CN111301712B - 一种大变形机翼多点协调随动加载装置及方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机结构静力试验技术领域，特别涉及一种大变形机翼多点协调随动加载装置及方法。装置包括：位控作动筒以及力控作动筒。大变形机翼上设置有多个加载点，位控作动筒的一端固定，另一端设置有滑轮组固定支架，滑轮组固定支架上设置有多个不同高度的固定支杆，固定支杆上设置有导向滑轮；力控作动筒包括多个，其一端固定，另一端设置有钢索，钢索通过一个导向滑轮与大变形机翼的一个加载点连接。本申请在加载点安装位置不变的前提下保证了加载力线在整个加载过程中始终垂直于机翼表面，并且在简化随动加载的同时实现了多点随动加载，保证了试验载荷施加的精确度和加载稳定性，减小了试验加载误差，降低了试验设计难度，节约试验成本。

Description

一种大变形机翼多点协调随动加载装置及方法

技术领域

本申请属于飞机结构静力试验技术领域，特别涉及一种大变形机翼多点协调随动加载装置及方法。

背景技术

飞机实际飞行中，气动力始终垂直于机翼表面，垂直于机翼弦平面加载可以更真实地模拟飞机实际受载情况同时满足任务书要求。对于大展弦比的飞机，在静力试验中机翼变形非常大，试验数据结果往往和理论计算有一定偏差，变形越大偏差越明显。在已完成的机翼静力试验，研究人员发现，加载误差产生的主要原因是机翼大变形导致加载方向发生变化，如图1所示。

目前针对机翼变形造成的加载误差主要有两种解决方法，预置作动筒和单点作动筒随动加载方法。通常采用预置作动筒的方式，保证最终载荷施加的准确性，根据仿真分析得到机翼的最大变形量，保证加载力线垂直于机翼表面的情况下反推出作动筒的安装位置，如图2所示，从而保证了试验最大载荷的准确性。但是采用预置作动筒的方法只保证了最终载荷的准确性，在整个加载过程中还是会产生加载误差，无法保证测量数据的准确性。针对大变形机翼在全机静力试验中使用固定位置作动筒加载无法确保在整个加载过程中加载力线与机翼翼面垂直的问题，提出单点作动筒随动加载的方式，如图3所示。通过位控作动筒实时调整力控作动筒的位置实现随动加载。该方法虽然可实现随动加载，但存在诸多缺点。首先，实现单点随动加载需要两个作动筒，占用设备；其次，作动筒实时随动装置设计复杂；最后，该方法不适合应用于多点随动加载，故该方法在实际中很少应用。

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大变形机翼多点协调随动加载装置及方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

本申请的第一个方面提供了一种大变形机翼多点协调随动加载装置，包括：

大变形机翼，所述大变形机翼上设置有多个加载点；

位控作动筒，所述位控作动筒的一端固定，另一端设置有滑轮组固定支架，所述滑轮组固定支架上设置有多个不同高度的固定支杆，所述固定支杆上设置有导向滑轮；

力控作动筒，包括多个，所述力控作动筒的一端固定，另一端设置有钢索，所述钢索通过一个所述导向滑轮与所述大变形机翼的一个加载点连接。

可选地，

所述大变形机翼上设置有第一加载点a以及第二加载点b；

所述滑轮组固定支架上设置有第一固定支杆以及第二固定支杆，所述第一固定支杆上设置有第一导向滑轮，所述第二固定支杆上设置第二导向滑轮；

所述力控作动筒包括第一力控作动筒以及第二力控作动筒，所述第一力控作动筒的钢索通过所述第一导向滑轮与所述第一加载点a连接，所述第二力控作动筒的钢索通过所述第二导向滑轮与所述第二加载点b连接。

可选地，

所述大变形机翼上设置有第一加载点a、第二加载点b以及第三加载点c；

所述滑轮组固定支架上设置有第一固定支杆、第二固定支杆以及第三固定支杆，所述第一固定支杆上设置有第一导向滑轮，所述第二固定支杆上设置第二导向滑轮，所述第三固定支杆上设置有第三导向滑轮；

所述力控作动筒包括第一力控作动筒、第二力控作动筒以及第三力控作动筒，所述第一力控作动筒的钢索通过所述第一导向滑轮与所述第一加载点a连接，所述第二力控作动筒的钢索通过所述第二导向滑轮与所述第二加载点b连接，所述第三力控作动筒的钢索通过所述第三导向滑轮与所述第三加载点c连接。

