大展弦比机翼随动加载方法与装置研究

大展弦比机翼载荷标定实验中,随着载荷的增加,机翼会发生弯曲变形,导致加载点的法向载荷方向发生变化,对载荷标定实验的准确性产生影响。为解决此问题,设计了一套大展弦比随动加载装置,该装置通过电缸控制加载点竖直方向的位移,通过位移台控制电缸水平方向的位移,利用联动控制系统使载荷标定实验中施加在机翼翼面的作用力与翼面始终保持垂直,保证机翼所受载荷始终沿法向。开展随动加载与砝码垂向加载对比实验,结果表明:随动加载获得的数据相关系数达到0.999,相较砝码垂向加载获得的数据相关系数0.976更优,验证了随动加载装置的有效性。该装置不仅具有体积较小、操作简便的优点,还为推动大展弦比机翼性能研究提供了有力支撑。

用于缝翼疲劳试验随动加载方法研究

某型飞机缝翼全尺寸疲劳试验属于结构疲劳适航验证试验,其主要目的是暴露缝翼结构的疲劳薄弱部位,验证缝翼是否满足广布疲劳损伤(WFD)的相关要求,为结构设计和制造工艺改进及制定飞机结构的有效性限制(LOV)和相关WFD敏感结构的结构更改点提供试验依据。试验过程中,缝翼翼面随试验载荷谱工况变化,打开角度发生变化。为模拟真实缝翼运动状态和受载情况,保证缝翼结构在不同构型下加载的准确性,本试验要求翼面随动加载。本文根据试验要求提出了一种随动加载方法,设计了一种随动加载机构,在缝翼收放过程中,通过控制随动加载机构,使加载作动筒的固定点跟随缝翼加载点同步运动,实现翼面偏转、加载点位置和加载力同步协调一致,最终实现缝翼载荷的随动加载。

MTS与TwinCAT联合随动加载系统研究应用

某型飞机襟缝翼疲劳试验中,在卡位变换过程中需要对试验件加载,此过程中需要使用随动系统配合加载作动筒进行实时精确加载。通过对算法和系统模块的设计,使用嵌入VS2013内部的TwinCAT3.0平台开发的联合随动加载控制系统,实现了PLC与MTS试验系统实时高速通信、多套倍福伺服系统的同步运动控制以及MTS试验加载系统与随动系统的协调控制,保证了在时间、空间与MTS控制的加载系统相协调,同时也确保了运动过程中的平滑以及载荷施加的准确性。在某型飞机部件襟缝翼疲劳试验中进行了验证与应用,试验结果表明了该项技术在飞机疲劳试验领域具有一定的应用价值。

全尺寸缝翼疲劳试验随动加载技术

缝翼及其支承结构的疲劳试验是民用飞机适航取证的一项重要工作,其难度在于需要在试验件运动过程中同步施加载荷,完成对缝翼翼面及其支承结构载荷的考验。过大的同步偏差及不当的异常处理会造成试验件的非预期损伤,是一项风险极高的地面强度试验。在试验方案中采用了控制系统与驱动系统的双驱动方式,在国内首次在翼身组合体真机环境中完成了缝翼疲劳试验,真实还原了缝翼实际运动场景,试验通过对试验运动轨迹的仿真指导随动加载框架的安装,极大地提高了活动翼面随动加载试验在翼面活动时的同步性和加载精度,同时创新的同步偏差实时监控和防错设计保障了试验的顺利运行,为该型号飞机的缝翼设计提供了更具参考价值的试验数据及试验结果。

飞机襟缝翼收放功能试验随动加载研究

进行飞机襟缝翼收放功能试验随动加载是测试和检测襟缝翼收放失效模式、安全性和可靠性最为有效的方式。本文对襟缝翼随动加载的若干关键技术问题进行了研究,其中包括:随动加载的技术要求、随动加载机构设计、随动加载工作原理以及随动加载系统组成等,并对每个问题的关键点和解决方法进行了说明,用以指导飞机襟缝翼收放功能试验随动加载系统研制和试验设计。多个飞机型号的襟缝翼随动加载系统研制和试验证明了本文方案和方法的有效性与合理性。

全机结构试验起落架随动加载技术研究

以提高起落架试验加载精度为目的,提出了一种适用于全机状态下起落架试验的随动加载方法;并设计了随动加载装置,进行了试验验证及实际应用。与传统加载方式相比,随动加载装置具有加载精度高、结构简单、安装方便的特点,有较高的工程应用价值。

