一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其包括承重墙，其特征在于，其还包括支撑构件、载荷加载调整单元、载荷检测与调整单元，其中，襟翼安装在机翼上，机翼在其翼根处安装在承重墙上；上述支撑构件包括两根立柱和横梁，其支撑上述载荷加载调整单元、载荷检测与调整单元；上述载荷加载单元包括力矩电机、钢索，上述力矩电机设置在上述支撑构件上，对襟翼施加作用力，上述钢索与力矩电机连接；上述载荷检测与调整单元，其包括角度传感器、滑轨组件和滑车组件。本发明在襟翼翼面上设置有多个加载点，一个加载点对应于一套加载系统，其能模拟实时翼面气动力载荷的大小、方向以及等效作用点。
【专利说明】一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞机可靠性试验领域，尤其涉及一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统。
【背景技术】
[0002]襟翼机构是飞机的重要增升装置，其主要用于延缓机翼上的气流分离，提高了飞机的临界迎角，并增大机翼的升力系数。襟翼机构的可靠性直接关系到飞机飞行安全，为暴露襟翼机构的潜在失效模式，并提高其可靠性水平，必须对襟翼机构进行可靠性试验；而襟翼运动过程中所受的气动力载荷是影响其运动功能可靠性的主要因素。另外，襟翼机构体积大、重量大、结构和功能原理复杂，因此襟翼气动力载荷的随动加载就成了其可靠性试验的核心内容。
[0003]现有技术中，在论文《飞机结构可动翼面试验加载方法》中提出了双作动筒加载方案，翼面运动过程中，翼面位置传感器实时读取翼面位置信息，控制系统根据翼面位置信息及其与各作动筒压力的曲线关系实时调整各个作动筒液压压力的大小，使各个作动筒合力的大小、方向与所需加载的载荷相吻合。其缺点是:(a)能实现的随动加载范围较小，不适用于襟翼、舱门等需实现较大范围收放的运动机构；(b)每个加载点均需安装一套随动加载系统，难以适应较多加载点的情况。
[0004]中国第201210528949.X 号专利、第 201120541107.9 号专利、第 201120000929.6
号专利等提出了移动作动筒方案，其功能原理相近，能较好地适应较大范围加载的情况，但其缺点为:(a)不能分别控制各个加载点所受载荷的方向；(b)若要满足大范围随动加载的要求，则需要较大长度的液压作动筒，适用性较差。
[0005]中国第201110430890.6号专利设计了一种基于伺服电机和钢索的随动加载系统，但该方案仅能控制载荷的大小和方向，不能控制载荷作用点，仅适用于单点简单载荷的加载。该方案的圆柱式导杆强度和刚度低，导杆与滑块为滑动摩擦且接触面过短，难以承受较大的倾覆力矩，易造成卡滞故障。另外，该方案的导杆竖直放置，大范围随动加载情况下所需的导杆长度较长。由此，该方案难以适应飞机襟翼等承受复杂大载荷的大范围随动加载情况。
[0006]鉴于上述缺陷，本发明创作者经过长时间的研究和实践终于获得了本创作。
【发明内容】
[0007]本发明的目的在于提供一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，用以克服上述技术缺陷。
[0008]为实现上述目的，本发明提供一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其包括承重墙，其特征在于，其还包括支撑构件、载荷加载调整单元、载荷检测与调整单元，其中，
[0009]襟翼安装在机翼上，机翼在其翼根处安装在承重墙上；
[0010]上述支撑构件包括两根立柱和横梁，其支撑上述载荷加载调整单元、载荷检测与调整单元；
[0011]上述载荷加载单元包括力矩电机、钢索，上述力矩电机设置在上述支撑构件上，对襟翼施加作用力，上述钢索与力矩电机连接，将加载力传导至上述载荷检测与调整单元；
[0012]上述载荷检测与调整单元，其包括角度传感器、滑轨组件和滑车组件，上述角度传感器设置在于襟翼相连接的扭力杆上，实时检测襟翼的角度，并传输至一控制器中，上述控制器控制上述载荷检测与调整单元动作；
[0013]上述滑车组件设置在滑轨组件上，并且滑车组件与上述钢索连接，上述滑轨组件与上述支撑构件连接。
[0014]进一步，上述滑轨组件包括一滑轨、两个滑车、两个伺服电机、两根丝杠、两个线位移传感器，上述滑轨两端分别安装有一个伺服电机、一根丝杠和一个线位移传感器；
[0015]上述伺服电机通过丝杠驱动滑车沿滑轨运动；
[0016]上述限位传感器实时监测滑车在滑轨上的位置。
[0017]进一步，上述滑车组件包括丝杠螺母、滑轮、滑车主体以及滚轮，上述滑车主体上端安装有丝杠螺母，用于与丝杠连接；其下端安装有滑轮，用于绕过上述钢索；上述滑车主体两侧分别安装有4个呈矩形布置的滚轮，各滚轮的内侧设置有凸缘。
[0018]进一步，上述滑轨由3个横截面为“T”形的构件组合而成，并形成两个条形槽；两个滑车分别安装在滑轨的两个条形槽内。
[0019]进一步，上述钢索的一端通过杠杆机构与襟翼连接，钢索与杠杆机构之间安装有拉力传感器；