本申请的第二个方面提供了一种大变形机翼多点协调随动加载方法，基于如上任意一项所述的大变形机翼多点协调随动加载装置，包括：

步骤一：在大变形机翼上选择多个加载点，对每个所述加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移；

步骤二：从多个加载点中选择一个基准加载点，给定所述基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算所述基准加载点的位控作动筒的位移量；

步骤三：在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差。

可选地，步骤一中，所述在大变形机翼上选择多个加载点，对每个所述加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移包括：

在大变形机翼上选择第一加载点a，对第一加载点a进行单点随动加载，获取第一加载点a的合力点处加载力线与垂向的夹角a_a，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_a：

a_a∈(a_a0,a_a1,…,a_a(n-1),a_an)

ΔH_a∈(ΔH_a0,ΔH_a1,…,ΔH_a(n-1),ΔH_an)

其中，n为加载级数，a_a0，a_a1，...，a_a(n-1)，a_an分别为第一加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_a0，ΔH_a1，...，ΔH_a(n-1)，ΔH_an分别为第一加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；

在大变形机翼上选择第二加载点b，对第二加载点b进行单点随动加载，获取第二加载点b的合力点处加载力线与垂向的夹角a_b，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_b：

a_b∈(a_b0,a_b1,…,a_b(n-1),a_bn)

ΔH_b∈(ΔH_b0,ΔH_b1,…,ΔH_b(n-1),ΔH_bn)

其中，n为加载级数，a_b0，a_b1，...，a_b(n-1)，a_bn分别为第二加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b0，ΔH_b1，...，ΔH_b(n-1)，ΔH_bn分别为第二加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移。

可选地，步骤二中，所述从多个加载点中选择一个基准加载点，给定所述基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算所述基准加载点的位控作动筒的位移量包括：

选择第一加载点a为基准加载点，给定第一加载点a的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为钢索经过第一导向滑轮的转折点与机翼表面合力点之间沿机翼展向的距离，由：

得：

L_a＝(H_a-ΔH_a)×tana_a

其中，a_a为第一加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，H_a为第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，ΔH_a为第一加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

根据步骤一中得到的第一加载点a的各加载级数a_a、ΔH_a以及给定的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，计算第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为：

L_a∈(L_a0,L_a1,…,L_a(n-1),L_an)

其中，L_a0，L_a1，...，L_a(n-1)，L_an分别为第一加载点对应加载级数下的位控作动筒的位移量。

可选地，步骤三中，所述在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差包括：

第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

H_b＝L_b÷tana_b+ΔH_b

其中，L_b为第二加载点的位控作动筒的位移量，a_b为第二加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b为第二加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

在单个位控作动筒使得第一加载点a与第二加载点b同时随动的情况下，即L_a＝L_b，得：

H_b＝L_a÷tana_b+ΔH_b

根据步骤一中得到的第二加载点b的各加载级数a_b、ΔH_b以及位控作动筒的位移量L_a，计算第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b，得：

H_b∈(H_b0,H_b1,…,H_b(n-1),H_bn)

其中，H_b0，H_b1，...，H_b(n-1)，H_bn分别为第二加载点对应加载级数下的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差；

确定对第二加载点b进行加载的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

可选地，步骤一中，所述在大变形机翼上选择多个加载点，对每个所述加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移包括：

在大变形机翼上选择第一加载点a，对第一加载点a进行单点随动加载，获取第一加载点a的合力点处加载力线与垂向的夹角a_a，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_a：

a_a∈(a_a0,a_a1,…,a_a(n-1),a_an)

ΔH_a∈(ΔH_a0,ΔH_a1,…,ΔH_a(n-1),ΔH_an)

其中，n为加载级数，a_a0，a_a1，...，a_a(n-1)，a_an分别为第一加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_a0，ΔH_a1，...，ΔH_a(n-1)，ΔH_an分别为第一加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；

在大变形机翼上选择第二加载点b，对第二加载点b进行单点随动加载，获取第二加载点b的合力点处加载力线与垂向的夹角a_b，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_b：

a_b∈(a_b0,a_b1,…,a_b(n-1),a_bn)