基于随动加载试验技术的双垂尾结构强度

双垂尾结构静力试验可为验证强度计算方法以及结构设计合理性提供试验依据。为提高双垂尾结构静力试验加载的精度,提出了一种适用于双垂尾大变形静力试验的加载方法。采用主动反馈式随动加载技术和实时重量补偿技术,在试验中通过载荷与位移的主动反馈控制来提高试验载荷施加的准确性,从而解决双垂尾结构大变形试验加载干涉的问题。试验中采用的随动加载技术,有效地避免了大变形加载设备与试验件干涉问题,降低了试验风险,取得了良好的试验结果。该技术的实现对其他此类结构的试验具有一定的借鉴作用。

基于轨迹模拟的活动翼面随动加载技术及应用

开展结构强度试验中活动翼面随动加载技术研究,对于提高试验精度、确保试验顺利完成具有重要意义。活动翼面在偏转过程中载荷大小和方向不断变化,为满足试验加载要求,提出了一种全新的随动加载技术;然后设计了模拟试验验证了新方法的可行性、有效性和实用性;最后以某型号扰流板操纵灵活性验证试验为研究对象,采用全新的加载方法,顺利完成了试验,表明了该加载方法满足试验要求。研究结果具有一定的工程应用价值,并在多类重点型号试验中得到了应用。

基于直线电机的一维随动加载机构研究

提出一种基于直线电机的一维随动加载机构,用于机床加载试验。确定加载机构方案并进行系统建模,进行平台搭建和原理试验。加载机构采用力、速度双环控制方案,通过消除力和速度的跟随误差,达到位置跟随和力随动加载的目的。使用原理试验平台进行加载试验,试验结果表明:该控制方法及机构方案可行。

基于角度误差的缝翼随动加载技术改进方法

在某型飞机缝翼疲劳试验中,采用随动加载技术,实现在缝翼翼面打开角度变化时载荷随动施加,为了解决试验中摆臂式随动机构旋转角度与缝翼打开角度之间误差偏大的问题,通过研究该飞机5段缝翼随动机构的几何数学模型,结合试验载荷谱波形,得到作动筒位移与角度误差的关系,确定角度误差的来源,研究随动机构各参数和载荷谱对角度误差的影响,提出一种基于角度误差的缝翼随动加载技术改进方法,并通过试验验证,结果表明该方法可以有效减小角度误差,对未来活动翼面的随动机构设计和载荷谱选择具有指导意义。

基于摆臂式随动加载技术的活动翼面功能试验及应用

活动翼面偏转过程中所承受的动态气动载荷大小随运动状态不断变化,方向始终垂直于翼面弦平面。为了真实模拟活动翼面运动过程中真实受载状态,活动翼面功能试验加载过程需与翼面收放过程/状态连续和同步,具有随动跟踪翼面运动的能力,且确保载荷动态垂直于翼面。为满足试验加载要求,提出了一种摆臂式随动加载技术,并设计了随动加载装置,然后通过模拟试验验证了新方法的可行性、有效性和实用性,最后将该技术应用于某型号襟缝翼耐久性试验中。数据分析表明,该加载方法满足试验要求。

大型客机结构试验主起落架随动加载技术

对大型客机全机结构试验主起落架垂向加载方法进行分析研究,提出一种基于双层滚柱平台的随动加载技术,并给出了加载装置设计方案。通过计算及模拟试验对加载装置的承载能力及阻尼特性进行验证,最终成功应用于型号试验。相比现有加载方法,该技术同时保证了加载精度与大载荷施加能力,能够满足静强度试验及疲劳试验的需要。

后缘襟翼随动加载技术研究

后缘襟翼在飞机飞行过程中发挥着重要作用,作用于其表面的气动载荷的大小和方向伴随其收起和展开而不断变化,给襟翼结构/机构地面试验气动载荷模拟带来很大困难。随动加载技术是解决该问题的关键技术。本文将工程中现有的后缘襟翼随动加载技术归纳为合成式随动加载技术、转轴式随动加载技术和多自由度分离式随动加载技术,并通过原理和工程应用案例进行分析,为飞机襟翼结构/机构地面试验验证提供技术支持。