[0020]上述钢索的另一端分别绕过滑车和滑轮，最终连接到绞盘上，上述绞盘由力矩电机驱动。
[0021]进一步，还包括一襟翼驱动电机，其安装在上述承重墙上上，通过扭力杆驱动襟翼运动。
[0022]进一步，上述立柱和横梁构成“门”形支撑结构，并分别由两根槽钢等型材焊接而成，横梁上安装有滑轮。
[0023]进一步，上述滑轨在其两端分别通过两个滑轨接头呈倾斜方式安装于上述支撑构件上。
[0024]与现有技术相比较本发明的有益效果在于:本发明在襟翼翼面上设置有多个加载点，一个加载点对应于一套加载系统。加载过程中，各加载点加载的载荷方向相同，通过控制各加载点载荷的大小来控制其合力的作用点。襟翼运动过程中，角度传感器实时监测襟翼位置，并将该位置信号传递给控制器，控制器据此调整载荷大小和方向。同时，拉力传感器和线位移传感器分别将监控信号反馈给控制器，以实现系统的闭环控制。
[0025]本发明中的滑轨以一定角度呈倾斜位置布置，同样加载范围情况下所需的滑轨和丝杠长度短，并由此产生如下两个有益效果:(a)在此情况下，滑车所需的运动距离短、运动速度低，可采用功率较小的伺服电机；(b)能适应的随动加载范围较大，一般情况下允许翼面转动90度以上，可满足一般舱门、襟缝翼、起落架等飞行器典型机构使用载荷的随动加载。
[0026]另外，滑轨可由普通钢板、槽钢、工字梁等型材制成，加工成本低，且相对于普通圆柱形导杆承载能力强。滑车可承担上下方向的载荷、横向载荷以及倾覆力矩，适用性强。丝杠、电机、控制器等关键部件可采用货架产品，系统搭建成本低。载荷方向和大小均由电机控制，不需要液压源等复杂设备，试验系统体积小，操作方便。控制系统采用闭环控制，加载精度闻。
【专利附图】
【附图说明】
[0027]图1为本发明用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统的立体图；
[0028]图2为本发明用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统的控制原理示意图；
[0029]图3为本发明襟翼机构及其驱动系统的结构图；
[0030]图4为本发明的滑轨-滑车机构局部结构示意图；
[0031]图5为本发明的滑轨-滑车机构整体结构示意图。
【具体实施方式】
[0032]以下结合附图，对本发明上述的和另外的技术特征和优点作更详细的说明。
[0033]本发明在襟翼翼面上设置有多个加载点，一个加载点对应于一套加载系统。加载过程中，各加载点加载的载荷方向相同，通过控制各加载点载荷的大小来控制其合力的作用点。襟翼运动过程中，角度传感器实时监测襟翼位置，并将该位置信号传递给控制器，控制器据此调整载荷大小和方向。同时，拉力传感器和线位移传感器分别将监控信号反馈给控制器，以实现系统的闭环控制。
[0034]请参阅图1-5所示，本发明用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其包括承重墙1，襟翼驱动电机2安装在承重墙上I上，通过扭力杆4驱动襟翼5运动，扭力杆4上安装有角度传感器3，用于监测襟翼5的位置还包括一襟翼驱动电机2，其安装在承重墙上I上,通过扭力杆4驱动襟翼5运动。
[0035]还包括支撑构件、载荷加载调整单元、载荷检测与调整单元,支撑构件包括两根立柱13和横梁14，其支撑载荷加载调整单元、载荷检测与调整单元，立柱13和横梁14构成“门”形支撑结构，并分别由两根槽钢等型材焊接而成，横梁14上安装有滑轮18。
[0036]载荷加载单元包括力矩电机19、钢索17，力矩电机19设置在支撑构件上，对襟翼施加作用力，钢索17与力矩电机19连接，将加载力传导至载荷检测与调整单元；
[0037]载荷检测与调整单元，其包括角度传感器3、滑轨组件和滑车组件，角度传感器3设置在于襟翼5相连接的扭力杆4上，实时检测襟翼5的角度，并传输至一控制器中，控制器控制载荷检测与调整单元动作；
[0038]滑车组件设置在滑轨组件上，并且滑车组件与钢索17连接，滑轨组件与支撑构件连接。
[0039]滑轨组件包括一滑轨9、两个滑车、两个伺服电机11、两根丝杠12、两个线位移传感器16,滑轨9两端分别安装有一个伺服电机11、一根丝杠12和一个线位移传感器16 ;滑轨9在其两端分别通过两个滑轨接头10呈倾斜方式安装于支撑构件上。
[0040]伺服电机11通过丝杠12驱动滑车沿滑轨9运动；
[0041]限位传感器16实时监测滑车在滑轨9上的位置。
[0042]滑车组件包括丝杠螺母15、滑轮18、滑车主体21以及滚轮2，滑车主体21上端安装有丝杠螺母15，用于与丝杠12连接；其下端安装有滑轮18，用于绕过钢索17 ;滑车主体21两侧分别安装有4个呈矩形布置的滚轮22，各滚轮22的内侧设置有凸缘。
[0043]滑轨9由3个横截面为“T”形的构件组合而成，并形成两个条形槽；两个滑车分别安装在滑轨9的两个条形槽内，由此，滑车可同时承担上下方向的载荷、横向载荷以及倾覆力矩。
[0044]钢索17的一端通过杠杆机构8与襟翼5连接，钢索17与杠杆机构8之间安装有拉力传感器7 ；
