CN111169653A - 一种前起落架铰点力测试装置及载荷标定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机地面强度试验领域，提供一种前起落架铰点力测试装置及载荷标定方法，借助试验台模拟前起落架不同的使用工况，精确测试前起落架在各种工况下铰点力，实现一种精度高、寿命长、能承受较大冲击振动的铰点力测试方法，为前起落架结构、强度设计及提供数据指导。
Description
技术领域
本发明属于飞机地面强度试验领域，具体涉及一种前起落架铰点力测试装置及测试方法。
背景技术
飞机从降落到再次起飞，需要经过着陆滑跑、刹车减速、操纵转弯、滑跑起飞等阶段，期间地面与轮胎接触产生地面反力，分别为沿地面向上的垂向力、沿飞机航向的摩擦力和侧向的操纵力。起落架与飞机机身通过铰点、撑杆等结构相连，其中，主铰点和后铰点承担几乎全部地面载荷。因此铰点力是起落架以及机身结构强度设计的重要参数之一。
在进行起落架动力学试验时，将起落架安装在专用试验台架上通过液压作动器对其进行加载，通常采用在结构表面粘贴应变片或加装力传感器的方式进行载荷测试。应变片测试受制于铰点受力复杂而难以解耦，且随着使用时间与工作环境变化，灵敏度参数随之改变，很大程度影响了测试精度；在采用力传感器测试时，对于起落架这种多支路载荷传递结构，待测铰点构成了类似于三向测力平台的并联载荷测试系统。地面集中载荷不完全等同于各铰点分力之和，存在测试准确性问题，而且试验台架以及力传感器安装过程中由于机械误差的影响而产生得非线性项，使铰点力测试过程中，也同样会产生测试精度下降的问题。
发明内容
本发明的目的：提供一种前起落架铰点力测试装置及载荷标定方法，借助试验台模拟前起落架不同的使用工况，精确测试前起落架在各种工况下铰点力，实现一种精度高、寿命长、能承受较大冲击振动的铰点力测试方法，为前起落架结构、强度设计及提供数据指导。
本发明提供的技术方案：一方面，提供一种前起落架铰点力测试装置，前起落架铰点包括两个前铰点(10)、两个后铰点(13)、斜撑杆铰点(11)和锁撑杆铰点(12)，所述测试装置包括：承力立柱(1)、吊篮(6)、第二加载作动器(2)、三向力传感器(8)、第一加载作动器(18)、第一力传感器(17)、导向滑轮(16)和飞轮(19)；
所述承力立柱(1)为框体结构，第二加载作动器(2)的一端与承力立柱(1)的上框体连接，另一端与吊篮(6)的上端连接；第二加载作动器(2)向吊篮(6)施加垂向方向作用力；
前起落架(14)的两个前铰点(10)、两个后铰点(13)、斜撑杆铰点(11)和锁撑杆铰点(12)处分别设置有三向力传感器(8)；各三向力传感器(8)的上端面与吊篮(6)底面连接，下端面与对应铰点处前起落架的铰点支座(9)连接；
前起落架(14)的机轮(15)下方设置有飞轮(19)；在进行摆振试验时，飞轮(19) 用以模拟飞机航向滑跑速度；
第一加载作动器(18)一端固定，另一端与第一力传感器(17)的一端连接；在进行航向方向测试时，第一力传感器(17)的另一端通过柔性绳与机轮(15)中心连接，第一加载作动器(18)通过柔性绳对机轮(15)施加航向方向作用力；在进行侧向方向测试时，第一力传感器(17)的另一端与柔性绳连接，柔性绳绕过导向滑轮(16)后与机轮(15)中心连接，第一加载作动器(18)通过柔性绳对机轮(15)施加侧向方向作用力；
其中，航向方向为水平方向，垂向方向为竖直方向，侧向方向垂直于水平方向和竖直方向。
