某飞机襟缝翼疲劳试验系统随动加载技术研究
基于杠杆原理的起落架疲劳试验随动加载装置分析
基 于 杠 杆 原 理 的 起 落 架 疲 劳 试 验 随动 加 载装 置分 析
周 栋 ，吴 慧 勇
（ 阳飞机设计研究所 ，辽宁 沈阳 沈 摘 １０３ ） １０５
要 ：在飞机起落架疲劳试验 中，常会遇到载荷施加点随试验件 的变形而 移动的 问题 ，本文设 置了一 种起
落架疲 劳试验 随动加 载装 置 ，阐明了该装置 的结构及工作原 理 ，解 决 了载荷 施加点 随试验件 变形 的问题 ，同 时应 用于某 型飞机起落架 疲劳试 验中 ，具有较大 的现实意义和应用价值。
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第２ ８卷 第 １期
２Ｏ Ｏ ８年
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机 设
计
Ｖ０． ８ Ｎｏ １ １２ ． Ｆｂ ｅ ２ｏ ０８
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文 章 编 号 ：１７ － ５ ９ ２ ０ ） １ ０ ２ － ３ ６ ３ ４ ９ （０ ８ ０ － ０ ０ ０ －
周 栋等 ： 基于杠杆原理的起落架疲劳试验随动加载装置分析
２ １
１ 问题 的由来
在传统的起落架疲劳试验 中，都是 固定行程 疲劳试验 ，大都采用 ５点固定作动筒加载，在 Ｊ
试 验 中 ３个 方 向 的载 荷 均施 加 在 轮 轴 中心 处 或 者
的某型飞机主起 落架疲劳试验课题 ，设 置了一种 基于杠杆原理 的起落架疲 劳试验随动加 载装置 ， 解决 由于加载 中心 的 变 化使 起 落 架 立 柱 产 生 附 加 载 荷 的问题 ，具有较 大 的现实 意义 和应 用价值 。
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第１ 期
关键 词 ：疲 劳试 验 ；杠杆原理 ；起落架 ；加载装置 中图分类号 ：Ｖ １ ． ２６３ 文献标识码 ：Ａ
某型飞机后缘襟翼运动机构动力学仿真分析研究
某型飞机后缘襟翼运动机构动力学仿真分析研究作者：刘军来源：《科技创新导报》2011年第33期摘要:后缘襟翼可以在短时间内增加飞机升力,对于飞机的起降性能有很大的影响,同时由于实际结构中零件都是有弹性的,因此进行多刚体系统及刚柔耦合系统的对比分析很有实际意义,可以使理论计算结果与真实情况更吻合。
关键词:襟翼运动机构多刚体刚柔耦合中图分类号:V22 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2011)11(c)-0014-02XX Aircraft trailing flap mechanisms Dynamics simulation analysis and researchLiuJunShangHai Aircraft Design and Research Institute,ShangHai 200232Abstract:Trailing flap can increase aircraft lift force in a short time,which can influence the performance of takeoff and landing. According to those components work as elastic in real structure,comparing and analyzing multi-rigid system and rigid-flexible interaction system is reasonable to match the calculations and real situations.Key word:flap;mechanism;multi-rigid;rigid-flexible interaction襟翼在各种飞机上普遍应用,它可以在短时间内增加飞机升力,主要用在飞机起降过程和特殊紧急情况下。
富勒襟翼在襟翼舵面偏转的同时发生较大幅度的后退,增加机翼整体弯度和机翼面积,通过缝隙气流改善附而层状况,因而得到加大的升力增量。
螺旋桨飞机襟翼振动疲劳裂纹解决措施的研究
螺旋桨飞机襟翼振动疲劳裂纹解决措施的研究摘要本文通过对襟翼蒙皮进行振动模态分析、对螺旋桨滑流进行频率分析，确定了襟翼蒙皮出现裂纹的原因，并采用抗疲劳设计，提出了襟翼结构改进方案，有效地提高了蒙皮在振动环境下的寿命要求。
关键词螺旋桨飞机；襟翼；振动；频率1 概述某型改进飞机相对于原平台飞机换发后，功率增加20%，桨盘面积缩小21%，滑流区域内速压增大43%～52%，导致襟翼后缘动态载荷较大，多架飞机在襟翼右侧下翼面8～9肋间沿后缘边条附近蒙皮多次出现裂纹。
为避免后续批产飞机襟翼蒙皮再次出现裂纹，本文对裂纹的形成原因进行了分析，并提出了改进措施，提高了蒙皮在振动环境下的寿命。
2 襟翼蒙皮出现裂纹的原因分析2.1 裂纹现象某型系列飞机在外场使用时，多个架次飞机在襟翼右侧下翼面8～9肋间沿后缘边条附近蒙皮多次出现裂纹，出现裂纹时累计时间在216小时～1200小时之间不等，出现裂纹时累计起落次数为313～1100起落之间不等。
2.2 原因分析多架次飞机在相同区域发生裂纹，具有共性，说明不是生产过程中的质量问题。
