一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法
【专利摘要】本发明属于飞机主操纵系统疲劳试验及疲劳定寿【技术领域】，涉及一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法。本发明能够对一般飞机全机主操纵系统疲劳试验过程中的系统状态及疲劳加载进行有效监控，提高了飞机全机主操纵系统疲劳试验的进度，确保了试验质量，避免了事后发现疲劳试验无效而补做或重复系统疲劳试验周期或块谱试验的现象。
【专利说明】一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法
【技术领域】
[0001]本发明属于飞机操纵系统疲劳试验及疲劳定寿【技术领域】，涉及一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法。
【背景技术】
[0002]由于试验条件以及试验规模所限，已有的飞机全机主操纵系统疲劳试验，均未涉及和使用全机主操纵系统的操纵载荷和位移谱，另外，未考虑飞机主操纵系统状态问题，也未考虑与飞机机体疲劳同试问题，因此，与其相应的飞机操纵系统疲劳试验的试验检查一般是在试验任务书要求的检查周期后、或完成规定试验周期块谱后、或出现明显的试验故障而停试后进行的，其疲劳试验过程中的试验监控内容和形式仅为疲劳试验加载与试验载荷反馈值的加载曲线容差或接近程度方面。可见，现有的飞机操纵系统疲劳试验检查或监控手段不能满足实施全机主操纵系统操纵载荷和位移谱、考核操纵系统零组件及其支持件疲劳性能和操纵系统静态性能指标的全机主操纵系统疲劳试验的监控要求。
【发明内容】
[0003]本发明的目:提供一种能够针对实施操纵载荷和位移谱的飞机全机主操纵系统疲劳试验(系统状态及疲劳加载)进行有效监控的分析方法，从而在涉及飞机主操纵系统的系统状态、座舱内驾驶杆及左右脚蹬疲劳加载以及与飞机机体疲劳同试的情况下，提高飞机全机主操纵系统疲劳试验进度且确保试验质量，达到全面而实际考核飞机全机主操纵系统零组件及其支持件疲劳性能、同时考核飞机主操纵性系统静态性能指标的目的，避免因试验无效而事后补做疲劳谱块试验的现象。
[0004]本发明的技术解决方案:
[0005](I)在飞机全机主操纵系统的系统状态和疲劳加载调试完毕并全机主操纵系统疲劳试验运行稳定正常后，针对飞机全机主操纵系统的操纵载荷和位移谱，分别采集飞机副翼、平尾及方向舵操纵系统的操纵载荷和位移的实时加载曲线数据；
[0006]( 2 )在实时加载曲线数据中，选取驾驶杆及左右脚蹬加载控制点初值曲线及数据、典型实时加载曲线最大值和实时加载曲线形状特征作为典型或有效实时加载曲线数据，同时，将采集的实时加载曲线数据按照控制点操纵位移以位移控制量的形式、控制点操纵载荷以载荷监视量的形式给出；
[0007](3)在飞机全机系统疲劳试验操纵载荷和位移谱中，设置并确定“15+2”个典型的监控/测量点，其中15个典型的监控/测量点为15个典型的地面维护及地面实测载荷情况:地面实测副翼驾驶杆左偏极限，地面维护副翼驾驶杆左偏极限，地面维护副翼驾驶杆右偏极限，平尾大力臂状态下的地面实测平尾驾驶杆前推极限、地面实测平尾驾驶杆后拉极限、地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限，平尾小力臂状态下的地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限，方向舵大速度状态下的地面维护方向舵左脚向前极限、地面维护方向舵右脚向前极限，方向舵小速度状态下的地面实测方向舵左脚向前极限、地面实测方向舵右脚向前极限、地面维护方向舵左脚向前极限、地面维护方向舵右脚向前极限；“15+2”中的2个典型的监控/测量点为2个典型的地面维护刹车载荷情况:方向舵操纵系统大速度状态下的地面维护小刹车情况和方向舵操纵系统小速度状态下的地面维护大刹车情况。分别对“15+2”个典型监控/测量点进行验证加载试验，以确定对应“15+2”个典型监控/测量点的实时加载曲线数据即加载控制点初值曲线及数据、典型操纵载荷和位移实时加载曲线数据最大值的稳定范围，以及表征操纵载荷/位移实时加载曲线的固有形状特点和加载线性程度的加载曲线形状特征，从而形成飞机全机主操纵系统疲劳试验的系统状态及疲劳加载监控分析的模板；
