CN114813004B - 一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法 - Google Patents

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CN114813004B CN202210745027.8A CN202210745027A CN114813004B CN 114813004 B CN114813004 B CN 114813004B CN 202210745027 A CN202210745027 A CN 202210745027A CN 114813004 B CN114813004 B CN 114813004B
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Abstract

本发明公开了一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，涉及飞机测试技术领域，包括以下步骤：S1、试验系统构建；S2、测量点位选取：S2‑1、传感器点位选取；S2‑2、待测点位选取；S3、全局空间坐标系建立：S3‑1、空间坐标定义；S3‑2、边长距离定义；S3‑3、距离方程组建立；S3‑4、加载点定义；S3‑5、法向量定义；S4、振动载荷实时控制：S4‑1、控制系统构建；S4‑2：气动载荷施加；S4‑3、振动载荷施加。本发明能够实现在高空高速状态下，飞机垂尾结构件在不同气动载荷加载姿态下的振动疲劳载荷加载，同时保证了飞机垂尾结构件的真实边界条件，满足大量级振动载荷施加要求。

Description

一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法。
背景技术
在飞机飞行过程中，尤其是高速的战斗机在飞行过程中，飞机垂尾结构不仅会受到气动载荷，同时还有来自机身连接部分传递过来的振动疲劳载荷，这些复杂的载荷环境会引起飞机垂尾结构的剧烈振动从而引发飞机垂尾结构的疲劳损伤，进而影响飞机的寿命和安全。因此，必须进行地面环境下的飞机垂尾结构的动态疲劳测试试验。
为了尽可能的模拟飞行状态下飞机垂尾结构所受到的载荷环境，需要对待测飞机垂尾结构施加气动载荷的同时施加振动疲劳载荷，然而由于施加气动载荷过程中飞机垂尾结构会发生弯曲变形，振动疲劳载荷加载点的空间位置会随着垂尾的发生变形而变化，因此，飞机垂尾结构的气动加载过程中的振动疲劳载荷的跟随加载控制方法就成了其试验的核心内容。
在已有技术中，论文《一种新的振动叠加气动耦合加载技术》中采用飞机垂尾结构试验件水平固定，采用液压球头一端固定在振动台面上，另外一端与垂尾连接，在此情况下，液压球头可实现10°以内的自由偏转，从而实现在气动载荷垂模拟过程中，即飞机垂尾结构变形过程中振动载荷的加载，其缺点为：当气动载荷的施加引起飞机垂尾结构变形较大超过液压球头范围时该方法不再适用。论文《飞机垂尾静、动载荷联合加载装置设计》中将整个飞机垂尾结构在变形过程中当成一个平面对待，且其中的飞机垂尾结构变形角由仿真分析得到，试验过程中的准确性难以保证。
发明内容
针对上述存在的问题，本发明提供了一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法。
本发明的技术方案是：
一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，包括以下步骤：
S1、试验系统构建：将运动机构固定在飞机垂尾振动疲劳测试试验的实验舱内，将振动台固定在所述运动机构上，所述振动台的激振杆末端设有真空吸盘，所述真空吸盘通过吸力与待测飞机垂尾结构件的正面对接，将气动载荷加载组件固定在待测飞机垂尾结构件的两侧，真空吸盘与所述待测飞机垂尾结构件的对接点为振动载荷加载点d；
S2、测量点位选取：
S2-1、传感器点位选取：在位于待测飞机垂尾结构件的背面一侧的地面上选取三个传感器点位A、B、C，三个传感器点位A、B、C构成三角形，在A、B、C每个点所在位置处均固定设置两个拉线位移传感器；
S2-2、待测点位选取：在待测飞机垂尾结构件的背面选取三个待测点位a、b、c，三个待测点位a、b、c构成三角形，且三个待测点位a、b、c所围成的三角形△abc的重心与振动载荷加载点d重合，将A点位置处的两个拉线位移传感器的出线端分别粘贴在a点和b点处，并形成拉线Aa、Ab，将B点位置处的两个拉线位移传感器的出线端分别粘贴在b点和c点处，并形成拉线Bb、Bc，将C点位置处的两个拉线位移传感器的出线端分别粘贴在c点和a点处，并形成拉线Cc、Ca，各条拉线之间均存在一定的夹角；
S3、全局空间坐标系建立：
