尺寸飞机施加侧向约束载荷和/或位移，其中，所述作动加载装置作用于所述全尺寸飞机的作用点与所述侧向约束控制点在高度方向上相同；

载荷测量装置，所述载荷测量装置设置于所述全尺寸飞机与所述作动加载装置之间，用于测量所述作动加载装置施加的侧向约束载荷；

控制装置，所述控制装置用于根据所述侧向约束控制点的位移变化生成控制所述作动加载装置的侧向约束位移动作指令，以及根据侧向约束载荷测量值及侧向约束载荷理论值得到侧向约束载荷误差。

4.如权利要求3所述的系统，其特征在于，所述位移测量装置为拉绳式位移传感器。

5.如权利要求3所述的系统，其特征在于，载荷测量装置为载荷传感器。

6.如权利要求3所述的系统，其特征在于，所述系统还包括显示设备，所述显示设备用于显示所述侧向约束载荷误差。

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