某飞机襟缝翼疲劳试验系统随动加载技术研究

针对某飞机襟缝翼在运动过程中的受力情况难以模拟的问题,采用"分离式"设计理念,设计了一种由活动框架及运动机构组成的随动加载装置。给出了随动加载装置的两种设计方案,并对两种方案进行了对比分析。设计了活动翼面驱动系统,对控制系统与活动翼面驱动系统的数字I/O直接交流技术开展了深入研究。通过某飞机襟缝翼疲劳试验平台对本文的设计方案进行了验证,证明本文提出的方案合理有效,并在某飞机襟缝翼及其悬挂系统疲劳试验中成功应用,提升了飞机结构疲劳试验技术水平。

水陆两栖飞机静力试验起落架随动加载装置设计

为满足我国新研大型水陆两栖飞机全机试验起落架的加载要求,本文研究了大载荷随动加载技术,在随动加载稳定性原理的基础上,提出了提高加载稳定性的思路及方法,设计了新型随动加载装置,通过测试及型号试验应用,验证了新装置在大载荷随动加载方面的技术及工程应用价值。

结构强度试验随动加载实时监测系统设计

以某翼型结构的结构强度试验的随动加载技术为背景,重点研究了随动加载支持夹具的运动边界保护机制。在随动加载设备的极限状态安装机械限位开关和红外监测传感器,实时监测加载设备的运行状态,以应对控制系统故障以及现场出现异常时,对试验进行应急保护,以免试验件遭遇不可逆打击。设备数据处理终端采用上位机虚拟仪器进行人机交互,方便试验技术人员对试验进行实时监控。通过两种监测手段相结合,大幅度提高该试验的运行安全,全面提高试验可靠性,进而减少因为试验故障导致的试验暂停,有效加快试验进度,缩短试验周期。

面向数控机床可靠性试验的多维力随动加载装置

面向五轴联动数控机床的可靠性试验提出多维力随动加载方法,对五轴联动进给主轴施加多维力载荷,形成复杂进给抗力,部分模拟主轴复杂切削力环境。基于6-PUS并联机构研制多维力随动加载装置,采用模糊PID控制器建立显式力控制系统,比例和积分增益可随加载误差自适应调节。在五轴联动数控机床上开展多维力随动加载实验,结果表明,加载装置能够跟随机床主轴的单轴、三轴联动和五轴联动进给运动,根据期望值对主轴施加三维力,加载误差小于3.2%,在机床执行多种加工轨迹时形成有效进给抗力,为后续引入动态加载模拟复杂切削力提供理论和装备支撑。研究成果可为数控机床可靠性试验提供低成本、可循环的加载方式,有利于测试的规模化和标准化发展,也可为精度保持性、超载试验、跑合试验等机床性能测试提供新的负载模拟思路。

基于模糊PID的随动加载控制系统设计

针对目前结构强度试验不断涌现的随动加载问题,设计了一种基于模糊PID的随动加载系统。详细阐述了该系统的控制原理、实现方法以及控制效果。以某结构随动加载设计方案对该系统进行验证,该系统在以往随动加载的基础上增加了模糊控制集,试验控制工程师可以根据实际结构的随动边界进行模糊设计,继而实现对试验件的物理边界进行实时保护,消除了以往开环随动的加载方案存在的安全隐患,降低了试验风险。

基于边界模拟的起落架随动加载装置测试试验

针对新研起落架随动加载装置测试试验载荷大、真实试验模拟难度大的问题,提出基于边界模拟的测试方法。通过主动控制边界载荷、装置被动承载来实现对装置加载能力的测试,该测试方法有效地完成了对装置各项技术参数的测试,具有较高的工程应用价值。

基于随动加载的起落架载荷误差评估与修正

全尺寸飞机柔性起落架静力试验中,起落架受载变形引起加载力线改变,从而带来加载误差。为提高加载准确度,起落架随动加载技术被广泛使用。通过对随动加载模型的分析,得出该加载技术试验过程中理论上依然存在加载误差。采用向量、矩阵运算结合力学平衡方程推导得到随动加载技术误差计算公式和载荷修正公式。选取某型飞机起落架静力试验典型工况(两点滑行刹车)进行载荷误差评估、修正与验证。结果表明:随动加载技术试验过程中航向和垂向最大加载误差小于工程允许的1%误差,侧向加载误差引起的最大约束反力误差小于工程允许的5kN;载荷修正后,最大约束反力误差小于2kN,加载准确度得到了进一步提升。从理论上分析了柔性起落架发生变形后载荷误差并进行修正,研究成果为起落架静强度试验过程中主动载荷和约束点载荷误差分析提供了理论依据。