S3-1、空间坐标定义：将A点的空间坐标定义为（xA，yA，zA），将B点的空间坐标定义为（xB，yB，zB），将C点的空间坐标定义为（xC，yC，zC），将a点的空间坐标定义为（xa，ya，za），将b点的空间坐标定义为（xb，yb，zb），将c点的空间坐标定义为（xc，yc，zc），其中，za＞0，zb＞0，zc＞0；
S3-2、边长距离定义：将△abc三个边长分别记为Lab、Lbc、Lac，将A点位置处的两个拉线位移传感器的出线端与a点和b点的连线距离定义为LAa和LAb，将B点位置处的两个拉线位移传感器的出线端与b点和c点的连线距离定义为LBb和LBc，将C点位置处的两个拉线位移传感器的出线端与a点和c点的连线距离定义为LCa和LCc；
S3-3、距离方程组建立：
Lab的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
；
Lbc的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE004
；
Lac的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE006
；
LAa的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE008
；
LAb的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE010
；
LBb的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
；
LBc的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
；
LCa的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE016
；
LCc的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE018
；
S3-4、加载点定义：△abc的重心与振动载荷加载点d重合，因此由几何关系可以得出振动载荷加载点d的空间坐标为
Figure DEST_PATH_IMAGE020
；
S3-5、法向量定义：△abc所在平面的一组法向量
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为（nx，ny，nz），所述法向量
Figure 941631DEST_PATH_IMAGE022
与△abc所在平面内的向量点乘积为零，因此法向量
Figure 858772DEST_PATH_IMAGE022
与△abc三个边长的向量乘积由以下公式表示：
Figure DEST_PATH_IMAGE024
；
Figure DEST_PATH_IMAGE026
；
Figure DEST_PATH_IMAGE028
；
法向量
Figure 622197DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角分别为
Figure DEST_PATH_IMAGE030
，
Figure 486248DEST_PATH_IMAGE030
由以下公式表示：
Figure DEST_PATH_IMAGE032
；
Figure DEST_PATH_IMAGE034
；
Figure DEST_PATH_IMAGE036
；
S4、振动载荷实时控制：
S4-1、控制系统构建：将运动控制系统与所述运动机构和振动台分别连接，将每个所述拉线位移传感器均与所述运动控制系统连接；
S4-2：气动载荷施加：通过所述气动载荷加载组件对待测飞机垂尾结构件施加气动载荷，使待测飞机垂尾结构件在气动载荷作用下发生变形，通过三个传感器点位A、B、C的拉线位移传感器测量得到LAa、LAb、LBb、LBc、LCa、LCc的实时值；
S4-3、振动载荷施加：通过振动台的激振杆对待测飞机垂尾结构件的振动载荷加载点d垂直施加振动疲劳载荷，同时将步骤S3-1中得到的三个传感器点位A、B、C的空间坐标导入到运动控制系统中，将步骤S3-2中得到的△abc三个边长Lab、Lbc、Lac导入到运动控制系统中，将步骤S4-2中得到的LAa、LAb、LBb、LBc、LCa、LCc的实时值导入到运动控制系统中，在运动控制系统中进行步骤S3-3至步骤S3-5的运算，得到振动载荷加载点d的空间坐标的实时值、法向量
Figure 972724DEST_PATH_IMAGE022
的空间坐标的实时值以及法向量
Figure 60766DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角
Figure 281794DEST_PATH_IMAGE030
的实时值，作为输出信号，再通过运动控制系统输出所述输出信号至运动机构和振动台，调整运动机构和振动台的空间位置和姿态，从而将振动载荷加载点d的空间坐标的实时值、法向量