ΔH_b∈(ΔH_b0,ΔH_b1,…,ΔH_b(n-1),ΔH_bn)

其中，n为加载级数，a_b0，a_b1，...，a_b(n-1)，a_bn分别为第二加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b0，ΔH_b1，...，ΔH_b(n-1)，ΔH_bn分别为第二加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；

在大变形机翼上选择第三加载点c，对第三加载点c进行单点随动加载，获取第三加载点c的合力点处加载力线与垂向的夹角a_c，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_c：

a_c∈(a_c0,a_c1,…,a_c(n-1),a_cn)

ΔH_c∈(ΔH_c0,ΔH_c1,…,ΔH_c(n-1),ΔH_cn)

其中，n为加载级数，a_c0，a_c1，...，a_c(n-1)，a_cn分别为第三加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_c0，ΔH_c1，...，ΔH_c(n-1)，ΔH_cn分别为第三加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移。

可选地，步骤二中，所述从多个加载点中选择一个基准加载点，给定所述基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算所述基准加载点的位控作动筒的位移量包括：

选择第一加载点a为基准加载点，给定第一加载点a的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为钢索经过第一导向滑轮的转折点与机翼表面合力点之间沿机翼展向的距离，由：

得：

L_a＝(H_a-ΔH_a)×tana_a

其中，a_a为第一加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，H_a为第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，ΔH_a为第一加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

根据步骤一中得到的第一加载点a的各加载级数a_a、ΔH_a以及给定的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，计算第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为：

L_a∈(L_a0,L_a1,…,L_a(n-1),L_an)

其中，L_a0，L_a1，...，L_a(n-1)，L_an分别为第一加载点对应加载级数下的位控作动筒的位移量。

可选地，步骤三中，所述在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差包括：

第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

H_b＝L_b÷tana_b+ΔH_b

其中，L_b为第二加载点的位控作动筒的位移量，a_b为第二加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b为第二加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

在单个位控作动筒使得第一加载点a与第二加载点b同时随动的情况下，即L_a＝L_b，得：

H_b＝L_a÷tana_b+ΔH_b

根据步骤一中得到的第二加载点b的各加载级数a_b、ΔH_b以及位控作动筒的位移量L_a，计算第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b，得：

H_b∈(H_b0,H_b1,…,H_b(n-1),H_bn)

其中，H_b0，H_b1，...，H_b(n-1)，H_bn分别为第二加载点对应加载级数下的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差；

确定对第二加载点b进行加载的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

第三加载点c的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_c为：

H_c＝L_c÷tana_c+ΔH_c

其中，L_c为第三加载点的位控作动筒的位移量，a_c为第三加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_c为第三加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

在单个位控作动筒使得第一加载点a与第三加载点c同时随动的情况下，即L_a＝L_c，得：

H_c＝L_a÷tana_c+ΔH_c

根据步骤一中得到的第三加载点c的各加载级数a_c、ΔH_c以及位控作动筒的位移量L_a，计算第三加载点c的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_c，得：

H_c∈(H_c0,H_c1,…,H_c(n-1),H_cn)

其中，H_c0，H_c1，...，H_c(n-1)，H_cn分别为第三加载点对应加载级数下的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差；

确定对第三加载点c进行加载的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_c为：

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的大变形机翼多点协调随动加载装置，在加载点安装位置不变的前提下保证了加载力线在整个加载过程中始终垂直于机翼表面，并且在简化随动加载的同时实现了多点随动加载，保证了试验载荷施加的精确度和加载稳定性，减小了试验加载误差，降低了试验设计难度，节约试验成本。

附图说明

图1是现有技术中机翼变形前后加载情况示意图；

图2是现有技术中预置作动筒加载方法示意图；

图3是现有技术中单点作动筒随动加载方法示意图；

图4是本申请一个实施方式的大变形机翼多点协调随动加载装置的单点导向滑轮随动加载示意图；

图5是本申请一个实施方式的大变形机翼多点协调随动加载装置的多点随动加载原理图；

图6是本申请一个实施方式的大变形机翼多点协调随动加载装置加载示意图。

其中：

1-大变形机翼；2-位控作动筒；21-滑轮组固定支架；22-导向滑轮；3-力控作动筒；31-钢索。

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。

下面结合附图4至图6对本申请做进一步详细说明。

本申请的第一个方面提供了一种大变形机翼多点协调随动加载装置，包括：位控作动筒2以及力控作动筒3。

具体的，大变形机翼1上设置有多个加载点，位控作动筒2的一端固定，另一端设置有滑轮组固定支架21，滑轮组固定支架21上设置有多个不同高度的固定支杆，固定支杆上设置有导向滑轮22；力控作动筒3包括多个，力控作动筒3的一端固定，另一端设置有钢索31，钢索31通过一个导向滑轮22与大变形机翼1的一个加载点连接。

