飞机试验装置、约束和加载方法、扣重和加载方法与流程

本申请涉及飞机结构强度技术领域，具体提供一种飞机试验装置、约束和加载方法、扣重和加载方法。

背景技术：

在进行全尺寸飞机结构地面强度试验时，需要将飞机约束在固定的坐标系下，约束的方法通常采用在飞机承载集中载荷能力较强的起落架处设计六自由度静定约束，六自由度静定约束的组成通常为竖直方向上三个起落架分别设置三个垂向约束、水平方向上由两个起落架航向、一个起落架侧向位移约束组成，通过调整六个约束点的位移可唯一限定飞机的总体坐标位置。

在垂向约束设计中，当起落架上部空间受飞机结构遮挡时，通常采用撬杠反吊或垂向撑杆水平随动的约束方案。这两种方案可解决试验飞机的位移约束问题，单一方向载荷施加问题和试验卸载后的被动扣重问题，但无法满足飞机结构在两个方向上都有变形时停机状态的约束和试验状态的加载问题。

试验实施过程中，单一方向的力载荷施加通常采用可控液压执行作动器连接加载设备由控制系统协调控制而实现，当试验卸载时，液压作动器释放载荷，试验自动退载。通常情况下试验飞机机身的自重较大，为防止自重在试验非正常卸载时导致的冲击载荷集中于一点而损伤飞机，一般采用在飞机机身上部用反配重扣重的方法将飞机结构自重和设备重量分散和常态扣除以降低集中冲击载荷损伤飞机的风险。但试验飞机某些部位(如中央翼、机腹起落架等结构)因结构布置限制无法采用反配重方法扣重，使得传统扣重方法无法解决新问题。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种飞机试验装置、约束和加载方法、扣重和加载方法。

第一方面，本申请提供了一种飞机试验装置，包括：支撑结构，具有空腔，所述空腔内设置有多个滚珠；液压执行作动器，设置于所述支撑结构的上表面；调节结构，一端与所述液压执行作动器远离所述支撑结构的一端连接；载荷传感器，与所述调节结构的另一端连接；试验件连接端，与所述载荷传感器连接；位移传感器，与所述试验件连接端连接，用于检测所述试验件连接端的位移。

在一些实施例中，所述调节结构为弹簧。

第二方面，本申请提供了一种约束和加载方法，应用于上述的飞机试验装置，包括：将飞机起落架固定于试验件连接端；打开液压执行作动器的流量阀，同时监控位移传感器；调整调节结构至预设高度后，将液压执行作动器的流量阀打开至预设开度，此时，承力由支撑结构、液压执行作动器、调节结构及载荷传感器串联组成；将液压执行作动器接入控制系统，与位移传感器组成闭环控制回路，同时监视载荷传感器的反馈，以为飞机起落架提供约束和主动加载。

第三方面，本申请提供了一种扣重和加载方法，应用于上述的飞机试验装置，包括：将飞机机身下部固定于试验件连接端；打开液压执行作动器的流量阀，同时监控载荷传感器；调整调节结构的高度至载荷传感器反馈的理论扣重载荷所对应的高度，此时，承力由支撑结构、液压执行作动器、调节结构及载荷传感器串联组成；将液压执行作动器接入控制系统，与载荷传感器组成闭环控制回路，以为飞机机身下部提供常载扣重和试验加载。

本申请实施例提供的飞机试验装置、约束和加载方法、扣重和加载方法中，充当约束功能时可实现双向加载；满足机身下部大重量结构的常载扣重及可控加载功能要求；功能切换简单，常载扣重和试验加载无缝切换；设计简单，制造成本低廉；结构紧凑，占用空间小；试验传力更合理，试验考核更精确。

附图说明

图1是本申请实施例提供的飞机试验装置的结构示意图。

其中：

1、支撑结构；2、液压执行作动器；3、调节结构；4、载荷传感器；5、试验件连接端；6、位移传感器。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

图1示出了本申请实施例提供的飞机试验装置。

如图1所示，该飞机试验装置包括支撑结构1，该支撑结构1具有空腔，空腔内设置有多个滚珠；液压执行作动器2设置于支撑结构1的上表面；调节结构3一端与液压执行作动器2远离支撑结构1的一端连接，可选地，调节结构3可以是弹簧；载荷传感器4，与调节结构3的另一端连接；试验件连接端5与载荷传感器4连接；位移传感器6与试验件连接端5连接，用于检测试验件连接端5的位移。

在一示例中，当需要试验约束和双向加载功能时，承力部分由滚珠式支撑结构1，液压执行作动器2的外壳，调节结构3(例如，弹簧)，载荷传感器4由下至上串联组成，调节结构3通过调整弹簧底部在液压执行作动器2外壳的支撑高度使得弹簧压缩行程下的支撑力等于结构需要扣重的重力，从而实现载荷的顶升式扣重功能，此时液压执行作动器2上的流量阀调整至合适开口大小，在载荷变化时微小的流量变化起到缓冲和阻尼作用，液压流量与弹簧支撑两者叠加实现弹性约束，即飞机的安全固定功能。

在一示例中，当需要调整姿态时，支撑结构1可实现水平方向位移的随动，调节结构3可实现竖直方向的随动，从而实现姿态控制。

在一示例中，当需要主动加载时，因飞机结构受弹簧支撑，液压执行作动器2处于部分伸出状态，因此从机械连接上结构存在上下两个方向变形的空间，液压执行作动器2受控于试验控制系统，克服弹簧回弹力后可继续施加对结构应施加的载荷，从而实现双向载荷施加功能。

在一示例中，当需要试验扣重和双向加载功能时，在非试验过程状态下，系统由滚珠式水平面支撑结构1，液压执行作动器2的外壳，支撑结构3(例如，弹簧)，载荷传感器4至下而上串联组成，系统与飞机结构连接后，液压执行作动器2流量阀完全打开使之不提供任何载荷支持功能，弹簧高度调整至传感器载荷与理论扣重载荷相等即可实现常载顶升式扣重功能。在试验过程状态下，需要对该处结构加载时，液压执行机构连接控制系统和液压动力源，可直接将载荷可控协调施加在结构上，此时，因两种功能都使用一个载荷传感器4，扣重载荷叠加于主动载荷中，由液压系统进行同步精确控制。

第二方面，本申请提供了一种约束和加载方法，应用于上述的飞机试验装置，具体包括以下步骤：

步骤201，将飞机起落架固定于试验件连接端。

步骤202，打开液压执行作动器的流量阀，同时监控位移传感器。

步骤203，调整调节结构至预设高度后，将液压执行作动器的流量阀打开至预设开度，此时，承力由支撑结构、液压执行作动器、调节结构及载荷传感器串联组成。

步骤204，将液压执行作动器接入控制系统，与位移传感器组成闭环控制回路，同时监视载荷传感器的反馈，以为飞机起落架提供约束和主动加载。

第三方面，本申请提供了一种扣重和加载方法，应用于上述的飞机试验装置，具体包括以下步骤：

步骤301，将飞机机身下部固定于试验件连接端。

步骤302，打开液压执行作动器的流量阀，同时监控载荷传感器。

步骤303，调整调节结构的高度至载荷传感器反馈的理论扣重载荷所对应的高度，此时，承力由支撑结构、液压执行作动器、调节结构及载荷传感器串联组成。

步骤304，将液压执行作动器接入控制系统，与载荷传感器组成闭环控制回路，以为飞机机身下部提供常载扣重和试验加载。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的系统、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，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，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。