[发明专利]全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法及系统

说明书

本申请涉及一种全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法及系统，通过合并侧向约束与试验主动载荷施加点用于侧向姿态控制，节约了试验加载设备；通过监测侧向约束控制点的位移变化，使得侧向约束控制点更接近理论位置，姿态控制更加精准，满足了试验中飞机侧向姿态的稳定精确控制要求；载荷误差累积于全尺寸飞机机身侧向的主动加载点，降低了施加于起落架轮芯而带来的附加滚转矩，平衡及消除了累积误差多余的传力路径，降低侧向约束对垂向约束滚转矩叠加的影响，误差累积位置更合理。

技术领域

本申请属于飞机结构强度试验技术领域，特别涉及一种全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法及系统。

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，约束的方法通常是在飞机承载集中载荷能力较强的起落架处施加六自由度(三平动、三转动)静定约束，六自由度静定约束通常包括三个起落架上分别设置垂向约束、两个起落架上设置航向约束、一个起落架上设置侧向位移约束，通过调整六个约束点的位移可以唯一限定飞机的总体坐标位置。

其中，侧向约束主要用于调整飞机侧向坐标以满足飞机对称平面的侧向稳定性，同时平衡侧向加载点在试验过程中产生的不平衡载荷。在全机静力试验中，侧向约束通常设置于飞机起落架的轮芯位置。

在静力试验中，通过多个作动筒对飞机各个部位施加平衡受载后，起落架轮芯因结构受载可能产生相对于对称平面的弹性变形，为了保证飞机对称面在试验中的稳定性，需要实时调整起落架侧向约束的位移从而间接控制对称面位移。

在现有的侧向约束调整中，通常采用一个侧向位移约束作动器来控制飞机的侧向姿态。但由于侧向载荷的不平衡量主要由机身的侧向加载点造成，而当侧向约束设置于起落架时，因主动侧向载荷与约束点存在高度差从而在平衡侧向不平衡载荷时会附加滚转矩，导致起落架垂向载荷叠加此弯矩而不利于试验误差的判断。此外，侧向载荷不平衡量在起落架处平衡，导致机身侧向载荷误差在起落架与机身结构之间传递，对局部结构传力的真实性造成影响。

发明内容

本申请的目的是提供了一种全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法及系统，以解决现有技术中的任一问题。

在一方面，本申请提供了一种全尺寸飞机结构地面强度试验侧向约束控制方法，包括：

确定所述全尺寸飞机的侧向约束控制点的位置，并获取所述侧向约束控制点的位移变化；

根据所述侧向约束控制点的位移测量值与理论位移值的差值调节施加于所述全尺寸飞机的侧向约束位移，使得所述侧向约束位移趋向于应向所述全尺寸飞机施加的侧向约束理论位移；

获取由于侧向约束控制点的位移变化而导致的侧向约束的载荷测量值，根据所述侧向约束载荷测量值及侧向约束载荷理论值确定侧向约束载荷误差。

在本申请一实施方式中，所述侧向约束控制点的延长线穿过所述重心。

在本申请一实施方式中，所述侧向约束载荷的施加点与所述侧向约束控制点在高度方向上相同。

在本申请一实施方式中，在显示设备上显示所述侧向约束载荷误差。

在另一方面，本申请提供了一种全尺寸飞机结构强度试验侧向约束控制系统，包括：

位移测量装置，所述位移测量装置连接侧向约束控制点，用于测量所述侧向约束控制点的位移变化；

作动加载装置，所述作动加载装置连接于所述全尺寸飞机，用于向所述全尺寸飞机施加侧向约束载荷和/或位移；

载荷测量装置，所述载荷测量装置设置于所述全尺寸飞机与所述作动加载装置之间，用于测量所述作动加载装置施加的侧向约束载荷；