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1、(10)申请公布号 CN 103043225 A (43)申请公布日 2013.04.17 CN 103043225 A *CN103043225A* (21)申请号 201210528276.8 (22)申请日 2012.12.10 B64F 5/00(2006.01) (71)申请人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市 86 号信箱 (72)发明人 任红云 宋鹏飞 杜峰 邓文亮 何月洲 夏龙 (74)专利代理机构 中国航空专利中心 11008 代理人 杜永保 (54) 发明名称 一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结 合加载系统及方法 (57) 摘要 本发明涉及一种试验加。
2、载技术, 特别是一种 用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系 统及方法。本发明力控与位控结合加载系统包括 力控作动筒、 位控作动筒、 力控传感器、 位移传感 器、 控制模块、 连接用加载设备以及跨越干涉件用 加载设备。 其中, 跨越干涉件用加载设备两端分别 设置有连接用加载设备, 每个连接用加载设备分 别与力控作动筒和位控作动筒相连, 力控作动筒 设置有控制加载的加载模块和力控传感器, 位控 作动筒上设置有用于控制加载的控制模块。本发 明根据载荷谱的控制指令, 控制力控作动筒和位 控作动筒分别在跨越干涉件的加载设备两端施加 载荷, 可使加载设备随试验件的变形而随动, 并可 避免试验过程中加。
3、载设备与试件的干涉情况。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 1 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 1 页 说明书 3 页 附图 1 页 1/1 页 2 1. 一种用于飞机结构强度试验的力控与位控结合加载系统, 其特征在于, 包括力控作 动筒、 位控作动筒、 力控传感器、 位移传感器、 控制模块、 连接用加载设备以及跨越干涉件用 加载设备, 其中, 跨越干涉件用加载设备两端分别设置有连接用加载设备, 每个连接用加载 设备分别与力控作动筒和位控作动筒相连, 力控作动筒设置有控制加载的加载模块和力控 传感器, 位控作动筒上设置。
4、有用于控制加载的控制模块, 而位移传感器与试验件连接。 2. 一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法, 其特征在于, 控制模块根 据载荷谱的控制指令, 控制力控作动筒和位控作动筒分别在跨越干涉件的加载设备两端施 加载荷。 3. 根据权利要求 2 所述的用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法, 其特征 在于, 进一步包括如下步骤 : a) 试验的安装 搭建力控和位控结合加载系统, 将力控作动筒、 位控作动筒、 连接用加载设备和跨越干 涉件用加载设备、 力控传感器、 控制模块以及位移传感器安装到位 ; b) 试验载荷谱的确定 力控作动筒指令根据试验载荷需求, 预先设定 ; 位控作动。
5、筒的指令由该试验件在试验过程中所测得位移变形量确定 ; c) 载荷施加 力控作动筒和位控作动筒根据各自指令同时对试验件进行载荷施加, 随着力控作动筒 试验载荷的施加, 位控作动筒同时根据指令随着试验件的变形而随动, 使得跨越干涉件加 载设备随着试验件的变形而平动。 4. 根据权利要求 3 所述的用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法, 其特征 在于, 位控作动筒根据试验件在试验过程中所测得位移变形量所得到的指令, 由位移传感 器测定。 权 利 要 求 书 CN 103043225 A 2 1/3 页 3 一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统及 方法 技术领域 0001 本发明。
6、涉及一种试验加载技术, 特别是一种用于飞机结构强度试验的力控和位控 结合加载系统及方法。 背景技术 0002 在全尺寸飞机结构的静力 / 疲劳强度试验中, 对于加载时需要采取加载设备跨越 干涉件的情况, 以往会采用主动被动相结合的加载方式施加载荷, 即试验件的载荷需要由 一个通过作动筒施加载荷的主动加载点和一个仅采用连接件连接的被动加载点来进行施 加。若试验件变形较大, 则在载荷的施加过程中, 由于被动加载点无法随动, 需由主动加载 点作动筒进行变形补偿, 试验件的变形越大, 跨越干涉件用加载设备越倾斜, 这样可能造成 作动筒行程无法满足试验要求, 加载设备与干涉件碰撞, 影响试验的正常进行 。
7、; 同时随着加 载设备倾斜状况的加剧, 会导致加载力线出现偏移, 影响加载精度。 发明内容 0003 本发明的目的是 : 提出一种通过采用力控和位控结合加载系统, 解决试验件变形 较大并且主动载荷需要跨越干涉件施加的难题。 0004 另外, 本发明还提供一种力控和位控结合加载的方法。 0005 本发明的技术方案是 : 一种用于飞机结构强度试验的力控与位控结合加载系统, 其包括力控作动筒、 位控作动筒、 力控传感器、 位移传感器、 控制模块、 连接用加载设备以及 跨越干涉件用加载设备, 其中, 跨越干涉件用加载设备两端分别设置有连接用加载设备, 每 个连接用加载设备分别与力控作动筒和位控作动筒相。