在本申请的一个实施方式中，大变形机翼1上设置有第一加载点a以及第二加载点b；滑轮组固定支架21上设置有第一固定支杆以及第二固定支杆，第一固定支杆上设置有第一导向滑轮，第二固定支杆上设置第二导向滑轮；力控作动筒3包括第一力控作动筒以及第二力控作动筒，第一力控作动筒的钢索通过第一导向滑轮与第一加载点a连接，第二力控作动筒的钢索通过第二导向滑轮与第二加载点b连接。

在本申请的另一个实施方式中，大变形机翼1上设置有第一加载点a、第二加载点b以及第三加载点c；滑轮组固定支架21上设置有第一固定支杆、第二固定支杆以及第三固定支杆，第一固定支杆上设置有第一导向滑轮，第二固定支杆上设置第二导向滑轮，第三固定支杆上设置有第三导向滑轮；力控作动筒3包括第一力控作动筒、第二力控作动筒以及第三力控作动筒，第一力控作动筒的钢索通过第一导向滑轮与第一加载点a连接，第二力控作动筒的钢索通过第二导向滑轮与第二加载点b连接，第三力控作动筒的钢索通过第三导向滑轮与第三加载点c连接。

本申请的大变形机翼多点协调随动加载装置，通过位控作动筒实时控制导向滑轮的位置实现对加载力线方向的改变，从而达到随动加载的目的，针对大变形机翼在静力试验加载过程由于机翼变形引起的加载力线不垂直于加载平面的问题，通过导向滑轮22实时控制力线方向，实现了加载力线方向与翼面始终保持垂直，并且通过一组导向滑轮可以实现多个加载点协调随动加载，可以有效地解决因试验件变形引起的加载误差问题。

基于上述的大变形机翼多点协调随动加载装置，本申请第二个方面提供了一种大变形机翼多点协调随动加载方法，包括以下步骤：

步骤一：在大变形机翼上选择多个加载点，对每个加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移；

步骤二：从多个加载点中选择一个基准加载点，给定基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算基准加载点的位控作动筒的位移量；

步骤三：在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差。

本申请大变形机翼多点协调随动加载方法，位控作动筒2的位移量L可通过如下方式进行计算：

位控作动筒2的位移量L为钢索经过导向滑轮的转折点与机翼表面合力点之间沿机翼展向的距离，由：

得：

L＝(H-ΔH)×tana

其中，a为合力点处加载力线与垂向的夹角，H为导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，ΔH为机翼表面合力点的垂向位移；

通过仿真可得出各加载级数下的a和ΔH的数值，n为加载级数，即：

a∈(a₀,a₁,…,a_n-1,a_n)

ΔH∈(ΔH₀,ΔH₁,…,ΔH_n-1,ΔH_n)

在给定导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H的情况下，可计算得：

L∈(L₀,L₁,…,L_n-1,L_n)

现以加载级数n为100(即100％载荷试验)为例，给出本申请的大变形机翼多点协调随动加载方法的具体实施步骤。

在本申请的一个实施方式中，以两点协调随动加载为例，步骤一中，在大变形机翼1上选择可选择两个加载点进行加载，对每个加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移包括：

在大变形机翼1上选择第一加载点a，对第一加载点a进行单点随动加载，获取第一加载点a的合力点处加载力线与垂向的夹角a_a，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_a：

a_a∈(a_a0,a_a1,…,a_a99,a_a100)

ΔH_a∈(ΔH_a0,ΔH_a1,…,ΔH_a99,ΔH_a100)

其中，a_a0，a_a1，...，a_a99，a_a100分别为第一加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_a0，ΔH_a1，...，ΔH_a99，ΔH_a100分别为第一加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；