进一步地，所述测试装置还包括导轨(3)，导轨(3)位于承力立柱(1)竖直方向相对的两侧框体的内侧，以便于吊篮(6)沿导轨(3)在竖直方向滑动。
进一步地，所述测试装置还包括导向滚轮(5)，导向滚轮(5)安装于吊篮(6)的两侧，吊篮(6)通过导向滚轮(5)沿导轨(3)在竖直方向滑动；导向滚轮(5)和导轨(3)以将吊篮(6)的运动方向约束在竖直方向。
进一步地，所述测试装置还包括试验夹具(7)，试验夹具(7)安装于吊篮(6)底部；三向力传感器(8)的上端面与试验夹具(7)连接。
进一步地，所述测试装置还包括安装座，第一加载作动器(18)一端与安装座转动连接；且第一加载作动器(18)可沿安装座在竖直方向运动。
进一步地，所述第二加载作动器(2)和第一加载作动器(18)均为作动筒。
进一步地，两个前铰点(10)和两个后铰点(13)处安装的三向力传感器的中心点位于水平方向同一圆周上，圆周半径的安装误差ΔR小于1mm。
另一方面，提供一种前起落架铰点力载荷标定方法，利用如上所述的测试装置，所述载荷标定方法包括：
提供测试装置：在前起落架(14)两个前铰点(10)、两个后铰点(13)、斜撑杆铰点(11)和锁撑杆铰点(12)处分别设置三向力传感器(8)；各三向力传感器(8)的上端面与吊篮(6)底部的试验夹具(7)连接，下端面与对应铰点处起落架的铰点支座(9)连接；
载荷标定：通过第二加载作动器(2)对前起落架施加n级垂向标定载荷Fzj， (j＝1，2，3····n)；读取各三向力传感器(8)在各级垂向标定载荷作用下在竖直方向的作用力，并计算各级垂向标定载荷所对应的三向力传感器(8)在竖直方向的合力pzj；建立n级垂向标定载荷与n级垂向标定载荷对应的三向力传感器输出的第一关系矩阵；再根据判据公式，对第一关系矩阵进行迭代计算，得出各三向力传感器在垂向方向的输出特性校正参数；
通过第一加载作动器(18)对前起落架施加n级航向标定载荷Fxj、侧向标定载荷Fyj；读取各三向力传感器(8)在各级航向标定载荷、侧向标定载荷作用下在航向方向、侧向方向的作用力，并计算各级航向标定载荷、侧向标定载荷所对应的三向力传感器(8)在航向方向的合力pxj、侧向方向的合力pyj；分别建立n级航向标定载荷与n级航向标定载荷对应的三向力传感器输出的第二关系矩阵、n级侧向标定载荷与n级侧向标定载荷对应的三向力传感器输出的第三关系矩阵；再依据判据条件公式，对第二关系矩阵和第三关系矩阵，进行迭代计算，获取各三向力传感器在航向方向、侧向方向的输出特性校正参数；
其中，判据条件公式为
铰点力计算：施加标定载荷后，读取各三向力传感器在标定载荷施加方向的分力，然后通过对应的标定载荷施加方向的输出特性校正参数进行修正，计算出铰点力。
本发明的技术效果：
本发明改进测试方法，通过三向力传感器进行铰点力直接测试，改善通过应变片进行间接测试的不足；消除了台架偏角与铰点安装机械误差产生相对偏差；将载荷标定的概念引入起落架铰点力测试中，提高测试精度；
本发明的铰点力测试试验台能够同时实现起落架标定和使用工况模拟，具备实验室环境下起落架动力学地面试验能力；通过加载作动器与导向滑轮的形式进行起落架航向、侧向载荷标定，结构简单易于操作；标定过程中，使用遗传算法对铰点力进行迭代修正，最终确保铰点力测试准确。
附图说明
图1为本发明铰点力测试装置前视图；
图2为本发明铰点力测试装置侧视图；
图3为本发明的三向力传感器的安装位置示意图；