8、连, 力控作动筒设置有控制加载的加 载模块和力控传感器, 位控作动筒上设置有用于控制加载的控制模块, 而位移传感器与试 验件连接。 0006 一种用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法, 控制模块根据载荷谱的 控制指令, 控制力控作动筒和位控作动筒分别在跨越干涉件的加载设备两端施加载荷。 0007 所述的用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载方法, 进一步包括如下步 骤 : 0008 d) 试验的安装 0009 搭建力控和位控结合加载系统, 将力控作动筒、 位控作动筒、 连接用加载设备和跨 越干涉件用加载设备、 力控传感器、 控制模块以及位移传感器安装到位 ; 0010 e) 试验载荷。
9、谱的确定 0011 力控作动筒指令根据试验载荷需求, 预先设定 ; 0012 位控作动筒的指令由该试验件在试验过程中所测得位移变形量确定 ; 0013 f) 载荷施加 0014 力控作动筒和位控作动筒根据各自指令同时对试验件进行载荷施加, 随着力控作 说 明 书 CN 103043225 A 3 2/3 页 4 动筒试验载荷的施加, 位控作动筒同时根据指令随着试验件的变形而随动, 使得跨越干涉 件加载设备随着试验件的变形而平动。 0015 位控作动筒根据试验件在试验过程中所测得位移变形量所得到的指令, 由位移传 感器测定。 0016 本发明的技术效果是 : 本发明力控位控结合加载方法及系统具有。
10、以下优点 : 0017 可避免试验过程中加载设备与试件的干涉情况 ; 0018 可使加载设备随试验件的变形而随动 ; 0019 可根据试验数据不断修正改良, 兼顾多项试验需求 ; 0020 可使试验件的受力更加真实 ; 0021 安装简单、 实用性强。 附图说明 0022 图 1 是本发明用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统的结构示意图 ; 0023 图 2 是本发明用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统实际工作示意 图, 0024 其中, 1连接用加载设备、 2控制模块、 3力控作动筒、 4干涉件、 5连接用 加载设备、 6 控制模块、 7 位控作动筒、 8 力控传感器、 9 。
11、位移传感器、 10 试验件、 11 加载设备、 12 跨越用加载设备。 具体实施方式 0025 下面结合附图对本发明做进一步的说明 : 0026 参考图 1, 本发明用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统包括力控作 动筒3、 位控作动筒8、 力控传感器9、 控制模块2与7、 连接用加载设备1与5、 跨越干涉件用 加载设备13以及位移传感器10。 其中, 跨越干涉件用加载设备两端分别设置有连接用加载 设备, 每个连接用加载设备分别与力控作动筒和位控作动筒相连, 力控作动筒和位控作动 筒上均设置有用于控制加载的控制模块和相应的力控传感器及位控传感器。 0027 参考图 2, 本发明用于飞机结。
12、构强度试验的力控和位控结合加载系统的外置位移 传感器反馈信号与位控作动筒构成闭环控制回路。力控作动筒指令根据试验载荷需求, 预 先设定, 位控作动筒的指令由该试验件在试验过程中所测得位移变形量确定, 力控传感器 及位移传感器的反馈信号输入至试验控制间, 转化为控制信号输入至控制模块, 进而控制 作动筒进行加载。其中, 位移传感器反馈为实时测得, 并作为位控作动筒的控制命令, 以此 保证位控作动筒运作与试验件变形的一致性。 0028 本发明用于飞机结构强度试验的力控和位控结合加载系统加载方法, 其具体步骤 如下 : 0029 a) 试验的安装 0030 搭建力控和位控结合加载系统, 将力控作动筒。
13、、 位控作动筒、 连接用加载设备和跨 越干涉件用加载设备、 力控传感器、 控制模块以及位移传感器安装到位 ; 0031 b) 试验载荷谱的确定 0032 力控作动筒指令根据试验载荷需求, 预先设定 ; 说 明 书 CN 103043225 A 4 3/3 页 5 0033 位控作动筒的指令由该试验件在试验过程中所测得位移变形量确定 ; 0034 c) 载荷施加 0035 力控作动筒和位控作动筒根据各自指令同时对试验件进行载荷施加, 随着力控作 动筒试验载荷的施加, 位控作动筒同时根据指令随着试验件的变形而随动, 使得跨越干涉 件加载设备随着试验件的变形而平动。 0036 其中, 位控作动筒也可。
14、根据试验件理论计算变形量确定指令, 此种情况下, 可根据 试验测量所得试验件变形位移数据进行修正, 并可参考已有同类型加载变形数据。 0037 实施例, 针对以往的双垂尾飞机中, 垂尾的加载采取主动被动相结合的方式, 由于 被动加载点不能随动, 由主动加载点作动筒进行变形补偿, 垂尾的变形越大, 加载杠杆越倾 斜。 采取力控、 位控相结合的加载方式, 根据同系列飞机以往试验的测量位移数据及理论变 形量, 为位控作动筒在载荷谱中提供指令, 使得加载杠杆随着垂尾变形进行平动, 即力控作 动筒保证载荷施加的准确性, 使试验件的受力更加真实。 说 明 书 CN 103043225 A 5 1/1 页 6 图 1 图 2 说 明 书 附 图 CN 103043225 A 6 。