在大变形机翼1上选择第二加载点b，对第二加载点b进行单点随动加载，获取第二加载点b的合力点处加载力线与垂向的夹角a_b，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_b：

a_b∈(a_b0,a_b1,…,a_b99,a_b100)

ΔH_b∈(ΔH_b0,ΔH_b1,…,ΔH_b99,ΔH_b100)

其中，a_b0，a_b1，...，a_b99，a_b100分别为第二加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b0，ΔH_b1，...，ΔH_b99，ΔH_b100分别为第二加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移。

本实施例中，对大变形机翼1的第一加载点a或第二加载点b进行单点随动加载具体为：选择大变形机翼1的加载点位置，通过位控作动筒2调节导向滑轮22的位置实时改变加载力线，保证力线方向与大变形机翼1的翼面垂直。

本实施例中，步骤二中，从多个加载点中选择一个基准加载点，给定基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算基准加载点的位控作动筒的位移量，具体包括：

选择第一加载点a为基准加载点，给定第一加载点a的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为钢索经过第一导向滑轮的转折点与机翼表面合力点之间沿机翼展向的距离，由：

得：

L_a＝(H_a-ΔH_a)×tana_a

其中，a_a为第一加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，H_a为第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，ΔH_a为第一加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

根据步骤一中得到的第一加载点a的各加载级数a_a、ΔH_a以及给定的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，计算第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为：

L_a∈(L_a0,L_a1,…,L_a(n-1),L_an)

其中，L_a0，L_a1，...，L_a(n-1)，L_an分别为第一加载点对应加载级数下的位控作动筒的位移量。

本实施例中，步骤三中，在单个位控作动筒2使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，具体包括：

第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

H_b＝L_b÷tana_b+ΔH_b

其中，L_b为第二加载点的位控作动筒的位移量，a_b为第二加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b为第二加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

在单个位控作动筒使得第一加载点a与第二加载点b同时随动的情况下，即L_a＝L_b，得：

H_b＝L_a÷tana_b+ΔH_b

根据步骤一中得到的第二加载点b的各加载级数a_b、ΔH_b以及位控作动筒的位移量L_a，计算第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b，得：

H_b∈(H_b0,H_b1,…,H_b99,H_b100)

其中，H_b0，H_b1，...，H_b99，H_b100分别为第二加载点对应加载级数下的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差；

确定对第二加载点b进行加载的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

在本申请的另一个实施方式中，以三点协调随动加载为例。步骤一中，在大变形机翼1上可以选择三个加载点，对每个加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移，具体包括：

在大变形机翼上选择第一加载点a，对第一加载点a进行单点随动加载，获取第一加载点a的合力点处加载力线与垂向的夹角a_a，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_a：

a_a∈(a_a0,a_a1,…,a_a99,a_a100)

ΔH_a∈(ΔH_a0,ΔH_a1,…,ΔH_a99,ΔH_a100)

其中，a_a0，a_a1，...，a_a99，a_a100分别为第一加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_a0，ΔH_a1，...，ΔH_a100，ΔH_a100分别为第一加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；

在大变形机翼上选择第二加载点b，对第二加载点b进行单点随动加载，获取第二加载点b的合力点处加载力线与垂向的夹角a_b，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_b：

a_b∈(a_b0,a_b1,…,a_b99,a_b100)

ΔH_b∈(ΔH_b0,ΔH_b1,…,ΔH_b99,ΔH_b100)

其中，n为加载级数，a_b0，a_b1，...，a_b99，a_b100分别为第二加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b0，ΔH_b1，...，ΔH_b99，ΔH_b100分别为第二加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；

在大变形机翼上选择第三加载点c，对第三加载点c进行单点随动加载，获取第三加载点c的合力点处加载力线与垂向的夹角a_c，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_c：

a_c∈(a_c0,a_c1,…,a_c99,a_c100)

ΔH_c∈(ΔH_c0,ΔH_c1,…,ΔH_c99,ΔH_c100)

其中，a_c0，a_c1，...，a_c99，a_c100分别为第三加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_c0，ΔH_c1，...，ΔH_c99，ΔH_c100分别为第三加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移。

本实施例中，对大变形机翼1上三个加载点分别进行单点随动加载具体为：选择大变形机翼1的加载点位置，通过位控作动筒调节导向滑轮的位置实时改变加载力线，保证力线方向与大变形机翼的翼面垂直。

