一种试验差动约束方法
【专利摘要】本发明涉及一种差动约束技术，特别是涉及一种用于飞机结构强度试验中飞机支持的约束。本发明在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，准确计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。
【专利说明】一种试验差动约束方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种差动约束技术，特别是涉及一种用于飞机结构强度试验中飞机支 持的约束。
【背景技术】
[0002] 在飞机结构试验中，试验件的支持方案直接关系到试验质量、安全和试验结果的 有效性。全机试验一般采用全机悬空静定约束形式，通常是起落架悬空支持，即起落架悬空 支持的垂向约束采用前起、左、右主起落架垂向接头，通过撬杠将飞机悬空，同时在三个起 落架下部悬挂配重，利用配重限制飞机向上的移动，具体见图1。
[0003] 在试验过程中，采用悬挂配重的方式限制飞机向上移动有局限性，例如：在试验加 载过程中，由于某些原因造成约束点载荷过小，或者配重重量不足以起到约束作用，飞机就 会产生向上位移，这样会对试验带来安全隐患，影响到加载点的加载准确性。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是：提供一种增加安装向下约束设备，利用控制系统计算约束点反 馈，在试验中实时监视约束点反馈，以保证试验加载安全，实现可靠的垂向双向约束的方 法。
[0005] 本发明的技术方案是：一种试验差动约束方法，其在前起、左右主起落架垂向采用 撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中 不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利 用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能， 计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。
[0006] 其中，约束点反馈计算见公式（1):
[0007] FIXa+GXc+M = F2Xb+PXb
[0008] P = (FI X a+G X c+M) /b_F2
[0009] P = FI X (a/b) -F2+ (G X c+M) /b
[0010] P = KXF1-F2+B (1)
[0011] 其中，FI为向上约束传感器值，F2为向下约束传感器值，P为支反力，K为a/b是 力臂比，B为（GXc+M)/b，G为撬杠重量，Μ为摩擦力矩，a、b为撬杠力臂，c为撬杠偏心距 离。
[0012] 所述的试验差动约束方法的具体步骤如下：
[0013] a)在飞机支持前进行向上约束传感器、向下约束传感器数据测量；
[0014] b)将测量的多组数据通过最小二乘法进行线性拟合，得到约束点反馈计算公式 (1);
[0015] c)将公式输入控制系统前起约束点反馈计算通道；
[0016] d)重复上述a)?c)过程，完成左、右主起落架反馈计算，并输入反馈计算通道；
[0017] e)将飞机的前起落架、左右主起落架悬空支持在支持系统上。
[0018] f)试验时，通过计算通道实施监视计算通道载荷反馈。
[0019] 飞机前起落架支持时，前起落架通过由支持立柱、支持撬杠、向上约束设备、向上 约束传感器、向下约束设备、向下约束传感器组成的前起支持系统悬空支持，其中，前起落 架的假轮向上接头通过连接件与撬杠右端加载孔连接；撬杠通过中部承载孔、支持立柱单 耳接头组成铰支点；支持立柱固定在承力地坪的地轨上；撬杠左端加载孔与向上约束传感 器连接，并通过向上约束设备连接到承力地坪，组成向上约束，前起落架的假轮向下接头与 向下约束传感器连接，并通过向下约束设备连接到承力地坪，组成向下约束，所述向下约 束、向上约束组成了差动约束。
[0020] 本发明的优点是：本发明通过增加安装向下约束设备，利用控制系统准确计算约 束点反馈，在试验中实时监视约束点反馈，以保证试验加载安全，实现可靠的垂向双向约束 有效利用了现有试验设备，实现了试验垂向的双向约束。
【专利附图】
【附图说明】
[0021] 图1是一种现有技术试验约束方式的示意图；
[0022] 图2是本发明试验差动约束方法的飞机悬空支持示意图；
[0023] 图3是前起支持示意图；
[0024] 图4是支持撬杠受力示意图，
[0025] 其中，1-飞机、2-前起落架、3-左右主起落架、4-悬空支持支持系统、5-前起落架、 6-立柱、7-支持撬杠、8-向上约束设备、9-向上约束传感器、10-向下约束设备、11-向下约 束传感器。
【具体实施方式】
[0026] 下面通过实施例对本发明做进一步的说明：
[0027] 本发明试验差动约束方法在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时 在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动。在 撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计 算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，准确计算出垂向约束 点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。