图4为本发明的起落架铰点的受力示意图；
图5为本发明的起落架铰点测试方法的逻辑示意图。
具体实施方式
实施例1
本实施例，提供一种前起落架铰点力测试的试验装置，如图1和图2所示，图1为本发明铰点力测试装置前视图、图2为本发明铰点力测试装置侧视图。
结合图1和图2所示，前起落架铰点力测试的测试装置包括承力立柱1、吊篮6、第二加载作动器2、三向力传感器8、第一加载作动器18、第一力传感器17、导向滑轮16和飞轮19。
如图1所示，承力立柱1为框体结构，第二加载作动器2的一端与承力立柱1的上框体连接，另一端与吊篮6的上端连接，第二加载作动器2用于施加垂向方向作用力。具体地，本实施例，第二加载作动器2为加载作动筒。
前起落架14的两个前铰点10、两个后铰点13、斜撑杆铰点11和锁撑杆铰点12处分别设置有三向力传感器8，共计6个三向力传感器8。各三向力传感器8的上端面与吊篮6底面连接，下端面与对应铰点处起落架的铰点支座9连接。具体地，本实施例，三向力传感器 8的上端面与试验夹具7连接，试验夹具7安装于吊篮6底部。
前起落架14的机轮15下方设置有飞轮19。在进行铰点力测试时，机轮15与飞轮19滚动接触，飞轮19带动机轮15旋转，在进行摆振试验时，飞轮19用以模拟飞机航向滑跑速度。
第一加载作动器18的一端固定，另一端与第一力传感器17的一端连接。在进行航向方向标定或测试时，第一力传感器17的另一端通过柔性绳与机轮15中心连接，第一加载作动器18通过柔性绳对机轮15施加航向方向作用力。在进行侧向方向标定或测试时，第一力传感器17的另一端与柔性绳连接，柔性绳绕过导向滑轮16后与机轮15中心连接，第一加载作动器18通过柔性绳对机轮15施加侧向方向作用力。
具体地，本实施例，第一加载作动器18为加载作动筒。第一加载作动器18与安装座转动连接；且第一加载作动器18可沿安装座在竖直方向运动，即第一加载作动器18的高度可调。第一加载作动器18做功，通过柔性绳对机轮15施加作用力。在进行侧向方向标定或测试时，通过导向滑轮16改变柔性绳的走向，进而改变对机轮15施加的作用力方向。
进一步地，测试装置还包括导轨3，导轨3位于承力立柱1竖直方向相对的两侧框体的内侧，以便于吊篮6沿导轨3在竖直方向滑动。吊篮6的两侧安装有导向滚轮5，吊篮6通过导向滚轮5沿导轨3在竖直方向滑动。导向滚轮5和导轨3以将吊篮6的运动方向约束在竖直方向，即吊篮6能够使前起落架14在竖直方向运动，导向滚轮5和垂向导轨3对吊篮6 在航向方向、侧向方向的运动进行约束。
进一步地，在前起落架安装过程，将框式吊篮6的中心线与X方向、Y方向的偏角控制在90°±1°以内。
进一步地，图3为本发明的三向力传感器的安装位置示意图，结合图1和图3所示，两个前铰点(10)和两个后铰点(13)处安装的三向力传感器的中心点位于水平方向同一圆周上，圆周半径的安装误差ΔR小于1mm。
本实施例中，航向方向为水平方向，即X方向；垂向方向为竖直方向，即Z方向；侧向方向垂直于水平方向和竖直方向，即Y方向；X、Y、Z三个方向相互垂直。
本实施例，通过三向力传感器进行铰点力直接测试，改善通过应变片进行间接测试的不足；消除了台架偏角与铰点安装机械误差产生相对偏差。
本实施例，通过设计前起落架铰点力测试装置，支撑前起落架并模拟前起落架的不同使用工况，使起落架的支持状态与装机状态相同；安装三向力传感器，建立载荷测试系统；三向力传感器的上下端分别安装在吊篮底面和前起落架铰点支座上，用于模拟测量地面反力沿起落架结构传递至机身的铰点力。