Figure 746274DEST_PATH_IMAGE022
的空间坐标的实时值以及法向量
Figure 415152DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角
Figure 611778DEST_PATH_IMAGE030
的实时值施加到待测飞机垂尾结构件上，保证待测飞机垂尾结构件在气动载荷作用下发生变形的过程中振动疲劳载荷始终保持垂直施加。
进一步地，所述步骤S1中气动载荷加载组件包括两个气囊，两个所述气囊分别位于待测飞机垂尾结构件的两侧。通过气囊可以模拟待测飞机垂尾结构件在气动载荷作用下发生的变形。
更进一步地，所述步骤S4-2中气动载荷加载组件对待测飞机垂尾结构件施加气动载荷的方法为：通过气缸对两个气囊充放气调节气动载荷力的大小，从而实现待测飞机垂尾结构件的变形。通过气缸及气囊可以准确调节飞机垂尾结构件在气动载荷作用下发生的变形。
进一步地，所述步骤S2-1中三个传感器点位A、B、C与待测飞机垂尾结构件之间的直线距离为待测飞机垂尾结构件最长边长度的1倍至10倍。通过将三个传感器点位A、B、C与待测飞机垂尾结构件之间的直线距离进行限定有利于试验系统的构建，提高试验效率。
进一步地，所述步骤S2-2中每个拉线位移传感器的拉线与地面的夹角均不超过90°。通过对拉线位移传感器的出线端与地面的夹角进行限定，确保拉线位移传感器测量准确。
进一步地，所述步骤S3-1中将三个传感器点位A、B、C任意一点作为全局空间坐标系的原点。通过将三个传感器点位A、B、C任意一点作为全局空间坐标系的原点有利于数据计算。
进一步地，所述步骤S3-2中△abc三个边长Lab、Lbc、Lac的长度为待测飞机垂尾结构件最长边长度的5%~15%。当△abc三个边长的长度过大时则容易造成误差过大，当△abc三个边长的长度过小时则容易造成测量不准确。
本发明的有益效果是：
（1）本发明的飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法能够实现全尺寸飞机在高空高速状态下，待测飞机垂尾结构件在不同气动载荷加载姿态下的振动疲劳载荷的跟随加载，同时保证了待测飞机垂尾结构件的真实边界条件，配合振动台施加振动疲劳载荷能够满足大量级振动载荷施加要求；
（2）本发明的飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法采用若干个拉线位移传感器并进行全局空间坐标系建立，得到振动载荷加载点d的空间坐标的实时值、法向量
Figure 631687DEST_PATH_IMAGE022
的空间坐标的实时值以及法向量
Figure 571961DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角
Figure 360926DEST_PATH_IMAGE030
的实时值，保证待测飞机垂尾结构件在气动载荷作用下发生变形的过程中振动疲劳载荷始终保持垂直施加。
附图说明
图1是本发明的飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法流程图；
图2是本发明的飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法的试验系统结构示意图；
图3是本发明的飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法中三个传感器点位A、B、C与三个待测点位a、b、c所围成的三角形△abc位置关系示意图。
其中，1-运动机构，2-振动台，21-激振杆，22-真空吸盘，3-待测飞机垂尾结构件，4-拉线位移传感器，5-运动控制系统。
具体实施方式
实施例1
一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1、试验系统构建：如图2所示，将运动机构1固定在飞机垂尾振动疲劳测试试验的实验舱内，将振动台2固定在运动机构1上，振动台2的激振杆21末端设有真空吸盘22，真空吸盘22通过吸力与待测飞机垂尾结构件3的正面对接，将气动载荷加载组件固定在待测飞机垂尾结构件3的两侧，气动载荷加载组件包括两个气囊，两个气囊分别位于待测飞机垂尾结构件3的两侧，真空吸盘22与待测飞机垂尾结构件3的对接点为振动载荷加载点d；
S2、测量点位选取：
S2-1、传感器点位选取：如图3所示，在位于待测飞机垂尾结构件3的背面一侧的地面上选取三个传感器点位A、B、C，三个传感器点位A、B、C构成三角形，在A、B、C每个点所在位置处均固定设置两个拉线位移传感器4，三个传感器点位A、B、C与待测飞机垂尾结构件3之间的直线距离为待测飞机垂尾结构件3最长边长度的3倍；