本实施例中，步骤二中，从多个加载点中选择一个基准加载点，给定基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算基准加载点的位控作动筒的位移量包括：

选择第一加载点a为基准加载点，给定第一加载点a的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为钢索经过第一导向滑轮的转折点与机翼表面合力点之间沿机翼展向的距离，由：

得：

L_a＝(H_a-ΔH_a)×tana_a

其中，a_a为第一加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，H_a为第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，ΔH_a为第一加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

根据步骤一中得到的第一加载点a的各加载级数a_a、ΔH_a以及给定的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，计算第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为：

L_a∈(L_a0,L_a1,…,L_a99,L_a100)

其中，L_a0，L_a1，...，L_a99，L_a100分别为第一加载点对应加载级数下的位控作动筒的位移量。

本实施例中，步骤三中，在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差包括：

第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

H_b＝L_b÷tana_b+ΔH_b

其中，L_b为第二加载点的位控作动筒的位移量，a_b为第二加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b为第二加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

在单个位控作动筒使得第一加载点a与第二加载点b同时随动的情况下，即L_a＝L_b，得：

H_b＝L_a÷tana_b+ΔH_b

根据步骤一中得到的第二加载点b的各加载级数a_b、ΔH_b以及位控作动筒的位移量L_a，计算第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b，得：

H_b∈(H_b0,H_b1,…,H_b99,H_b100)

其中，H_b0，H_b1，...，H_b99，H_b100分别为第二加载点对应加载级数下的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差；

确定对第二加载点b进行加载的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

第三加载点c的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_c为：

H_c＝L_c÷tana_c+ΔH_c

其中，L_c为第三加载点的位控作动筒的位移量，a_c为第三加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_c为第三加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

在单个位控作动筒使得第一加载点a与第三加载点c同时随动的情况下，即L_a＝L_c，得：

H_c＝L_a÷tana_c+ΔH_c

根据步骤一中得到的第三加载点c的各加载级数a_c、ΔH_c以及位控作动筒的位移量L_a，计算第三加载点c的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_c，得：

H_c∈(H_c0,H_c1,…,H_c99,H_c100)

其中，H_c0，H_c1，...，H_c99，H_c100分别为第三加载点对应加载级数下的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差；

确定对第三加载点c进行加载的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_c为：

本申请的大变形机翼多点协调随动加载方法，通过设置基准加载点计算出位控作动筒的位移量，并在采用单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下计算出其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，从而实现对滑轮组固定支架上不同固定支架高度的设计，针对不同加载点设置不同高度的导向滑轮，将该滑轮组固定支架设置在加载框架中，并确保该滑轮组固定支架只能沿着位控作动筒方向移动，通过使用单个位控作动筒控制该导向滑轮组固定支架的方法可以同时实现多个加载点的随动加载。

本申请的大变形机翼多点协调随动加载装置及方法，实现实时随动加载；加载点位置固定，随动机构简单，保证了试验载荷施加的精确度和加载稳定性；降低试验难度，节约试验成本；通过一套简单的位控设备以及多个导向滑轮实现多个加载点随动。

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 (8)

1.一种大变形机翼多点协调随动加载装置，其特征在于，包括：

大变形机翼，所述大变形机翼上设置有多个加载点；

位控作动筒，所述位控作动筒的一端固定，另一端设置有滑轮组固定支架，所述滑轮组固定支架上设置有多个不同高度的固定支杆，所述固定支杆上设置有导向滑轮；

力控作动筒，包括多个，所述力控作动筒的一端固定，另一端设置有钢索，所述钢索通过一个所述导向滑轮与所述大变形机翼的一个加载点连接；

具体的，所述大变形机翼上设置有第一加载点a以及第二加载点b；

所述滑轮组固定支架上设置有第一固定支杆以及第二固定支杆，所述第一固定支杆上设置有第一导向滑轮，所述第二固定支杆上设置第二导向滑轮；

所述力控作动筒包括第一力控作动筒以及第二力控作动筒，所述第一力控作动筒的钢索通过所述第一导向滑轮与所述第一加载点a连接，所述第二力控作动筒的钢索通过所述第二导向滑轮与所述第二加载点b连接；或，