根据飞行反映的情况裂纹出现的区域很小，结合典型的增升系统的二元压力分布图（见图1）可见，在襟翼下翼面后缘的气动特性有以下特点：图 1 典型增升系统的二元压力分布1）静态压力为不大的正值，静载荷较小；2）飞机机翼失速从翼根向翼尖发展，在飞机大迎角或襟翼放下时在后缘易出现局部气流“分离-脱体-附着-分离”的周期变化，受到一定的动载荷；3）某型改进飞机相对于原平台飞机换装发动机后，发动机功率增加，桨盘面积减小，滑流区内的受载加大。
由于改进型飞机相对原平台飞机机翼外形一致，对裂纹区域有影响的主要是动力系统的差异，通过对比发现：某型改进飞机相对于原平台飞机换发后，功率增加20%，桨盘面积缩小21%，滑流区域内速压增大43%～52%，导致襟翼后缘动态载荷较大。
基于上述分析，左侧襟翼相应部位也存在动态载荷较大的问题，由于螺旋桨左旋，使滑流的不对称，使得右侧的受载情况略大于左侧，因此右侧襟翼受损的概率较大。
襟缝翼舵面疲劳试验通路触点保护技术
2019年6期创新前沿科技创新与应用Technology Innovation and Application襟缝翼舵面疲劳试验通路触点保护技术李宏亮1，2，路璐1，2，孟立1，2（1.中国飞机强度研究所第八研究室，陕西西安710065；2.全尺寸飞机结构静力/疲劳实验室，陕西西安710065）引言飞机结构强度试验是验证飞机结构强度是否合格，证明多选结构形式是否合理的关键过程，在试验过程中因意外所产生的结构破坏对整个试验的结果有着巨大的影响[1]，所以在运行试验时对试验件的正常保护十分重要，通常试验件的保护措施分为软件保护和硬件保护，软件保护即控制系统内部因触发保护条件导致试验保护，系统卸载卸压；硬件保护即在试验件或加载机构上设置的如触点、光电以及人工应急按钮等保护装置，针对襟/缝翼舵面结构疲劳试验不同于常规的疲劳试验，在飞机结构活动舵面随动加载时，活动舵面和加载装置的位置关系随时间的变化而变化，即加载装置随舵面一起运动。
为了防止在试验过程中由于意外情况导致活动舵面和加载装置相碰引起试验件的损伤，例如某型飞机襟缝翼结构疲劳试验，加载过程中舵面与加载装置均处于活动状态，舵面易触碰到加载装置[2]，其加载模型如图1所示，为了保证试验件的安全，设计了一种通路触点保护技术，将多组触点保护装置安装在两个活动部位，当任意一组或多组保护装置触碰时，试验卸载卸压，并锁存故障位置信号，由此保护试验件的意外损坏，同时能够快速查找到故障保护位置，保障了试验的安全运行。
图1试验加载模型1基本原理摘要：襟缝翼舵面结构疲劳试验不同于常规的疲劳试验，在飞机结构活动舵面随动加载时，活动舵面和加载装置的位置关系随时在改变，即加载装置跟随舵面一起运动。
通常飞机结构强度试验都是静止加载，一般不用考虑运动中的随动加载问题，加载过程中的保护装置采用限位开关与多路故障检测器连接就可以实现，为了防止在试验过程中由于意外情况导致活动舵面和加载装置相碰引起试验件的损伤，必须在两个活动部位加装一对保护装置，当这一对保护装置相碰时，试验卸载卸压，根据该试验的特殊性及重要性，设计了通路触点保护，分别安装在试件与加载装置的关键部位，当活动舵面和加载装置触碰时，控制系统保护，试验停止，故障信号锁存，随后进行检查处理，从而保证了试验的安全运行。
一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统[发明专利]
![一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/a8f7f41b4a73f242336c1eb91a37f111f1850def.png)
(10)申请公布号 (43)申请公布日 2014.09.17C N 104048874A (21)申请号 201410283067.0(22)申请日 2014.06.24G01N 3/02(2006.01)G01M 13/00(2006.01)(71)申请人西北工业大学地址710072 陕西省西安市友谊西路127号西北工业大学120信箱(72)发明人孙中超 喻天翔 李浩远 宋笔锋崔卫民(54)发明名称一种用于飞机襟翼可靠性试验的载荷随动加载系统(57)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。
(51)Int.Cl.权利要求书2页 说明书4页 附图3页(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请权利要求书2页 说明书4页 附图3页(10)申请公布号CN 104048874 A1.一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(1)，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(1)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。
大变形机翼静力试验的随动加载装置[发明专利]