S2-2、待测点位选取：在待测飞机垂尾结构件3的背面选取三个待测点位a、b、c，三个待测点位a、b、c构成三角形，且三个待测点位a、b、c所围成的三角形△abc的重心与振动载荷加载点d重合，将A点位置处的两个拉线位移传感器4的出线端分别粘贴在a点和b点处，并形成拉线Aa、Ab，将B点位置处的两个拉线位移传感器4的出线端分别粘贴在b点和c点处，并形成拉线Bb、Bc，将C点位置处的两个拉线位移传感器4的出线端分别粘贴在c点和a点处，并形成拉线Cc、Ca，各条拉线之间均存在一定的夹角，每个拉线位移传感器4的拉线与地面的夹角均不超过90°；
S3、全局空间坐标系建立：
S3-1、空间坐标定义：将A点的空间坐标定义为（xA，yA，zA），将B点的空间坐标定义为（xB，yB，zB），将C点的空间坐标定义为（xC，yC，zC），将a点的空间坐标定义为（xa，ya，za），将b点的空间坐标定义为（xb，yb，zb），将c点的空间坐标定义为（xc，yc，zc），其中，za＞0，zb＞0，zc＞0，将传感器点位B作为全局空间坐标系的原点；
S3-2、边长距离定义：将△abc三个边长分别记为Lab、Lbc、Lac，将A点位置处的两个拉线位移传感器4的出线端与a点和b点的连线距离定义为LAa和LAb，将B点位置处的两个拉线位移传感器4的出线端与b点和c点的连线距离定义为LBb和LBc，将C点位置处的两个拉线位移传感器4的出线端与a点和c点的连线距离定义为LCa和LCc，△abc三个边长Lab、Lbc、Lac的长度为待测飞机垂尾结构件3最长边长度的10%；
S3-3、距离方程组建立：
Lab的距离方程为：
Figure 994032DEST_PATH_IMAGE002
；
Lbc的距离方程为：
Figure 235658DEST_PATH_IMAGE004
；
Lac的距离方程为：
Figure 776361DEST_PATH_IMAGE006
；
LAa的距离方程为：
Figure 872361DEST_PATH_IMAGE008
；
LAb的距离方程为：
Figure 473107DEST_PATH_IMAGE010
；
LBb的距离方程为：
Figure 202029DEST_PATH_IMAGE012
；
LBc的距离方程为：
Figure 484105DEST_PATH_IMAGE014
；
LCa的距离方程为：
Figure 247662DEST_PATH_IMAGE016
；
LCc的距离方程为：
Figure 222571DEST_PATH_IMAGE018
；
S3-4、加载点定义：△abc的重心与振动载荷加载点d重合，因此由几何关系可以得出振动载荷加载点d的空间坐标为
Figure 438789DEST_PATH_IMAGE020
；
S3-5、法向量定义：△abc所在平面的一组法向量
Figure 321294DEST_PATH_IMAGE022
为nx，ny，nz，法向量
Figure 877041DEST_PATH_IMAGE022
与△abc所在平面内的向量点乘积为零，因此法向量
Figure 85168DEST_PATH_IMAGE022
与△abc三个边长的向量乘积由以下公式表示：
Figure 468308DEST_PATH_IMAGE024
；
Figure 154505DEST_PATH_IMAGE026
；
Figure 627074DEST_PATH_IMAGE028
；
法向量
Figure 943786DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角分别为
Figure 134596DEST_PATH_IMAGE030
，
Figure 562166DEST_PATH_IMAGE030
由以下公式表示：
Figure 889242DEST_PATH_IMAGE032
；
Figure 173593DEST_PATH_IMAGE034
；
Figure 789382DEST_PATH_IMAGE036
；
S4、振动载荷实时控制：
S4-1、控制系统构建：将运动控制系统5与运动机构1和振动台2分别连接，将每个拉线位移传感器4均与运动控制系统5连接；
S4-2：气动载荷施加：通过气动载荷加载组件对待测飞机垂尾结构件3施加气动载荷，使待测飞机垂尾结构件3在气动载荷作用下发生变形，气动载荷加载组件对待测飞机垂尾结构件3施加气动载荷的方法为：通过气缸对两个气囊充放气调节气动载荷力的大小，从而实现待测飞机垂尾结构件3的变形，通过三个传感器点位A、B、C的拉线位移传感器4测量得到LAa、LAb、LBb、LBc、LCa、LCc的实时值；