所述大变形机翼上设置有第一加载点a、第二加载点b以及第三加载点c；

所述滑轮组固定支架上设置有第一固定支杆、第二固定支杆以及第三固定支杆，所述第一固定支杆上设置有第一导向滑轮，所述第二固定支杆上设置第二导向滑轮，所述第三固定支杆上设置有第三导向滑轮；

所述力控作动筒包括第一力控作动筒、第二力控作动筒以及第三力控作动筒，所述第一力控作动筒的钢索通过所述第一导向滑轮与所述第一加载点a连接，所述第二力控作动筒的钢索通过所述第二导向滑轮与所述第二加载点b连接，所述第三力控作动筒的钢索通过所述第三导向滑轮与所述第三加载点c连接。

2.一种大变形机翼多点协调随动加载方法，基于权利要求1所述的大变形机翼多点协调随动加载装置，其特征在于，包括：

步骤一：在大变形机翼上选择多个加载点，对每个所述加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移；

步骤二：从多个加载点中选择一个基准加载点，给定所述基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算所述基准加载点的位控作动筒的位移量；

步骤三：在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差。

3.根据权利要求2所述的大变形机翼多点协调随动加载方法，其特征在于，步骤一中，所述在大变形机翼上选择多个加载点，对每个所述加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移包括：

在大变形机翼上选择第一加载点a，对第一加载点a进行单点随动加载，获取第一加载点a的合力点处加载力线与垂向的夹角a_a，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_a：

a_a∈(a_a0,a_a1,...,a_a(n-1),a_an)

ΔH_a∈(ΔH_a0,ΔH_a1,...,ΔH_a(n-1),ΔH_an)

其中，n为加载级数，a_a0，a_a1，...，a_a(n-1)，a_an分别为第一加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_a0，ΔH_a1，...，ΔH_a(n-1)，ΔH_an分别为第一加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；

在大变形机翼上选择第二加载点b，对第二加载点b进行单点随动加载，获取第二加载点b的合力点处加载力线与垂向的夹角a_b，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_b：

a_b∈(a_b0,a_b1,…,a_b(n-1),a_bn)

ΔH_b∈(ΔH_b0,ΔH_b1,…,ΔH_b(n-1),ΔH_bn)

其中，n为加载级数，a_b0，a_b1，...，a_b(n-1)，a_bn分别为第二加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b0，ΔH_b1，...，ΔH_b(n-1)，ΔH_bn分别为第二加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移。

4.根据权利要求3所述的大变形机翼多点协调随动加载方法，其特征在于，步骤二中，所述从多个加载点中选择一个基准加载点，给定所述基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算所述基准加载点的位控作动筒的位移量包括：

选择第一加载点a为基准加载点，给定第一加载点a的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为钢索经过第一导向滑轮的转折点与机翼表面合力点之间沿机翼展向的距离，由：

得：

L_a＝(H_a-ΔH_a)×tana_a

其中，a_a为第一加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，H_a为第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，ΔH_a为第一加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

根据步骤一中得到的第一加载点a的各加载级数a_a、ΔH_a以及给定的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，计算第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为：

L_a∈(L_a0,L_a1,…,L_a(n-1),L_an)

其中，L_a0，L_a1，...，L_a(n-1)，L_an分别为第一加载点对应加载级数下的位控作动筒的位移量。

5.根据权利要求4所述的大变形机翼多点协调随动加载方法，其特征在于，步骤三中，所述在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差包括：

第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

H_b＝L_b÷tana_b+ΔH_b

其中，L_b为第二加载点的位控作动筒的位移量，a_b为第二加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b为第二加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

在单个位控作动筒使得第一加载点a与第二加载点b同时随动的情况下，即L_a＝L_b，得：

H_b＝L_a÷tana_b+ΔH_b

根据步骤一中得到的第二加载点b的各加载级数a_b、ΔH_b以及位控作动筒的位移量L_a，计算第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b，得：

H_b∈(H_b0,H_b1,…,H_b(n-1),H_bn)

其中，H_b0，H_b1，...，H_b(n-1)，H_bn分别为第二加载点对应加载级数下的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差；

确定对第二加载点b进行加载的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

6.根据权利要求2所述的大变形机翼多点协调随动加载方法，其特征在于，步骤一中，所述在大变形机翼上选择多个加载点，对每个所述加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移包括：