![大变形机翼静力试验的随动加载装置[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/f35d4eda846a561252d380eb6294dd88d0d23dff.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201710780266.6(22)申请日 2017.09.01(71)申请人 西北工业大学地址 710072 陕西省西安市友谊西路127号(72)发明人 高宗战 岳珠峰 耿小亮 芦强 鲍雨挺 (74)专利代理机构 北京律智知识产权代理有限公司 11438代理人 阚梓瑄(51)Int.Cl.B64F 5/60(2017.01)G01M 13/00(2006.01)(54)发明名称大变形机翼静力试验的随动加载装置(57)摘要本公开提供一种大变形机翼静力试验的随动加载装置，涉及飞机技术领域。
该随动加载装置包括支架、滑台、平移驱动装置、夹持装置、加载装置、位置检测装置和控制装置。
支架能固定于地面上。
滑台可滑动地设于支架上，且位于机翼上方。
平移驱动装置设于支架并与滑台连接，用于驱动滑台沿预设方向直线移动。
夹持装置夹持并固定于机翼。
加载装置具有第一端和第二端，第一端铰接于滑台，第二端通过一连接件与夹持装置连接，加载装置用于牵拉机翼。
位置检测装置用于检测夹持装置的位置变化，并发送位移信息。
控制装置用于接收位移信息，据以控制平移驱动装置驱动滑台沿预设方向直线移动，以使连接件与机翼始终垂直。
权利要求书2页 说明书8页 附图6页CN 107662713 A 2018.02.06C N 107662713A1.一种大变形机翼静力试验的随动加载装置，用于机翼的静力试验，所述机翼的根部能固定于垂直于地面的安装面上，其特征在于，所述大变形机翼静力试验的随动加载装置包括：支架，能固定于地面上；滑台，可滑动地设于所述支架上，且位于所述机翼上方；平移驱动装置，设于所述支架并与所述滑台连接，用于驱动所述滑台沿预设方向直线移动，所述预设方向平行于所述机翼的翼展方向；夹持装置，夹持并固定于所述机翼；加载装置，具有第一端和第二端，所述第一端铰接于所述滑台，所述第二端通过一连接件与所述夹持装置连接，所述加载装置用于牵拉所述机翼；位置检测装置，用于检测所述夹持装置的位置变化，并发送位移信息；控制装置，用于接收所述位移信息，据以控制所述平移驱动装置驱动所述滑台沿所述预设方向直线移动，以使所述连接件与所述机翼垂直。
飞机结构强度疲劳试验加速技术研究
飞机结构强度疲劳试验加速技术研究在进行飞机结构强度疲劳研究与试验过程中，为缩短研制周期，加快试验进程，根据疲劳损伤理论，推导得到与原载荷谱具有相同损伤的当量化载荷谱和放大应力载荷谱。
试验时根据试验件结构与载荷特点，将疲劳载荷谱中加载次数较多、载荷值较小的载荷情况进行等损伤计算，折算为当量化载荷加载次数，应用当量化载荷谱代替原疲劳载荷谱进行疲劳试验加载，并通过放大载荷进一步加速试验进程。
试验结果表明通过选择合适的当量化载荷和进行适当的载荷放大可以获得可靠的疲劳试验结果，该疲劳试验加速方法可应用于类似疲劳结构试验中。
标签：飞机结构；疲劳试验；当量载荷谱；加速试验中图法分类号：V216.3 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2018）17-0144-02Abstract：In order to shorten the development period and speed up the test process during the research and test of aircraft structure strength fatigue，according to the fatigue damage theory，the time-quantized load spectrum and magnified stress load spectrum with the same damage as the original load spectrum are derived. According to the structure and load characteristics of the test piece，the equivalent damage of the load with more loading times and smaller load value in the fatigue load spectrum is calculated as the number of times the load is quantized. The time-quantized load spectrum is used instead of the original fatigue load spectrum to carry out the fatigue test loading，and the test process is further accelerated by magnifying the load. The experimental results show that reliable fatigue test results can be obtained by selecting appropriate quantitative loads and amplifying appropriate loads，and this accelerated fatigue test method can be applied to similar fatigue structural tests.Keywords：aircraft structure；fatigue test；equivalent load spectrum；acceleration test航空飞行器结构的研制遵循其强度规范，必须用充分的全尺寸疲劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤[1]。
