一種高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機(jī)高升力系統(tǒng)試驗(yàn)領(lǐng)域，具體涉及一種高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法。
【背景技術(shù)】
[0002]以往的高升力系統(tǒng)試驗(yàn)中，由于設(shè)計(jì)思想等的限制，高升力系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)功能檢查試驗(yàn)僅在翼盒、機(jī)身加載而增升裝置不加載；此時(shí)，驅(qū)動(dòng)增升裝置的高升力系統(tǒng)基本處于不受載情況，因而與實(shí)際的飛行情況是完全不一樣的和不真實(shí)的。這樣的試驗(yàn)，不能檢驗(yàn)飛機(jī)高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)及制造工藝等的影響，飛機(jī)飛行試驗(yàn)存在很大的隱患。由于全行程增升裝置隨動(dòng)加載系統(tǒng)非常昂貴，在以往的飛機(jī)靜力試驗(yàn)中還未見使用。這樣，對于新研制的飛機(jī)，沒有可靠的試驗(yàn)方法來驗(yàn)證高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)，并為飛機(jī)首飛及其后的飛行試驗(yàn)提供地面試驗(yàn)支持。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是提供一種高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，以解決目前的高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)試驗(yàn)結(jié)果不準(zhǔn)確的問題。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)方案是:
[0005]一種高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，包括如下步驟:
[0006]步驟一、在待測飛機(jī)的增升裝置的翼面上設(shè)置多個(gè)均勻分布的加載點(diǎn)；
[0007]步驟二、加載系統(tǒng)中的加載作動(dòng)器的加載端分別與所述多個(gè)加載點(diǎn)連接，以使得所述加載作動(dòng)器通過所述多個(gè)加載點(diǎn)給所述增升裝置的翼面加載氣動(dòng)載荷；
[0008]步驟三、通過驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)所述增升裝置進(jìn)行逐級偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)至一個(gè)預(yù)定角度時(shí)；
[0009]步驟四、通過所述加載作動(dòng)器向所述增升裝置的翼面逐級加載氣動(dòng)載荷，并判斷在所述預(yù)定角度下，氣動(dòng)載荷逐級加載至極限載荷過程中是否有故障復(fù)現(xiàn)，若是，記錄故障復(fù)現(xiàn)時(shí)的所述增升裝置的預(yù)定角度以及所述氣動(dòng)載荷加載量，試驗(yàn)完成；否則，進(jìn)行步驟五；
[0010]另外，在所述加載作動(dòng)器加載氣動(dòng)載荷同時(shí)，在所述待測飛機(jī)的機(jī)身上加載與所述加載作動(dòng)器加載的氣動(dòng)載荷相平衡的配平載荷；
[0011]步驟五、所述增升裝置偏轉(zhuǎn)至下一個(gè)預(yù)定角度，并重復(fù)步驟四。
[0012]可選地，在所述步驟二中，所述加載作動(dòng)器的加載端的端部通過多根柔性加載件分別與所述多個(gè)加載點(diǎn)連接。
[0013]可選地，所述加載作動(dòng)器的掛點(diǎn)到所述加載點(diǎn)的距離為15m。
[0014]可選地，在所述步驟三中，所述增升裝置每次偏轉(zhuǎn)2°?4°。
[0015]可選地，在所述步驟四中，所述氣動(dòng)載荷極限載荷為100%的總載荷，加載從O開始；
[0016]在65%之前，以5%為一級逐級加載；到65%之后，以2%為一級逐級加載。
[0017]可選地，在所述步驟四中，所述氣動(dòng)載荷極限載荷為100 %的總載荷，加載從O開始；
[0018]在50%之前，以5%為一級逐級加載；到50%之后，以I %為一級逐級加載。
[0019]本發(fā)明的有益效果:
[0020]本發(fā)明的高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，通過加載作動(dòng)器向一預(yù)定角度狀態(tài)下的增升裝置的翼面逐級加載氣動(dòng)載荷，并判斷在預(yù)定角度下，氣動(dòng)載荷逐級加載至極限載荷過程中是否有故障復(fù)現(xiàn)，從而得到飛機(jī)故障時(shí)的加載載荷大小，能夠真實(shí)模擬飛機(jī)高升力系統(tǒng)的真實(shí)飛行情況，證試驗(yàn)高升力系統(tǒng)\相關(guān)的增升裝置\翼盒等在全機(jī)試驗(yàn)中的受力狀態(tài)與空中情況一致，并解決飛機(jī)重大飛行故障；另外，本專利突破了動(dòng)態(tài)驅(qū)動(dòng)\協(xié)調(diào)加載技術(shù)，從本質(zhì)上改變了以往的試驗(yàn)方法的嚴(yán)重不足和缺陷。