[0008](4)在飞机全机主操纵系统疲劳试验过程中，将对应典型监控/测量点采集的实时加载曲线数据与其模板数据分别进行对比，及时对全机主操纵系统状态以及疲劳加载实施有效监控；若数据不在模板的稳定范围内，则在疲劳试验现场对相关区域的操纵系统及其支持部位进行检查，若数据在模板的稳定范围内，则继续当前试验周期的飞机全机主操纵系统疲劳试验或进行下一个试验周期的飞机全机主操纵系统疲劳试验。
[0009]本发明具有的优点和有益效果:与现有技术相比较，本发明能够在实施飞机操纵载荷和位移谱的全机主操纵系统疲劳试验过程中对其系统状态及疲劳加载进行有效监控，能够及时发现和处理疲劳试验中出现的有关系统状态以及疲劳加载方面的各类试验故障及问题，避免事后发现因试验无效而补做或重复全机系统周期或块谱试验的现象，保证了试验质量，同时，大大提高了试验进度。
[0010]本发明提供的飞机全机主操纵系统疲劳试验系统状态及疲劳加载的监控分析方法已成功应用在飞机全机主操纵系统正常操纵情况14000飞行小时疲劳试验中并证明其疲劳试验监控方法实用且效果非常明显。在实施本发明前的全机主操纵系统疲劳试验初期因系统状态错误导致事后补做了该周期试验，但实施本发明之后，在近14000飞行小时(时间长达多年)的全机主操纵系统疲劳试验中，由于能够有效地进行试验监控，及时发现并处理了各种有关系统状态或试验加载的试验故障或问题，再没出现因系统状态或疲劳加载方面的错误导致其全机主操纵系统疲劳试验周期或谱块试验无效而事后补做试验的现象。
[0011]本发明可针对飞机全机主操纵系统单独试验和全机主操纵系统与机体疲劳同试两种情况，其中，所用的操纵系统载荷谱为综合出厂调试数据、地面维护数据以及操纵系统实测数据的全机主操纵系统操纵载荷和位移谱；飞机平尾操纵系统可分大/中大/中/小四种力臂状态；方向舵操纵系统可分大/小两种速度状态。可见，本发明的适用范围大，能够满足全面考核操纵系统零组件及其支持件疲劳性能以及飞机主操纵系统静态性能指标、体现飞机操纵系统既是结构又是机构的系统疲劳性能的一般飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析要求。
[0012]另外，本发明针对一般机械硬式不可逆操纵系统的飞机全机主操纵系统疲劳试验而言，且其全机主操纵系统疲劳载荷谱形式为操纵载荷和位移谱，可适用各类飞机主操纵系统疲劳试验的监控分析，凡是涉及到一般飞机/机械备份/电传飞机驾驶杆(盘)至载荷模拟器之间主操纵系统的全机、部件或零组件疲劳试验监控分析，都可以从中借鉴或直接引用，因此，本发明具有较大的应用和推广价值。
【专利附图】
【附图说明】[0013]图1是飞机全机主操纵系统疲劳试验系统状态及疲劳加载监控分析流程图。【具体实施方式】
[0014]第一步采集操纵载荷/位移的实时加载曲线数据
[0015]在飞机全机主操纵系统的系统状态和疲劳加载调试完毕并全机系统疲劳试验运行稳定正常后，针对飞机全机主操纵系统的操纵载荷和位移谱，分别采集飞机副翼、平尾及方向舵操纵系统的操纵载荷和位移的实时加载曲线数据；
[0016]该步骤的目的是采集代表飞机全机主操纵系统疲劳试验过程中操纵载荷/位移的实时加载曲线数据，因为在涉及操纵载荷和位移谱的飞机全机主操纵系统疲劳试验中，操纵位移和操纵载荷同时施加的，即动态疲劳加载。
[0017]第二步选取有效的实时加载曲线数据
[0018]在上述实时加载曲线数据中，选取驾驶杆及左右脚蹬加载控制点初值曲线及数据、典型实时加载曲线最大值和实时加载曲线形状特征作为全机主操纵系统疲劳试验监控分析的典型或有效实时加载曲线数据，同时，将采集的实时加载曲线数据按照控制点操纵位移以位移控制量的形式、控制点操纵载荷以载荷监视量的形式给出；