大变形条件下机翼法向载荷的随动加载技术
大变形条件下机翼法向载荷的随动加载技术覃湘桂;徐维民;刘海峰;饶勇刚【摘要】在静强度试验中大展弦比机翼的变形量会随加载级数的增加而增大,机翼法向载荷方向也会随之发生变化.为提高机翼在大变形条件下法向载荷加载的准确性,本文以机翼为研究对象,考虑其非线性变形的特点,提出了一种随动加载技术,即随着机翼的变形,作用在机翼上的法向载荷作动筒的方向也随之调整变化,保证机翼所受载荷始终沿法向,同时设计了验证试验进行验证.试验结果表明,该随动加载技术可用于大变形机翼法向载荷加载,为机翼静强度试验加载提供了一种新的方法.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2018(050)005【总页数】5页(P640-644)【关键词】大变形;机翼;随动加载;静强度试验;法向载荷【作者】覃湘桂;徐维民;刘海峰;饶勇刚【作者单位】成都飞机工业(集团)有限责任公司技术中心,成都,610091;成都飞机工业(集团)有限责任公司技术中心,成都,610091;成都飞机工业(集团)有限责任公司技术中心,成都,610091;成都飞机工业(集团)有限责任公司技术中心,成都,610091【正文语种】中文【中图分类】V216高空长航时无人机在未来的军用领域和民用领域将得到广泛的应用，该类无人机为了在侦查和情报搜集方面占据先机［1］，并兼顾打击功能，需要有高空长航时大载荷能力。
这就要求无人机机翼具有相当大的展弦比，因此机翼柔度也非常大，在飞行中将产生很大的变形［2—3］。
并且由于复合材料在无人机上的大量使用，也加剧了此类机翼的变形［4］。
对于新研制机型，都需要做地面静强度试验，如何在新研制机型首飞前通过静强度试验更好地反映其在气动计算和风洞试验所得的气动载荷作用下的受力问题，是关乎新研机型首飞成败的关键。
然而在静强度试验中，随着机翼在试验载荷的作用下发生弯曲变形的增大，试验数据与理论计算常常存在一定的误差，而且也逐渐增大。
主要原因是机翼变形导致试验加载方向发生变化，大展弦比机翼在大载荷情况下变形一般都很大，所以会加剧试验加载方向的偏差［5］，从而引起试验误差的增大。
后缘襟翼随动加载技术研究
Vol. 60 No. 4工程与试验 ENGINEERING & TEST Dec. 2020后缘襟翼随动加载技术研究李三元，陈先民,庞宝才（中国飞机强度研究所，陕西 西安710065）摘要:后缘襟翼在飞机飞行过程中发挥着重要作用，作用于其表面的气动载荷的大小和方向伴随其收起和展开而不断变化，给襟翼结构/机构地面试验气动载荷模拟带来很大困难。
随动加载技术是解决该问题的关键技术°本文将工程中现有的后缘襟翼随动加载技术归纳为合成式随动加载技术、转轴式随动加载技术和多自由度分离式随动 加载技术，并通过原理和工程应用案例进行分析，为飞机襟翼结构/机构地面试验验证提供技术支持。
关键词:后缘襟翼；随动加载;试验技术中图分类号:V224文献标识码:Adoi ：10.3969/j.issn. 1674 -3407.2020.04.012Research on Self-adaptable Loading Technology for Trailing Edge FlapLi Sanyuan , Chen Xianmin , Pang Baocai(Aircraft Strength Research Institute of China , Xi r an 710065 , Shaanxi , China )Abstract : Trailing edge flaps play an important role in the aircraft. The magnitude and direction of the air loads aroundflaps are changing while the trailing edge flaps are deploying and retracting , which brings difficulties to the air loads simulation during the ground test. Three kinds of loading technologies used widely are proposed in the paper. They are introduced from the principle and engineering cases and can provide reference for the ground test of flap structure/mechanism.Keywords :trailing edge flap ； self-adaptable loading ； test technology1引言后缘襟翼是现代飞机中不可缺少的重要部分，在整个飞行过程中发挥着不可替代的作用。
新一代机翼疲劳试验杠杆加载技术
今日制造与升级 83试验技术与装备新型战机面对新时代的使命，在结构、外形等方面做出了巨大的改进，结构与外形的改变也给飞机结构强度地面验证试验的加载带来了新挑战。
强度试验中，试验加载系统的设计应综合考虑加载部位特点、试验载荷、试验效率，以及试验检查要求等各方面因素。