【附圖說明】
[0021]圖1是本發(fā)明高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0022]這里將詳細(xì)地對示例性實(shí)施例進(jìn)行說明，其示例表示在附圖中。
[0023]如圖1所示，本發(fā)明提供的一種高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，包括如下步驟:
[0024]步驟一、在待測飛機(jī)的增升裝置的翼面上設(shè)置多個(gè)均勻分布的加載點(diǎn)。
[0025]步驟二、加載系統(tǒng)中的加載作動(dòng)器的加載端分別通過可以膠布帶或拉壓墊固定在翼面上，與多個(gè)加載點(diǎn)連接，以使得加載作動(dòng)器通過多個(gè)加載點(diǎn)給增升裝置的翼面加載氣動(dòng)載荷。進(jìn)一步，在步驟二中，加載作動(dòng)器的加載端的端部通過多根柔性加載件分別與多個(gè)加載點(diǎn)連接。
[0026]并且，本發(fā)明中要保證加載作動(dòng)器掛點(diǎn)距增升裝置足夠遠(yuǎn)，以保證增升裝置作小角度運(yùn)動(dòng)對載荷方向產(chǎn)生的影響足夠小(小于1% )，優(yōu)選地，加載作動(dòng)器的掛點(diǎn)到加載點(diǎn)的距離為15m。
[0027]另外，由于增升裝置驅(qū)動(dòng)會產(chǎn)生擾動(dòng)，因而要求其具有良好的跟隨性(各加載點(diǎn)最大加載差異小于5% )，為了保證跟隨性，還可以在加載點(diǎn)增加作動(dòng)裝置(以進(jìn)一步改善加載精度)。由于高升力系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)速度是分級的，驅(qū)動(dòng)速度越小，加載作動(dòng)系統(tǒng)的跟隨性就越好。在試驗(yàn)前，通過加載跟隨性試驗(yàn)(單獨(dú)設(shè)計(jì)的單個(gè)作動(dòng)筒隧洞加載試驗(yàn))可以完成跟隨性測試。試驗(yàn)表明，驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)最大驅(qū)動(dòng)速度下，跟隨性滿足要求，減小驅(qū)動(dòng)速度可以更進(jìn)一步地改善加載系統(tǒng)的跟隨性。
[0028]步驟三、通過驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)所述增升裝置進(jìn)行逐級偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)至一個(gè)預(yù)定角度時(shí)。其中，試驗(yàn)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)需要設(shè)計(jì)專用的驅(qū)動(dòng)控制系統(tǒng)，要求控制系統(tǒng)能夠驅(qū)動(dòng)rou(增升裝置動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置)，并能實(shí)現(xiàn)小角度偏轉(zhuǎn)控制(任意偏角附近的小角度偏轉(zhuǎn)，如I度、2度等)。驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)還要求能夠給出rou電流值或直接給出PDU輸出扭矩。
[0029]步驟四、通過所述加載作動(dòng)器向所述增升裝置的翼面逐級加載氣動(dòng)載荷，并判斷在預(yù)定角度下，氣動(dòng)載荷逐級加載至極限載荷過程中是否有故障復(fù)現(xiàn)，若是，驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)不再作動(dòng)，記錄故障復(fù)現(xiàn)時(shí)的增升裝置的預(yù)定角度以及氣動(dòng)載荷加載量，靜力試驗(yàn)加載系統(tǒng)逐級卸載到零，試驗(yàn)完成。否則，進(jìn)行后續(xù)步驟五。
[0030]進(jìn)一步，在步驟四中，氣動(dòng)載荷極限載荷為100 %的總載荷，加載從O開始。在65 %(總載荷百分比)之前，以5%為一級逐級加載；到65%之后，以2%為一級逐級加載，加載到各載荷級后，保持載荷，做小角度收放試驗(yàn)。或者氣動(dòng)載荷極限載荷在50%之前，以5%為一級逐級加載；到50%之后，以I %為一級逐級加載。
[0031]進(jìn)一步，當(dāng)加載到各載荷級后，增生裝置加載作動(dòng)器通過加載系統(tǒng)的反饋控制實(shí)現(xiàn)驅(qū)動(dòng)過程中的載荷保持。
[0032]另外，在加載作動(dòng)器加載氣動(dòng)載荷同時(shí)，在待測飛機(jī)的機(jī)身上加載與加載作動(dòng)器加載的氣動(dòng)載荷相平衡的配平載荷，屬于常規(guī)試驗(yàn)做法。
[0033]步驟五、增升裝置偏轉(zhuǎn)至下一個(gè)預(yù)定角度，并重復(fù)步驟四。