[0045]钢索17的另一端分别绕过滑车和滑轮18，最终连接到绞盘20上，绞盘20由力矩电机19驱动。
[0046]襟翼载荷随动加载系统控制原理为:事先拟合襟翼位置与各加载点载荷大小、方向的关系曲线；襟翼5运动过程中，角度传感器3实时监测襟翼5的位置，并将该位置信号传递给控制器；根据襟翼位置和试验载荷谱，控制器通过力矩电机19实时调整各加载点载荷大小，通过伺服电机11、丝杠12、滑车及滑轨9实时调整载荷方向；同时，拉力传感器7将载荷信号反馈给控制器，线位移传感器16将滑车位置信号反馈给控制器，以实现加载系统的闭环控制，保证随动加载的精度和实时性。上位监控计算机提供了人机接口，用于对随动加载系统进行监控和控制。
[0047]以上所述仅为本发明的较佳实施例，对发明而言仅仅是说明性的，而非限制性的。本专业技术人员理解，在发明权利要求所限定的精神和范围内可对其进行许多改变，甚至等效，但都将落入本发明的保护范围内。
【权利要求】
1.一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其包括承重墙(I)，其特征在于，其还包括支撑构件、载荷加载调整单元、载荷检测与调整单元，其中， 襟翼(5)安装在机翼(6)上，机翼(6)在其翼根处安装在承重墙(I)上； 所述支撑构件包括两根立柱(13)和横梁(14)，其支撑所述载荷加载调整单元、载荷检测与调整单元； 所述载荷加载单元包括力矩电机(19)、钢索(17)，所述力矩电机(19)设置在所述支撑构件上，对襟翼施加作用力，所述钢索(17)与力矩电机(19)连接，将加载力传导至所述载荷检测与调整单元； 所述载荷检测与调整单元，其包括角度传感器(3)、滑轨组件和滑车组件，所述角度传感器(3)设置在于襟翼(5)相连接的扭力杆(4)上，实时检测襟翼(5)的角度，并传输至一控制器中，所述控制器控制所述载荷检测与调整单元动作； 所述滑车组件设置在滑轨组件上，并且滑车组件与所述钢索(17)连接，所述滑轨组件与所述支撑构件连接。
2.根据权利要求1所述的用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其特征在于，所述滑轨组件包括一滑轨(9)、两个滑车、两个伺服电机(11)、两根丝杠(12)、两个线位移传感器(16)，所 述滑轨(9)两端分别安装有一个伺服电机(11)、一根丝杠(12)和一个线位移传感器(16)； 所述伺服电机(11)通过丝杠(12)驱动滑车沿滑轨(9)运动； 所述限位传感器(16)实时监测滑车在滑轨(9)上的位置。
3.根据权利要求2所述的用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其特征在于，所述滑车组件包括丝杠螺母(15)、滑轮(18)、滑车主体(21)以及滚轮(2)，所述滑车主体(21)上端安装有丝杠螺母(15)，用于与丝杠(12)连接；其下端安装有滑轮(18)，用于绕过所述钢索(17);所述滑车主体(21)两侧分别安装有4个呈矩形布置的滚轮(22)，各滚轮(22)的内侧设置有凸缘。
4.根据权利要求3所述的用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其特征在于，所述滑轨(9)由3个横截面为“T”形的构件组合而成，并形成两个条形槽；两个滑车分别安装在滑轨(9)的两个条形槽内。
5.根据权利要求3所述的用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其特征在于，所述钢索(17)的一端通过杠杆机构(8)与襟翼(5)连接，钢索(17)与杠杆机构(8)之间安装有拉力传感器(7)； 所述钢索(17)的另一端分别绕过滑车和滑轮(18)，最终连接到绞盘(20)上，所述绞盘(20)由力矩电机(19)驱动。
6.根据权利要求2所述的用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其特征在于，还包括一襟翼驱动电机(2)，其安装在所述承重墙上(I)上，通过扭力杆(4)驱动襟翼(5)运动。
7.根据权利要求3所述的用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其特征在于，所述立柱(13)和横梁(14)构成“门”形支撑结构，并分别由两根槽钢等型材焊接而成，横梁(14)上安装有滑轮(18)。
8.根据权利要求7所述的用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统，其特征在于，所述滑 轨(9)在其两端分别通过两个滑轨接头(10)呈倾斜方式安装于所述支撑构件上。
【文档编号】G01N3/02GK104048874SQ201410283067
【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】孙中超, 喻天翔, 李浩远, 宋笔锋, 崔卫民 申请人:西北工业大学