国国外的结构加载技术以欧美和苏联以及现在的俄罗斯最具代表性，分别以拉压垫-杠杆系统的硬式连接和胶布带-杠杆系统的软式加载为主要特点[2]。
苏联在SU-27战斗机全机疲劳试验中采用了胶布带-杠杆系统的软式加载技术，欧美国家在F-18、F-35等战斗机全机疲劳试验中采用了拉压垫-杠杆系统的硬式加载技术。
国内结构强度地面验证试验主要由各飞机设计所和中国飞机强度所共同完成。
在早期的静力和疲劳试验中，几乎均采用胶布带-杠杆系统进行加载，近年来，拉压垫、卡板等硬式加载技术也得到了更多的应用[3]。
新型战机试验对加载速度、加载精度、试验检查等提出了更高的要求，国内原有的加载技术已不能完全满足试验要求。
本文针对新型战机全尺寸机翼疲劳试验的需求，在原有加载技术的基础上，提出了新一代机翼疲劳试验杠杆加载技术。
新技术通过有限元分析和试验验证后，成功应用于新战机全尺寸机翼疲劳试验，为后续类似试验提供了良好的借鉴。
1 试验加载方式的确定对于翼面加载，主要的加载方式有胶布带-杠杆加载方式、卡板加载方式和拉压垫-杠杆加载方式。
胶布带-杠杆加载是一种最典型的软式加载方式，可以施加单向的拉向载荷，试验需要在上、下翼面同时设置胶布带节点。
疲劳试验中，试验件及加载设备需要较频繁地进行周期性的检查，上下翼面都布置加载点会导致试验件周边空间狭小，不利于试验件的检查。
同时，如图1所示，胶布带和杠杆间通过钢索进行软式连接，软式连接在上、下翼面载荷转换的时候会有一个钢索从拉紧、松弛再到拉紧的过程，疲劳试验中频繁的载荷转换会导致软式连接加载速率比硬式连接显著偏慢。
图1 胶布带-杠杆加载方式卡板加载方式属于硬式加载方式，可施加双向载荷。
民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究
2020年第4期总第139期2020 No. 4Sum No. 139民用飞机设计与研究Civil Aircraft Design & Researchhttp : //myfj. cnjoumals. com myfj_sadri @comae, cc (021)20866796DOI : 10.19416/j. enki. 1674 - 9804.2020.04.007民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究黄勇** 通信作者.E-mail ： huangyongl @引用格式：黄勇.民用飞机襟翼交联机构吸能仿真技术研究[J].民用飞机设计与研究,2020(4):36-41. HUANG Y. Energyabsorption simulation technology of flap interconnection structure for civil aircraft] J]. Civil Aircraft Design and Research ,2020(4) ：3641(in Chinese).（上海飞机设计研究院，上海201210）摘 要：针对某型号后缘襟翼单一作动器脱开故障，翼面非正常变形导致的两侧机翼非对称滚转力矩及横滚配平问题。
采用内外襟翼之间布置的交联机构，减小故障翼面过度倾斜和提供翼面能量吸收及辅助约束,进而确保系统故障后飞机仍然具有继续安全飞行和着陆能力。
应用链式分析技术，实现了对襟翼单一作动器脱开故障冲击过程仿真以及交联机构制动行程和吸能需求预测，通过交联机构设备级研发试验完成了初步验证。
关键词：民用飞机;襟翼;脱开故障;交联机构;吸能中图分类号：V267 ； V224.5文献标识码：A OSID ：0引言由于受到机场跑道长度、起落架轮胎速度的限制以及为了提高飞机起降安全性，高升力装置在现 代大型飞机设计中得以不断发展和广泛应用。
布置在机翼后缘舱的高度精密和复杂的运动机构和驱动系统，实现了高升力翼面在各气动构型/卡位之间的 自由转换。
全尺寸缝翼疲劳试验随动加载技术
全尺寸缝翼疲劳试验随动加载技术
刘振宇;毛爽
【期刊名称】《测控技术》
【年(卷),期】2023(42)2
【摘要】缝翼及其支承结构的疲劳试验是民用飞机适航取证的一项重要工作,其难度在于需要在试验件运动过程中同步施加载荷,完成对缝翼翼面及其支承结构载荷的考验。
过大的同步偏差及不当的异常处理会造成试验件的非预期损伤,是一项风险极高的地面强度试验。
在试验方案中采用了控制系统与驱动系统的双驱动方式,在国内首次在翼身组合体真机环境中完成了缝翼疲劳试验,真实还原了缝翼实际运动场景,试验通过对试验运动轨迹的仿真指导随动加载框架的安装,极大地提高了活动翼面随动加载试验在翼面活动时的同步性和加载精度,同时创新的同步偏差实时监控和防错设计保障了试验的顺利运行,为该型号飞机的缝翼设计提供了更具参考价值的试验数据及试验结果。
【总页数】7页(P49-54)
【作者】刘振宇;毛爽
【作者单位】中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳试验航空科技重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V224
【相关文献】
1.一种主动驱动随动加载的前缘缝翼和襟翼疲劳试验技术
2.全尺寸飞机机体疲劳试验时中央翼与外翼连接区域疲劳损伤的声发射监测
3.某飞机襟缝翼疲劳试验系统随动加载技术研究
4.同步加载技术在襟缝翼疲劳试验中的应用研究
5.全尺寸垫升风机复合材料叶片疲劳试验加载技术研究