[0034]本發(fā)明的高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，通過加載作動(dòng)器向一預(yù)定角度狀態(tài)下的增升裝置的翼面逐級加載氣動(dòng)載荷，并判斷在預(yù)定角度下，氣動(dòng)載荷逐級加載至極限載荷過程中是否有故障復(fù)現(xiàn)，從而得到飛機(jī)故障時(shí)的加載載荷大小，能夠真實(shí)模擬飛機(jī)高升力系統(tǒng)的真實(shí)飛行情況，證試驗(yàn)高升力系統(tǒng)\相關(guān)的增升裝置\翼盒等在全機(jī)試驗(yàn)中的受力狀態(tài)與空中情況一致，并解決飛機(jī)重大飛行故障；另外，本專利突破了動(dòng)態(tài)驅(qū)動(dòng)\協(xié)調(diào)加載技術(shù)，從本質(zhì)上改變了以往的試驗(yàn)方法的嚴(yán)重不足和缺陷。
[0035]以上所述，僅為本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，其特征在于，包括如下步驟: 步驟一、在待測飛機(jī)的增升裝置的翼面上設(shè)置多個(gè)均勻分布的加載點(diǎn)； 步驟二、加載系統(tǒng)中的加載作動(dòng)器的加載端分別與所述多個(gè)加載點(diǎn)連接，以使得所述加載作動(dòng)器通過所述多個(gè)加載點(diǎn)給所述增升裝置的翼面加載氣動(dòng)載荷； 步驟三、通過驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)所述增升裝置進(jìn)行逐級偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)至一個(gè)預(yù)定角度時(shí)； 步驟四、通過所述加載作動(dòng)器向所述增升裝置的翼面逐級加載氣動(dòng)載荷，并判斷在所述預(yù)定角度下，氣動(dòng)載荷逐級加載至極限載荷過程中是否有故障復(fù)現(xiàn)，若是，記錄故障復(fù)現(xiàn)時(shí)的所述增升裝置的預(yù)定角度以及所述氣動(dòng)載荷加載量，試驗(yàn)完成；否則，進(jìn)行步驟五； 另外，在所述加載作動(dòng)器加載氣動(dòng)載荷同時(shí)，在所述待測飛機(jī)的機(jī)身上加載與所述加載作動(dòng)器加載的氣動(dòng)載荷相平衡的配平載荷； 步驟五、所述增升裝置偏轉(zhuǎn)至下一個(gè)預(yù)定角度，并重復(fù)步驟四。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，其特征在于，在所述步驟二中，所述加載作動(dòng)器的加載端的端部通過多根柔性加載件分別與所述多個(gè)加載點(diǎn)連接。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，其特征在于，所述加載作動(dòng)器的掛點(diǎn)到所述加載點(diǎn)的距離為15m。4.根據(jù)權(quán)利要求1-3任一項(xiàng)所述的高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，其特征在于，在所述步驟三中，所述增升裝置每次偏轉(zhuǎn)2°?4°。5.根據(jù)權(quán)利要求4任一項(xiàng)所述的高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，其特征在于，在所述步驟四中，所述氣動(dòng)載荷極限載荷為100%的總載荷，加載從O開始； 在65%之前，以5%為一級逐級加載；到65%之后，以2%為一級逐級加載。6.根據(jù)權(quán)利要求4任一項(xiàng)所述的高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，其特征在于，在所述步驟四中，所述氣動(dòng)載荷極限載荷為100%的總載荷，加載從O開始； 在50%之前，以5%為一級逐級加載；到50%之后，以I %為一級逐級加載。
【專利摘要】本發(fā)明涉及飛機(jī)高升力系統(tǒng)試驗(yàn)領(lǐng)域，具體涉及一種高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，以解決目前的高升力系統(tǒng)設(shè)計(jì)試驗(yàn)結(jié)果不準(zhǔn)確的問題。本發(fā)明的高升力系統(tǒng)全機(jī)加載動(dòng)態(tài)試驗(yàn)方法，通過加載作動(dòng)器向一預(yù)定角度狀態(tài)下的增升裝置的翼面逐級加載氣動(dòng)載荷，并判斷在預(yù)定角度下，氣動(dòng)載荷逐級加載至極限載荷過程中是否有故障復(fù)現(xiàn)，從而得到飛機(jī)故障時(shí)的加載載荷大小，能夠真實(shí)模擬飛機(jī)高升力系統(tǒng)的真實(shí)飛行情況，證試驗(yàn)高升力系統(tǒng)\相關(guān)的增升裝置\翼盒等在全機(jī)試驗(yàn)中的受力狀態(tài)與空中情況一致，并解決飛機(jī)重大飛行故障；另外，本發(fā)明突破了動(dòng)態(tài)驅(qū)動(dòng)\協(xié)調(diào)加載技術(shù)，從本質(zhì)上改變了以往的試驗(yàn)方法的嚴(yán)重不足和缺陷。
【IPC分類】G01M13/00
【公開號】CN104931250
【申請?zhí)枴緾N201510367023
【發(fā)明人】左朋杰, 張建剛
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
【公開日】2015年9月23日
【申請日】2015年6月29日