[0019]该步骤明确了本发明对全机主操纵系统疲劳试验监控分析有效的典型实时加载曲线数据(简称实时加载曲线数据)——驾驶杆或左右脚蹬加载控制点初值曲线及数据、典型操纵载荷/位移实时加载曲线及最大值，同时明确了对实时加载曲线数据采集要求，即控制点操纵位移以位移控制量的形式、控制点操纵载荷以载荷监视量的形式给出；应该说明的是，加载曲线形状特征指的是表征有关操纵载荷/位移实时加载曲线的固有形状特点以及加载线性程度。在全机主操纵系统状态以及疲劳加载调试运行且正常稳定的情况下，驾驶杆或左右脚蹬加载控制点疲劳加载的操纵载荷/位移实时加载曲线的形状特征是固有的。
[0020]第三步设置典型监控/测量点并制定相应的实时加载曲线数据模板
[0021]在飞机全机系统疲劳试验操纵载荷和位移谱中，设置并确定“15+2”个典型的监控/测量点，其中15个典型的监控/测量点为15个典型的地面维护及地面实测载荷情况:地面实测副翼驾驶杆左偏极限，地面维护副翼驾驶杆左偏极限，地面维护副翼驾驶杆右偏极限，平尾大力臂状态下的地面实测平尾驾驶杆前推极限、地面实测平尾驾驶杆后拉极限、地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限，平尾小力臂状态下的地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限，方向舵大速度状态下的地面维护方向舵左脚向前极限、地面维护方向舵右脚向前极限，方向舵小速度状态下的地面实测方向舵左脚向前极限、地面实测方向舵右脚向前极限、地面维护方向舵左脚向前极限、地面维护方向舵右脚向前极限；“15+2”中的2个典型的监控/测量点为2个典型的地面维护刹车载荷情况:方向舵操纵系统大速度状态下的地面维护小刹车情况和方向舵操纵系统小速度状态下的地面维护大刹车情况。有关“15+2”个典型的监控/测量点请参见表I所示。
[0022]分别对“15+2”个典型监控/测量点进行验证加载试验，以确定对应“15+2”个典型监控/测量点的实时加载曲线数据即加载控制点初值曲线及数据、典型操纵载荷和位移实时加载曲线数据最大值的稳定范围，以及表征操纵载荷/位移实时加载曲线的固有形状特点和加载线性程度的加载曲线形状特征，形成飞机全机主操纵系统疲劳试验的系统状态及疲劳加载监控分析的模板。
[0023]表1 “ 15+2”典型监控/测量点
【权利要求】
1.一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法，其特征是，疲劳试验监控分析方法为如下步骤: (1)在飞机全机主操纵系统的系统状态和疲劳加载调试完毕并全机主操纵系统疲劳试验运行稳定正常后，针对飞机全机主操纵系统的操纵载荷和位移谱，分别采集飞机副翼、平尾及方向舵操纵系统的操纵载荷和位移的实时加载曲线数据； (2)在实时加载曲线数据中，选取驾驶杆及左右脚蹬加载控制点初值曲线及数据、典型实时加载曲线最大值和实时加载曲线形状特征，同时，将采集的实时加载曲线数据按照控制点操纵位移以位移控制量的形式、控制点操纵载荷以载荷监视量的形式给出； (3)在飞机全机主操纵系统疲劳试验操纵载荷和位移谱中，设置并确定“15+2”个典型的监控/测量点，其中15个典型的监控/测量点为15个典型的地面实测及地面维护载荷情况:地面实测副翼驾驶杆左偏极限，地面维护副翼驾驶杆左偏极限，地面维护副翼驾驶杆右偏极限，平尾操纵系统大力臂状态下的地面实测平尾驾驶杆前推极限、地面实测平尾驾驶杆后拉极限、地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限，平尾操纵系统小力臂状态下的地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限，方向舵操纵系统大速度状态下的地面维护方向舵左脚蹬向前极限、地面维护方向舵右脚蹬向前极限，方向舵操纵系统小速度状态下的地面实测方向舵左脚蹬向前极限、地面实测方向舵右脚蹬向前极限、地面维护方向舵左脚蹬向前极限、地面维护方向舵右脚蹬向前极限；“15+2”中的2个典型的监控/测量点为2个典型的地面维护刹车载荷情况:方向舵操纵系统大速度状态下的地面维护小刹车情况和方向舵操纵系统小速度状态下的地面维护大刹车情况。