实施例2
本实施例，提供一种前起落架铰点力测试方法，利用如上所述的测试装置，如图4和图 5所示，图4为本发明的起落架铰点的受力示意图、图5为本发明的起落架铰点测试方法的逻辑示意图，所述测试方法包括以下步骤：
(1)前起落架安装
提供前起落架铰点力的测试装置：
在前起落架(14)的两个前铰点(10)、两个后铰点(13)、斜撑杆铰点(11)和锁撑杆铰点(12)处分别设置三向力传感器(8)。各三向力传感器(8)的上端面与吊篮(6) 底部的试验夹具(7)连接，下端面与对应铰点处起落架的铰点支座(9)连接。
其中，安装时，吊篮6的竖直中心线与前起落架14的航向(即X方向)、侧向(即Y方向)的偏角控制在90°±1°以内。吊篮6的中心、机轮15的圆心、飞轮19弧线上的点，三者共线。
两个前铰点(10)和两个后铰点(13)处安装的三向力传感器的中心点位于水平方向同一圆周上，圆周半径的安装误差ΔR小于1mm。
(2)前起落架标定
前起落架的标定包括垂向载荷标定、航向载荷标定和侧向载荷标定，建立标定载荷与三向力传感器的关系矩阵，然后对关系矩阵进行迭代计算，得到特性矫正参数。具体包括，以下内容：
A.垂向载荷标定
通过第二加载作动器2对前起落架施加n级垂向标定载荷，读取各三向力传感器8在各级垂向标定载荷作用下在竖直方向的作用力，并计算各级垂向标定载荷所对应的三向力传感器8在竖直方向的合力，并建立n级垂向标定载荷与n级垂向标定载荷对应的三向力传感器输出的第一关系矩阵。根据判据标准，通过迭代计算，得出传感器的输出特性矫正参数。
例如，以垂向载荷标定为例：
垂向加载作动器的n级标定载荷分别为[Fz1 Fz2 Fz3...Fzj...Fzn]，其中Z表示垂向方向， j、n表示第j、n级标定载荷。建立n级垂向标定载荷与n级垂向标定载荷对应的6个三向力传感器在垂向方向输出的第一关系矩阵，如下所示：
其中，Fzij中z表示垂向方向，i表示第i个传感器，j表示第j级载荷，如Fz21中z表示垂向方向，2表示第2个传感器，1表示第1级标定载荷。Fzij可以通过三向力传感器数据读取。 kz1kz2kz3kz4kz5kz6表示6个传感器的输出特性矫正参数；b1、b2、b3、b4、b5、 b6为常数值。再根据判据
，对第一关系矩阵进行迭代计算，计算出kz1 kz2 kz3 kz4 kz5 kz6。
其中，z表示垂向方向，pzj表示第j级标定载荷作用下，对应的6个三向力传感器在垂向方向的合力。pzj通过读取各三向力传感器在各级垂向标定载荷作用下在竖直方向的作用力，并计算各级垂向标定载荷所对应的三向力传感器8在竖直方向的合力得出。
B.航向载荷标定和侧向载荷标定
通过第一加载作动器18对前起落架施加n级航向标定载荷Fxj、侧向标定载荷Fyj；读取各三向力传感器8在各级航向标定载荷、侧向标定载荷作用下在航向方向、侧向方向的作用力，并计算各级航向标定载荷、侧向标定载荷所对应的三向力传感器8在航向方向的合力pxj、侧向方向的合力pyj；分别建立n级航向标定载荷与n级航向标定载荷对应的三向力传感器输出的第二关系矩阵、n级侧向标定载荷与n级侧向标定载荷对应的三向力传感器输出的第三关系矩阵；再依据判据条件公式，对第二关系矩阵和第三关系矩阵，进行迭代计算，获取各三向力传感器在航向方向、侧向方向的输出特性校正参数；
其中，判据条件公式为
具体地，
1)航向载荷标定
