[发明专利]飞机试验装置、约束和加载方法、扣重和加载方法

说明书

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，该装置包括支撑结构，具有空腔，空腔内设置有多个滚珠；液压执行作动器，设置于支撑结构的上表面；调节结构，一端与液压执行作动器远离支撑结构的一端连接；载荷传感器，与调节结构的另一端连接；试验件连接端，与载荷传感器连接；位移传感器，与试验件连接端连接，用于检测试验件连接端的位移。

技术领域

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。

发明内容

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：