分别对“15+2”个典型监控/测量点进行验证加载试验，以确定对应“15+2”个典型监控/测量点的实时加载曲线数据即加载控制点初值曲线及数据、典型操纵载荷和位移实时加载曲线数据最大值的稳定范围，以及表征实时加载曲线的固有形状及加载线性程度的加载曲线形状特征，形成对飞机全机主操纵系统疲劳试验的系统状态及疲劳加载监控分析的模板； (4)在飞机全机主操纵系统疲 劳试验过程中，将对应典型监控/测量点采集的实时加载曲线数据与其模板数据分别进行对比，及时对全机主操纵系统状态以及疲劳加载实施有效监控；若数据不在模板的稳定范围内，则在疲劳试验现场对相关区域的操纵系统及其支持部位进行检查，若数据在模板的稳定范围内，则继续当前试验周期的飞机全机主操纵系统疲劳试验或进行下一个试验周期的飞机全机主操纵系统疲劳试验。
2.根据权利要求1所述的一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法，其特征在于，所述的在飞机全机系统疲劳试验操纵载荷和位移谱中设置并确定的“15+2”个典型监控/测量点，是针对基于飞机主操纵系统出厂调试、地面维护、以及飞机主操纵系统操纵载荷和位移实测等数据编制的一般飞机全机主操纵系统操纵载荷和位移谱而设置的，用于一般全机主操纵系统疲劳试验的监控分析；对于部件级或组件级的飞机主操纵系统疲劳试验的监控分析，将飞机全机主操纵系统疲劳试验操纵载荷和位移谱以及“15+2”个典型监控/测量点的设置，或者选取其中的部分典型监控/测量点进行组合并转换到所述部件或组件上的操纵系统即可，即将驾驶杆及脚蹬操纵载荷和位移谱按操纵系统传动比关系转换为所述部件或组件操纵系统的操纵载荷和位移谱，相应的全部或部分典型监控/测量点所对应的载荷情况不变；对所述部件级或组件级操纵系统疲劳试验的监控分析方法与飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法相同。
3.根据权利要求1所述的一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法，其特征在于，所述的在飞机全机系统疲劳试验操纵载荷和位移谱中设置并确定的“15+2”个典型监控/测量点，对其中的典型监控/测量点进行选取或组合，用于副翼、平尾或方向舵各单向主操纵系统疲劳试验的监控分析: (1)用于副翼操纵系统疲劳试验的监控分析的典型监控/测量点为，地面实测副翼驾驶杆左偏极限、地面维护副翼驾驶杆左偏极限、地面维护副翼驾驶杆右偏极限； (2)用于平尾操纵系统疲劳试验的监控分析的典型监控/测量点为，大力臂状态下的地面实测平尾驾驶杆前推极限、地面实测平尾驾驶杆后拉极限、地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限，平尾小力臂状态下的地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限； (3)用于方向舵操纵系统疲劳试验的监控分析的典型监控/测量点为，方向舵大速度状态下的地面维护方向舵左脚向前极限、地面维护方向舵右脚向前极限，方向舵小速度状态下的地面实测方向舵左脚向前极限、地面实测方向舵右脚向前极限、地面维护方向舵左脚向前极限、地面维护方向舵右脚向前极限，方向舵大速度状态下的地面维护小刹车情况和方向舵小速度状态下 的地面维护大刹车情况。
【文档编号】G01M99/00GK103543029SQ201310543028
【公开日】2014年1月29日 申请日期:2013年11月5日 优先权日:2013年11月5日
【发明者】卢京明, 陈全礼 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所