在大变形机翼上选择第一加载点a，对第一加载点a进行单点随动加载，获取第一加载点a的合力点处加载力线与垂向的夹角a_a，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_a：

a_a∈(a_a0,a_a1,…,a_a(n-1),a_an)

ΔH_a∈(ΔH_a0,ΔH_a1,…,ΔH_a(n-1),ΔH_an)

其中，n为加载级数，a_a0，a_a1，...，a_a(n-1)，a_an分别为第一加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_a0，ΔH_a1，...，ΔH_a(n-1)，ΔH_an分别为第一加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；

在大变形机翼上选择第二加载点b，对第二加载点b进行单点随动加载，获取第二加载点b的合力点处加载力线与垂向的夹角a_b，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_b：

a_b∈(a_b0,a_b1,…,a_b(n-1),a_bn)

ΔH_b∈(ΔH_b0,ΔH_b1,…,ΔH_b(n-1),ΔH_bn)

其中，n为加载级数，a_b0，a_b1，...，a_b(n-1)，a_bn分别为第二加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b0，ΔH_b1，...，ΔH_b(n-1)，ΔH_bn分别为第二加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；

在大变形机翼上选择第三加载点c，对第三加载点c进行单点随动加载，获取第三加载点c的合力点处加载力线与垂向的夹角a_c，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔH_c：

a_c∈(a_c0,a_c1,…,a_c(n-1),a_cn)

ΔH_c∈(ΔH_c0,ΔH_c1,…,ΔH_c(n-1),ΔH_cn)

其中，n为加载级数，a_c0，a_c1，...，a_c(n-1)，a_cn分别为第三加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_c0，ΔH_c1，...，ΔH_c(n-1)，ΔH_cn分别为第三加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移。

7.根据权利要求6所述的大变形机翼多点协调随动加载方法，其特征在于，步骤二中，所述从多个加载点中选择一个基准加载点，给定所述基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算所述基准加载点的位控作动筒的位移量包括：

选择第一加载点a为基准加载点，给定第一加载点a的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为钢索经过第一导向滑轮的转折点与机翼表面合力点之间沿机翼展向的距离，由：

得：

L_a＝(H_a-ΔH_a)×tana_a

其中，a_a为第一加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，H_a为第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，ΔH_a为第一加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

根据步骤一中得到的第一加载点a的各加载级数a_a、ΔH_a以及给定的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_a，计算第一加载点a的位控作动筒的位移量L_a为：

L_a∈(L_a0,L_a1,…,L_a(n-1),L_an)

其中，L_a0，L_a1，...，L_a(n-1)，L_an分别为第一加载点对应加载级数下的位控作动筒的位移量。

8.根据权利要求7所述的大变形机翼多点协调随动加载方法，其特征在于，步骤三中，所述在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差包括：

第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

H_b＝L_b÷tana_b+ΔH_b

其中，L_b为第二加载点的位控作动筒的位移量，a_b为第二加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_b为第二加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

在单个位控作动筒使得第一加载点a与第二加载点b同时随动的情况下，即L_a＝L_b，得：

H_b＝L_a÷tana_b+ΔH_b

根据步骤一中得到的第二加载点b的各加载级数a_b、ΔH_b以及位控作动筒的位移量L_a，计算第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b，得：

H_b∈(H_b0,H_b1,…,H_b(n-1),H_bn)

其中，H_b0，H_b1，...，H_b(n-1)，H_bn分别为第二加载点对应加载级数下的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差；

确定对第二加载点b进行加载的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_b为：

第三加载点c的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_c为：

H_c＝L_c÷tana_c+ΔH_c

其中，L_c为第三加载点的位控作动筒的位移量，a_c为第三加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔH_c为第三加载点的机翼表面合力点的垂向位移；

在单个位控作动筒使得第一加载点a与第三加载点c同时随动的情况下，即L_a＝L_c，得：

H_c＝L_a÷tana_c+ΔH_c

根据步骤一中得到的第三加载点c的各加载级数a_c、ΔH_c以及位控作动筒的位移量L_a，计算第三加载点c的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_c，得：

H_c∈(H_c0,H_c1,…,H_c(n-1),H_cn)

其中，H_c0，H_c1，...，H_c(n-1)，H_cn分别为第三加载点对应加载级数下的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差；

确定对第三加载点c进行加载的第三导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差H_c为：

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