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大展弦比机翼试验随动加载系统研究
大展弦比机翼试验随动加载系统研究李小欢;张蕾【摘要】在飞机结构试验中, 通常会遇到试验加载点随试验件变形而移动变化的问题, 尤其是机翼大变形会导致加载点与翼面不垂直的问题.开发一种适用于全复合材料机翼试验的随动加载系统, 该系统引入有限元分析方法将机翼变形划分成N个特征飞行点, 采用飞行点随动加载来保证各级加载点与翼面的垂直度, 实现垂直跟随加载;应用该加载系统进行大展弦比的机翼静力试验.结果表明:运用该加载系统可顺利实现该无人机机翼试验, 且加载过程平稳, 试验件无抖动, 变形均匀, 应变数据符合试验要求, 可以为类似加载系统提供设计依据.%It occurs that the loading point changes with the test piece in the aircraft structure test. In particularly, the large deformation of the wing will cause the issue that loading point is not perpendicular with the plan of the wing. A kind of servo loading systems is applied in composite material wing. The wing is divided into N characteristic of flying points by using the method of finite element analysis. To keep all levels of loading points are vertical with the plan of wing the fly points are moved with loading. It implements vertical following loading. This system is used to complete the high aspect ratio wing test. The test results show that the system can realize the test of the UAV by using the servo load systems, and the loading procedure is smooth. The test piece is no jitter, its deformation is uniform, and the strain data meets the test requirements which can offer a reference for the analogous loading systems.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2019(010)002【总页数】7页(P221-227)【关键词】机翼试验;大展弦比;随动加载系统;静力试验【作者】李小欢;张蕾【作者单位】成都飞机工业(集团)有限责任公司技术中心,成都 610092;成都飞机工业(集团)有限责任公司技术中心,成都 610092【正文语种】中文【中图分类】V214.1+10 引言大展弦比无人机机翼设计技术是长航飞机高空高速设计的关键技术之一，机翼设计的核心是提高飞机的航程、航时，并提供安全高效的力矩特性和升阻特性，使机翼的强度、刚度、安全、寿命等满足设计要求[1]。
航天复合材料机翼疲劳试验加载技术研究
航天复合材料机翼疲劳试验加载技术研究巴晓蕾;郭文婧;罗嘉;杨蓉;刘秋楠【摘要】随着我国航天飞行器的不断发展,新型全复合材料结构、可重复使用航天飞行器成为了新的研究目标,因此,需要针对航天复合材料飞行器开展疲劳寿命试验技术研究.本文主要针对航天复合材料机翼疲劳试验加载技术开展研究,提出了一种可以在结构表面施加多向分布式疲劳载荷的加载系统.首先分析了机翼的疲劳载荷环境,然后根据载荷的多向性和机翼的材料特点,设计了加载垫和压式杠杆系统,并开展了相关分析和试验验证.最后应用此项技术开展了全复合材料机翼疲劳试验,试验结果表明,此加载技术能够准确、高效完成复合材料机翼疲劳试验,为复合材料机翼疲劳寿命评估研究提供帮助.【期刊名称】《强度与环境》【年(卷),期】2019(046)003【总页数】6页(P14-19)【关键词】复合材料机翼;分布式载荷;多向载荷;加载技术【作者】巴晓蕾;郭文婧;罗嘉;杨蓉;刘秋楠【作者单位】北京强度环境研究所,北京 100076;北京强度环境研究所,北京100076;北京强度环境研究所,北京 100076;北京强度环境研究所,北京 100076;北京强度环境研究所,北京 100076【正文语种】中文【中图分类】V416.4随着我国航天飞行器的不断发展，对飞行器的结构性能、可重复使用能力提出了更高的要求，因此，新型全复合材料结构、可重复使用航天飞行器成为了新的研究目标。
在新型航天飞行器研制过程中，必须开展地面试验，其中包括全尺寸和部件级的强度考核试验，对于可重复使用飞行器，还需要进行疲劳试验。
机翼作为飞行器的重要组成部分，必须对其开展静强度和疲劳寿命的考核。