S4-3、振动载荷施加：通过振动台2的激振杆21对待测飞机垂尾结构件3的振动载荷加载点d垂直施加振动疲劳载荷，同时将步骤S3-1中得到的三个传感器点位A、B、C的空间坐标导入到运动控制系统5中，将步骤S3-2中得到的△abc三个边长Lab、Lbc、Lac导入到运动控制系统5中，将步骤S4-2中得到的LAa、LAb、LBb、LBc、LCa、LCc的实时值导入到运动控制系统5中，在运动控制系统5中进行步骤S3-3至步骤S3-5的运算，得到振动载荷加载点d的空间坐标的实时值、法向量
Figure 82960DEST_PATH_IMAGE022
的空间坐标的实时值以及法向量
Figure 717073DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角
Figure 172325DEST_PATH_IMAGE030
的实时值，作为输出信号，再通过运动控制系统5输出输出信号至运动机构1和振动台2，调整运动机构1和振动台2的空间位置和姿态，从而将振动载荷加载点d的空间坐标的实时值、法向量
Figure 72148DEST_PATH_IMAGE022
的空间坐标的实时值以及法向量
Figure 841521DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角
Figure 408768DEST_PATH_IMAGE030
的实时值施加到待测飞机垂尾结构件3上，保证待测飞机垂尾结构件3在气动载荷作用下发生变形的过程中振动疲劳载荷始终保持垂直施加。
实施例2
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S2-1中三个传感器点位A、B、C与待测飞机垂尾结构件3之间的直线距离为待测飞机垂尾结构件3最长边长度的1倍。
实施例3
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S2-1中三个传感器点位A、B、C与待测飞机垂尾结构件3之间的直线距离为待测飞机垂尾结构件3最长边长度的10倍。
实施例4
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S3-1中将传感器点位A作为全局空间坐标系的原点。
实施例5
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S3-1中将传感器点位C作为全局空间坐标系的原点。
实施例6
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：△abc三个边长Lab、Lbc、Lac的长度为待测飞机垂尾结构件3最长边长度的5%。
实施例7
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：△abc三个边长Lab、Lbc、Lac的长度为待测飞机垂尾结构件3最长边长度的15%。
实验例
以实施例1中的方法进行飞机垂尾振动疲劳测试试验，试验结果如下：
在步骤S3-1空间坐标定义中，A、B、C三个点的空间坐标分别为（3130，960，0）、（0，0，0）、（1360，3600，0）；
在步骤S3-2边长距离定义中，△abc三个边长Lab、Lbc、Lac均为200mm，待测飞机垂尾结构件3最长边长度为2m；
在步骤S4-2中，在某一时刻下待测飞机垂尾结构件3的位置如图2所示，图中虚线为待测飞机垂尾结构件3在施加气动载荷之前的位置，在该时刻下测得的实时值为：LAa为7379mm，LAb为7487mm，LBb为5379mm，LBc为5290mm，LCc为6187mm，LCa为6228mm；
在步骤S4-3中，将上述数据通过运动控制系统5求解出在该时刻a、b、c三个位置的空间坐标为：a（-2960，1756，4089），b(-3126，1648，4055)，c(-3068，1786，3922)，同时求解出在某一时刻振动载荷加载点d的空间坐标为（-3051，1730，4022），因此法向量
Figure 972605DEST_PATH_IMAGE022
与△abc三个边长的向量乘积由以下公式表示：
Figure DEST_PATH_IMAGE038
Figure DEST_PATH_IMAGE040
Figure DEST_PATH_IMAGE042
在该时刻下法向量
Figure 516981DEST_PATH_IMAGE022
可以记为
Figure DEST_PATH_IMAGE044
，令
Figure DEST_PATH_IMAGE046
，取其中一个法向量
Figure DEST_PATH_IMAGE048
；
则在该时刻下法向量
Figure 621203DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角分别
Figure 715061DEST_PATH_IMAGE030
分别为56.9°、133.5°、118.5°；
将该时刻下振动载荷加载点d的空间坐标、法向量