[0028] 请参阅图2,其是本发明试验差动约束方法的飞机悬空支持示意图。
[0029] 将飞机1的前起落架2、左右主起落架3悬空支持在支持系统4上。
[0030] 以前起支持系统为例，图3是前起支持示意图，前起落架5通过由支持立柱6、支持 撬杠7、向上约束设备8、向上约束传感器9、向下约束设备10、向下约束传感器11组成的前 起支持系统悬空支持。其中，前起落架5的假轮向上接头通过连接件与撬杠7右端加载孔 连接；撬杠7通过中部承载孔、支持立柱6单耳接头组成铰支点；支持立柱6固定在承力地 坪的地轨上；撬杠7左端加载孔与向上约束传感器9连接，并通过向上约束设备8连接到承 力地坪，组成向上约束。前起落架5的假轮向下接头与向下约束传感器11连接，并通过向 下约束设备10连接到承力地坪，组成向下约束。向下约束、向上约束组成了差动约束方式。
[0031] 其中，F1为向上约束传感器值，F2为向下约束传感器值，P为支反力，K为a/b (力 臂比），B为（GXc+M)/b。G为撬杠重量，Μ为摩擦力矩，a、b为撬杠力臂，c为撬杠偏心距 离。
[0032] 约束点反馈计算见公式（1):
[0033] FIXa+GXc+M = F2Xb+PXb
[0034] P = (FI X a+G X c+M) /b_F2
[0035] P = FI X (a/b) -F2+ (G X c+M) /b
[0036] P = KXF1-F2+B (1)
[0037] 在飞机悬空支持前对起落架垂向差动约束进行测量，FI为向上约束传感器9反馈 载荷，F2为向下约束传感器11反馈载荷。测量时，如图4,支持撬杠7处于水平状态，P为 0,公式1转换为：F2 = KXF1+B。施加不同的F1载荷，测量F2数据。多次施加，记录多组 F1、F2测量数据。
[0038] 使用最小二乘法对测量数据进行直线拟合，将计算公式输入控制系统计算通道， 就能实现实时监视约束点反馈。
[0039] 本发明试验差动约束方法的具体实施过程如下，其通过以下步骤实现：
[0040] a)如图3所示安装的支持系统在飞机支持前进行向上约束传感器9、向下约束传 感器11数据测量；
[0041] b)将测量的多组数据通过最小二乘法进行线性拟合，得到约束点反馈计算公式， 见公式（1);
[0042] c)将公式输入控制系统前起约束点反馈计算通道；
[0043] d)重复上述a)?c)过程，完成左、右主起落架反馈计算，并输入反馈计算通道；
[0044] e)如图2所示，将飞机1的前起落架2、左右主起落架3悬空支持在支持系统4上。
[0045] f)试验时，通过计算通道实施监视计算通道载荷反馈。
【权利要求】
1. 一种试验差动约束方法，其特征在于，在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬 空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的 移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法 拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，计算出垂向约 束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。
2. 根据权利要求1所述的试验差动约束方法，其特征在于，约束点反馈计算见公式 (1)： FIXa+GXc+M = F2Xb+PXb P = (FlXa+GXc+M)/b-F2 P = FI X (a/b) -F2+ (G X c+M) /b P = KXF1-F2+B (1) 其中，FI为向上约束传感器值，F2为向下约束传感器值，P为支反力，K为a/b是力臂 I：匕，B为（GXc+M)/b，G为撬杠重量，Μ为摩擦力矩，a、b为撬杠力臂，c为撬杠偏心距离。
3. 根据权利要求2所述的试验差动约束方法，其特征在于，具体步骤如下： a) 在飞机支持前进行向上约束传感器、向下约束传感器数据测量； b) 将测量的多组数据通过最小二乘法进行线性拟合，得到约束点反馈计算公式（1); c) 将公式输入控制系统前起约束点反馈计算通道； d) 重复上述a)?c)过程，完成左、右主起落架反馈计算，并输入反馈计算通道； e) 将飞机的前起落架、左右主起落架悬空支持在支持系统上； f) 试验时，通过计算通道实施监视计算通道载荷反馈。
4. 根据权利要求3所述的试验差动约束方法，其特征在于，飞机前起落架支持时，前起 落架通过由支持立柱、支持撬杠、向上约束设备、向上约束传感器、向下约束设备、向下约束 传感器组成的前起支持系统悬空支持，其中，前起落架的假轮向上接头通过连接件与撬杠 右端加载孔连接；撬杠通过中部承载孔、支持立柱单耳接头组成铰支点；支持立柱固定在 承力地坪的地轨上；撬杠左端加载孔与向上约束传感器连接，并通过向上约束设备连接到 承力地坪，组成向上约束，前起落架的假轮向下接头与向下约束传感器连接，并通过向下约 束设备连接到承力地坪，组成向下约束，所述向下约束、向上约束组成了差动约束。
【文档编号】B64F5/00GK104044752SQ201410284788
【公开日】2014年9月17日 申请日期:2014年6月24日 优先权日:2014年6月24日
【发明者】宋鹏飞, 王征, 夏峰, 王刚, 郑龙刚, 李晓冬 申请人:中国飞机强度研究所