通过第一加载作动器18对前起落架施加n级航向标定载荷Fxj(j＝1，2，3····n)，x表示航向方向。读取各三向力传感器8在各级航向标定载荷作用下在航向方向的作用力，并计算各级航向标定载荷所对应的三向力传感器8在航向方向的合力pxj，x表示航向方向，j表示第j 级载荷。建立n级航向标定载荷与n级航向标定载荷对应的三向力传感器输出的第二关系矩阵。再根据判据
[kx1 kx2 kx3 kx4 kx5 kx6]。
2)侧向载荷标定
通过第一加载作动器(18)对前起落架施加n级侧向标定载荷Fyj(j＝1，2，3····n)，y表示侧向方向。读取各三向力传感器8在各级侧向标定载荷作用下在侧向方向的作用力，并计算各级侧向标定载荷所对应的三向力传感器8在侧向方向的合力pyj，y表示侧向方向，j表示第j级载荷。建立n级侧向标定载荷与侧向标定载荷对应的三向力传感器输出的第三关系矩阵。再根据判据
[ky1 ky2 ky3 ky4 ky5 ky6]。
其中，第一关系矩阵、第二关系矩阵和第三关系矩阵的表达式类似，区别在于第一关系矩阵各三向力传感器输出载荷采用Fzij，第二关系矩阵各三向力传感器输出载荷采用Fxij，第三关系矩阵各三向力传感器输出载荷采用Fyij.其中，z表示垂向、x表示航向、y表示侧向， i表示第i个传感器(i＝1、2、3、4、5、6)，j表示第j级载荷(j＝1、2、3、、、、、、n)。在进行载荷标定时，并不限定6个三向力传感器的顺序。
根据上述计算出的各三向力传感器在垂向方向、航向方向、侧向方向的输出特性校正参数，在施加标定载荷后，读取传感器在对应标定载荷施加方向的分力，然后通过输出特性校正参数进行修正，可以计算出高精度的铰点力。
(3)铰点力测试
在实际试验时，如进行摆振试验时，机轮15与飞轮19滚动接触，飞轮带动机轮15转动，以模拟滑跑速度；第一加载作动器18和第二加载作动器2分别对前起落架施加竖直方向、航向方向和侧向方向的作用力，以模拟地面载荷；采集三向力传感器的输出值，并利用输出特性矫正参数对三向力传感器的输出值进行矫正，以得到高精度的铰点力。
Claims (8)
1.一种前起落架铰点力测试装置，前起落架铰点包括两个前铰点(10)、两个后铰点(13)、斜撑杆铰点(11)和锁撑杆铰点(12)，其特征在于，所述测试装置包括：承力立柱(1)、吊篮(6)、第二加载作动器(2)、三向力传感器(8)、第一加载作动器(18)、第一力传感器(17)、导向滑轮(16)和飞轮(19)；
所述承力立柱(1)为框体结构，第二加载作动器(2)的一端与承力立柱(1)的上框体连接，另一端与吊篮(6)的上端连接；第二加载作动器(2)向吊篮(6)施加垂向方向作用力；
前起落架(14)的两个前铰点(10)、两个后铰点(13)、斜撑杆铰点(11)和锁撑杆铰点(12)处分别设置有三向力传感器(8)；各三向力传感器(8)的上端面与吊篮(6)底面连接，下端面与对应铰点处前起落架的铰点支座(9)连接；
前起落架(14)的机轮(15)下方设置有飞轮(19)；在进行摆振试验时，飞轮(19)用以模拟飞机航向滑跑速度；
第一加载作动器(18)一端固定，另一端与第一力传感器(17)的一端连接；在进行航向方向测试时，第一力传感器(17)的另一端通过柔性绳与机轮(15)中心连接，第一加载作动器(18)通过柔性绳对机轮(15)施加航向方向作用力；在进行侧向方向测试时，第一力传感器(17)的另一端与柔性绳连接，柔性绳绕过导向滑轮(16)后与机轮(15)中心连接，第一加载作动器(18)通过柔性绳对机轮(15)施加侧向方向作用力；