Figure 777695DEST_PATH_IMAGE022
的空间坐标以及法向量
Figure 839061DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角
Figure 12553DEST_PATH_IMAGE030
作为输出信号，再通过运动控制系统5输出输出信号至运动机构1和振动台2，调整运动机构1和振动台2的空间位置和姿态，从而将该时刻下振动载荷加载点d的空间坐标、法向量
Figure 288814DEST_PATH_IMAGE022
的空间坐标以及法向量
Figure 460032DEST_PATH_IMAGE022
与X轴、Y轴、Z轴的夹角
Figure 821743DEST_PATH_IMAGE030
施加到待测飞机垂尾结构件3上，保证待测飞机垂尾结构件3在气动载荷作用下发生变形的过程中振动疲劳载荷始终保持垂直施加。

Claims (7)

1.一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、试验系统构建：将运动机构（1）固定在飞机垂尾振动疲劳测试试验的实验舱内，将振动台（2）固定在所述运动机构（1）上，所述振动台（2）的激振杆（21）末端设有真空吸盘（22），所述真空吸盘（22）通过吸力与待测飞机垂尾结构件（3）的正面对接，将气动载荷加载组件固定在待测飞机垂尾结构件（3）的两侧，真空吸盘（22）与所述待测飞机垂尾结构件（3）的对接点为振动载荷加载点d；
S2、测量点位选取：
S2-1、传感器点位选取：在位于待测飞机垂尾结构件（3）的背面一侧的地面上选取三个传感器点位A、B、C，三个传感器点位A、B、C构成三角形，在A、B、C每个点所在位置处均固定设置两个拉线位移传感器（4）；
S2-2、待测点位选取：在待测飞机垂尾结构件（3）的背面选取三个待测点位a、b、c，三个待测点位a、b、c构成三角形，且三个待测点位a、b、c所围成的三角形△abc的重心与振动载荷加载点d重合，将A点位置处的两个拉线位移传感器（4）的出线端分别粘贴在a点和b点处，并形成拉线Aa、Ab，将B点位置处的两个拉线位移传感器（4）的出线端分别粘贴在b点和c点处，并形成拉线Bb、Bc，将C点位置处的两个拉线位移传感器（4）的出线端分别粘贴在c点和a点处，并形成拉线Cc、Ca，各条拉线之间均存在一定的夹角；
S3、全局空间坐标系建立：
S3-1、空间坐标定义：将A点的空间坐标定义为（xA，yA，zA），将B点的空间坐标定义为（xB，yB，zB），将C点的空间坐标定义为（xC，yC，zC），将a点的空间坐标定义为（xa，ya，za），将b点的空间坐标定义为（xb，yb，zb），将c点的空间坐标定义为（xc，yc，zc），其中，za＞0，zb＞0，zc＞0；
S3-2、边长距离定义：将△abc三个边长分别记为Lab、Lbc、Lac，将A点位置处的两个拉线位移传感器（4）的出线端与a点和b点的连线距离定义为LAa和LAb，将B点位置处的两个拉线位移传感器（4）的出线端与b点和c点的连线距离定义为LBb和LBc，将C点位置处的两个拉线位移传感器（4）的出线端与a点和c点的连线距离定义为LCa和LCc；
S3-3、距离方程组建立：
Lab的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
；
Lbc的距离方程为：
Figure 321519DEST_PATH_IMAGE002
；
Lac的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE003
；
LAa的距离方程为：
Figure 348381DEST_PATH_IMAGE004
；
LAb的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE005
；
LBb的距离方程为：
Figure 674320DEST_PATH_IMAGE006
；
LBc的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE007
；
LCa的距离方程为：
Figure 837448DEST_PATH_IMAGE008
；
LCc的距离方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE009
；
S3-4、加载点定义：△abc的重心与振动载荷加载点d重合，因此由几何关系可以得出振 动载荷加载点d的空间坐标为
Figure 711513DEST_PATH_IMAGE010
；
S3-5、法向量定义：△abc所在平面的一组法向量
Figure DEST_PATH_IMAGE011
为（nx，ny，nz），所述法向量
Figure 225671DEST_PATH_IMAGE011