航空飞行器机翼为全飞行器提供升力，在飞行任务剖面中主要受到升力的作用，但航天飞行器机翼主要提供平衡和缓冲作用，在整个飞行剖面的各任务段载荷环境有很大不同。
因此，在航天机翼疲劳试验中，加载载荷需要模拟翼面所受的多向气动载荷和惯性载荷，对于复合材料机翼，需要针对不同的任务段对复合材料机翼表面施加不同的分布式多向疲劳载荷。
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Vol.57 No.4工程与试验 ENGINEERING&TEST Dec.2017某飞机襟缝翼疲劳试验系统随动加载技术研究杜峰(中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳实验室，陕西西安710065)摘要:针对某飞机襟缝翼在运动过程中的受力情况难以模拟的问题，采用“分离式”设计理念，设计了一种由活动 框架及运动机构组成的随动加载装置。
给出了随动加载装置的两种设计方案，并对两种方案进行了对比分析。
设 计了活动翼面驱动系统，对控制系统与活动翼面驱动系统的数字I/O直接交流技术开展了深人研究。
通过某飞机 襟缝翼疲劳试验平台对本文的设计方案进行了验证，证明本文提出的方案合理有效，并在某飞机襟缝翼及其悬挂 系统疲劳试验中成功应用，提升了飞机结构疲劳试验技术水平。
关键词：随动加载;双系统协调;活动翼面中图分类号：V215.5 文献标识码：B doi：10. 3969/j.issn.1674 -3407. 2017.04. 018 Study on Tracking-loading Technology for Fatigue Test Systemof Flap and Slat of AircraftDu Feng{Full Scale Aircraft Structural Static/Fatigue Laboratoryof Aircraft Strength Research Institute of China,Xir an710065, Shaanxi^China)Abstract：It is difficult to simulate loading condition of flap and slat of aircraft in the motion.To solve the problem,a separated method is used to design tracking-loading equipment composed of motion frame and mechanism.Firstly,the tracking-loading equipment is designed,and two plans are given and analyzed.Subsequently,a driving system of movable airfoil surface is demonstrated.At the same time,a digital I/O direct communication technology between control system and driving system of movable airfoil surface is studied deeply.Finally,a fatigue test platform of flap and slat of aircraft is built to verify this design method.The experimental results show that the method effectively solves tracking-loading in the structural fatigue test of flap and slat.The approach has been applied successfully in the fatigue test of flap and slat.Keywords: tracking-loading;coordination between dual-system;movable airfoil surface1引言飞机结构强度试验在新机研制过程中具有不 可替代的作用，其中，飞机襟缝翼疲劳试验是飞机 疲劳试验的重要组成部分[1]。
襟缝翼是飞机的高 升力装置，大多为活动翼面，在飞机起飞、降落和飞 行过程中起着重要的作用。
现代飞机的襟缝翼活动翼面及其操纵机构越来越复杂，其收放可靠性与 飞行安全直接相关，一直受到飞机设计、制造和试 验者的高度重视[2]。
在某飞机襟缝翼疲劳试验中，要求既要保证在 襟缝翼各个活动翼面处于固定位置时疲劳试验载 荷的幅值和方向，也要保证襟缝翼各活动翼面在运 动过程中的载荷幅值及方向。
同时，试验件的内襟 翼、外襟翼、内段缝翼、中段缝翼、外段缝翼等多个[收稿日期]2017 -09 -27[作者简介]杜峰(1980 -)，男，陕西商洛人，本科，高级工程师，主要从事全尺寸结构静力/疲劳试验技术研究等工作。
[基金项目]航空科学基金（2016ZD23017"%民用飞机专项科研项目（MIZ- 2015 - F- 031 "。
• 68 'No . 4 2017杜峰:某飞机襟缝翼疲劳试验系统随动加载技术研究动，使加载作动筒安装底座跟随活动翼面加载点运 ，示意见图2$方二是通 控作控制活框架直线运动，使加作动筒安座跟随翼面加载点，示意见图3。