其中，航向方向为水平方向，垂向方向为竖直方向，侧向方向垂直于水平方向和竖直方向。
2.根据权利要求1所述的前起落架铰点力测试装置，其特征在于，所述测试装置还包括导轨(3)，导轨(3)位于承力立柱(1)竖直方向相对的两侧框体的内侧，以便于吊篮(6)沿导轨(3)在竖直方向滑动。
3.根据权利要求2所述的前起落架铰点力测试装置，其特征在于，所述测试装置还包括导向滚轮(5)，导向滚轮(5)安装于吊篮(6)的两侧，吊篮(6)通过导向滚轮(5)沿导轨(3)在竖直方向滑动；导向滚轮(5)和导轨(3)以将吊篮(6)的运动方向约束在竖直方向。
4.根据权利要求2所述的前起落架铰点力测试装置，其特征在于，所述测试装置还包括试验夹具(7)，试验夹具(7)安装于吊篮(6)底部；三向力传感器(8)的上端面与试验夹具(7)连接。
5.根据权利要求2所述的前起落架铰点力测试装置，其特征在于，所述测试装置还包括安装座，第一加载作动器(18)一端与安装座转动连接；且第一加载作动器(18)可沿安装座在竖直方向运动。
6.根据权利要求1所述的前起落架铰点力测试装置，其特征在于，所述第二加载作动器(2)和第一加载作动器(18)均为作动筒。
7.根据权利要求7所述的前起落架铰点力测试方法，其特征在于，两个前铰点(10)和两个后铰点(13)处安装的三向力传感器的中心点位于水平方向同一圆周上，圆周半径的安装误差△R小于1mm。
8.一种前起落架铰点力载荷标定方法，利用权利要求1至7任一项所述的测试装置，其特征在于，所述载荷标定方法包括：
提供测试装置：在前起落架(14)两个前铰点(10)、两个后铰点(13)、斜撑杆铰点(11)和锁撑杆铰点(12)处分别设置三向力传感器(8)；各三向力传感器(8)的上端面与吊篮(6)底部的试验夹具(7)连接，下端面与对应铰点处起落架的铰点支座(9)连接；
载荷标定：通过第二加载作动器(2)对前起落架施加n级垂向标定载荷Fzj，j＝1，2，3····n；读取各三向力传感器(8)在各级垂向标定载荷作用下在竖直方向的作用力，并计算各级垂向标定载荷所对应的三向力传感器(8)在竖直方向的合力pzj；建立n级垂向标定载荷与n级垂向标定载荷对应的三向力传感器输出的第一关系矩阵；再根据判据条件公式，对第一关系矩阵进行迭代计算，得出各三向力传感器在垂向方向的输出特性校正参数；
通过第一加载作动器(18)对前起落架施加n级航向标定载荷Fxj、侧向标定载荷Fyj；读取各三向力传感器(8)在各级航向标定载荷、侧向标定载荷作用下在航向方向、侧向方向的作用力，并计算各级航向标定载荷、侧向标定载荷所对应的三向力传感器(8)在航向方向的合力pxj、侧向方向的合力pyj；分别建立n级航向标定载荷与n级航向标定载荷对应的三向力传感器输出的第二关系矩阵、n级侧向标定载荷与n级侧向标定载荷对应的三向力传感器输出的第三关系矩阵；再依据判据条件公式，对第二关系矩阵和第三关系矩阵，进行迭代计算，获取各三向力传感器在航向方向、侧向方向的输出特性校正参数；
其中，判据条件公式为
a表示垂向方向z、航向方向x或侧向方向y；
铰点力计算：施加标定载荷后，读取各三向力传感器在标定载荷施加方向的分力，然后通过对应的标定载荷施加方向的输出特性校正参数进行修正，计算出铰点力。
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