与△abc 所在平面内的向量点乘积为零，因此法向量
Figure 355301DEST_PATH_IMAGE011
与△abc三个边长的向量乘积由以下公式表 示：
Figure 638515DEST_PATH_IMAGE012
；
Figure DEST_PATH_IMAGE013
；
Figure 195398DEST_PATH_IMAGE014
；
法向量
Figure 196852DEST_PATH_IMAGE011
与X轴、Y轴、Z轴的夹角分别为
Figure DEST_PATH_IMAGE015
，
Figure 113862DEST_PATH_IMAGE015
由以下公式表示：
Figure 517161DEST_PATH_IMAGE016
；
Figure DEST_PATH_IMAGE017
；
Figure 979366DEST_PATH_IMAGE018
；
S4、振动载荷实时控制：
S4-1、控制系统构建：将运动控制系统（5）与所述运动机构（1）和振动台（2）分别连接，将每个所述拉线位移传感器（4）均与所述运动控制系统（5）连接；
S4-2：气动载荷施加：通过所述气动载荷加载组件对待测飞机垂尾结构件（3）施加气动载荷，使待测飞机垂尾结构件（3）在气动载荷作用下发生变形，通过三个传感器点位A、B、C的拉线位移传感器（4）测量得到LAa、LAb、LBb、LBc、LCa、LCc的实时值；
S4-3、振动载荷施加：通过振动台（2）的激振杆（21）对待测飞机垂尾结构件（3）的振动 载荷加载点d垂直施加振动疲劳载荷，同时将步骤S3-1中得到的三个传感器点位A、B、C的空 间坐标导入到运动控制系统（5）中，将步骤S3-2中得到的△abc三个边长Lab、Lbc、Lac导入到 运动控制系统（5）中，将步骤S4-2中得到的LAa、LAb、LBb、LBc、LCa、LCc的实时值导入到运动控制 系统（5）中，在运动控制系统（5）中进行步骤S3-3至步骤S3-5的运算，得到振动载荷加载点d 的空间坐标的实时值、法向量
Figure 733696DEST_PATH_IMAGE011
的空间坐标的实时值以及法向量
Figure 205128DEST_PATH_IMAGE011
与X轴、Y轴、Z轴的夹角
Figure 462934DEST_PATH_IMAGE015
的实时值，作为输出信号，再通过运动控制系统（5）输出所述输出信号至运动 机构（1）和振动台（2），调整运动机构（1）和振动台（2）的空间位置和姿态，从而将振动载荷 加载点d的空间坐标的实时值、法向量
Figure 627200DEST_PATH_IMAGE011
的空间坐标的实时值以及法向量
Figure 88399DEST_PATH_IMAGE011
与X轴、Y轴、Z轴 的夹角
Figure 363523DEST_PATH_IMAGE015
的实时值施加到待测飞机垂尾结构件（3）上，保证待测飞机垂尾结构件 （3）在气动载荷作用下发生变形的过程中振动疲劳载荷始终保持垂直施加。
2.根据权利要求1所述的一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S1中气动载荷加载组件包括两个气囊，两个所述气囊分别位于待测飞机垂尾结构件（3）的两侧。
3.根据权利要求2所述的一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S4-2中气动载荷加载组件对待测飞机垂尾结构件（3）施加气动载荷的方法为：通过气缸对两个气囊充放气调节气动载荷力的大小，从而实现待测飞机垂尾结构件（3）的变形。
4.根据权利要求1所述的一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S2-1中三个传感器点位A、B、C与待测飞机垂尾结构件（3）之间的直线距离为待测飞机垂尾结构件（3）最长边长度的1倍至10倍。
5.根据权利要求1所述的一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S2-2中每个拉线位移传感器（4）的拉线与地面的夹角均不超过90°。
6.根据权利要求1所述的一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S3-1中将三个传感器点位A、B、C任意一点作为全局空间坐标系的原点。
7.根据权利要求1所述的一种飞机垂尾振动疲劳测试试验中加载姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S3-2中△abc三个边长Lab、Lbc、Lac的长度为待测飞机垂尾结构件（3）最长边长度的5%~15%。
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