图2方案一示意图图3方案_不意图飞机襟翼的运动轨迹转角较大，为41.5°，并且 襟翼下表面有摇臂结构的存在，缝翼的结构决定了只适合在上翼面 加载， 最后确定采用方案一'$框架由两个“ C ”形摇臂、斜支臂、加载横梁、绞支横杆等组成，活动框架可以 的单耳接头的转轴转动，见图4上半。
图4活动框架示意图C ”形摇臂采用下部“ X 形钢整体加工成单耳及活动部件需要设计专门的驱动系统及设备来模拟 飞机翼面的。
另外， 控制缝翼翼面驱动系统是两个相 立的系统，在试验程中需要协调 的[35]。
目前，将襟缝翼置于不同角度，再对活动翼面，或者基于 矩相等的舵面收放加 [$]，都难以真实模 翼在 程中的受 ，不满翼的要求。
为了这一问题，本文采用“ 式”设计，设计了一种由活动框 机构组成的随动加， 满翼要 。
2设计思路及方案2.1随动加载装置的设计飞机翼要求，襟缝翼按一定轨迹 放， 示意见图 1。
同 ， 翼面上的幅值及方向也随之 。
随调加载是：试验的新问题。
图1襟缝翼试验件及收放趋势示意图随动加载问题在静力试验中也曾出现过，一般 采用量合成的方式来。
该方法的点是利用现有设备达到随动加载的效果，无需其 它专用设备。
但对于某飞机 翼来说，这种方法并不适用。
翼 有-活动翼面，要在单面上设加载点来工况的载荷压心的特点。
若采用矢量合成方法，会 设备数量庞大及安装不足等一问题。
基于以上分析，本文采用“分离式”设计，将载荷的幅值控制与加载方向 控制 ，框机构来控制方向，值控制交给已有的协调加载控制。
基于“分离式”设计理念，本文确定了两种设计 方案。
方一是通控作控制活动框架转•69 •工程与试验December2017上半部分“厂形方形空心钢摇臂嵌合成整体的设计，同了强度及自身重量问题。
绞支横杆上的与控作动筒相连的单耳内嵌关节轴承，避免卡死。
底座采用双支柱设计，通过底座及不等高的两个双耳来控制转轴的 ，见图5。
图5底座及双耳示意图随动加载装置的各个部分形成整体，见图6,整个运动机构的几何关系见图7。
随动加 的角度与位控作 伸缩指令趋近于线性关系（见图8)。
图6随动加载装置图7随动加载装置运动机构几何关系示意图通过几何关系运算，确定安装在随动加载装置上 • 70 •的位控作动筒的收放指令。
利用已有的试验加载协 调控制 控作 ，驱动加载设备安装框 翼面转轴转动。
通 控制，保加载设备安装框架的角速度与活动翼面的 度一致，即中的随动加 翼相对静止，安在随动加上的 翼 加载作 等效于静止状态的力控作 加载，实现加载设备（力控作)与翼面的协调 ，复的随动加问题简化为单方 力口。
20活动翼面驱动系统的设计活动翼面驱动系统组成示意框图见图9。
图9活动翼面驱动系统组成框图如图9所示，活动翼面驱动系统由襟/缝翼驱动 系统、信号调理箱、工控机及接口 3大部分组成。
各的构的下：缝翼 &完成襟/缝翼动作驱动，包括提 源的马达、测量扭矩的扭矩传感No . 4 2017杜峰:某飞机襟缝翼疲劳试验系统随动加载技术研究]系统测控软件模块示意图动范围为:0。
-20. 85。
、20. 85。
-0。
和 0。
-20. 85。
、 20. 85° -0°。
可以看出，襟翼、缝翼舵面同步到达规 定的角度是不一样的，要同达，襟翼翼的度就不能相同。
另外，襟翼舵面的围器、传递扭力的扭力管、适应襟翼/缝翼几何形状变化扭力传递的轮箱、带翼/缝翼动作的作动器(襟翼4个，翼6个）、量马达转速的测 速传感器、完成马达制动的 制动器、翼/缝翼舵面倾斜量的传感器(襟翼4个，缝翼6个）、翼/缝翼绝对的位置传感器等。
调&调检 号和驱动信号的调理放大，包括马达控制 、马达转速测试调理器、马达制动电磁驱动器，以及扭矩测量、开关 量信号(含& 保 关量、控制开关量）的调理、4/6传感对传感的调理、系统工作电源等。
工控机及接口 ：工控机完成襟缝翼疲劳试验驱动 系统的控制，与加载控制计算机（上机）的通 。
接口 A /D 转、D /A 转、保人关量、控制输出开关量、襟/缝翼绝对位置检测、襟/缝翼舵面 量检测、与加载控制计算机通信等口。
活动翼面驱动系统工作过程为：驱动系统工控 机与加载控制计算机（上机）先通信，相确认工 作状 。
加控制计算机在启动按规定载荷力口 的同时，命令 按规定的襟/缝翼舵面 方 /缝翼舵面运动。
马实时检/缝翼舵面 度、襟/缝翼舵面 I、襟/缝翼舵面倾斜量、襟/缝翼扭矩/缝翼等，当检 /缝翼舵面达规定， 在通 加 控制 计算 机的 同，停/缝翼舵面，加 续按规定的加载。
加 再命令按规定的/缝翼舵面 方 /缝翼舵面运动，并在/缝翼舵面 程中按加载。
在/缝翼舵面加载中过程，当加或检报，要相互通知，并立即停 、保襟/缝翼试件、进行声光报警。
翼面是在工控机控制下工作的，其测控软件模块图见10。
系统程序I~~ _______________系统登录模块||与上位机通信程序襟翼驱动测控模块缝翼驱动测控模块图10活动翼面驱3该襟缝翼疲劳试验要求，襟翼、缝翼舵面在加 程中要同达的 定 度，程要求平稳。
襟翼舵面的围为&0。
- 15。
、15°-0。
和0。
-41.5。
、41.5。
-0。
，对应的缝翼舵面运传传感感器器数数据据处采理集程程序序参数设置与数据备份I T用户管理模块日志搜索打印模块试验日志记录模块传感器异常报警模块工超限超载报警模块试验记录显示模块襟翼位置显示模块传感器数据显示模块电机参数设置模块系统异常处理模块电机常规控制模块• 71'工程与试验December2017有两种，要保证襟翼和缝翼同步到达，缝翼的驱动速度必须有两种。