一种试验差动约束方法技术

本发明专利技术涉及一种差动约束技术，特别是涉及一种用于飞机结构强度试验中飞机支持的约束。本发明专利技术在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，准确计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种差动约束技术，特别是涉及一种用于飞机结构强度试验中飞机支持的约束。
技术介绍
在飞机结构试验中，试验件的支持方案直接关系到试验质量、安全和试验结果的有效性。全机试验一般采用全机悬空静定约束形式，通常是起落架悬空支持，即起落架悬空支持的垂向约束采用前起、左、右主起落架垂向接头，通过撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架下部悬挂配重，利用配重限制飞机向上的移动，具体见图1。在试验过程中，采用悬挂配重的方式限制飞机向上移动有局限性，例如：在试验加载过程中，由于某些原因造成约束点载荷过小，或者配重重量不足以起到约束作用，飞机就会产生向上位移，这样会对试验带来安全隐患，影响到加载点的加载准确性。
技术实现思路
本专利技术的目的是：提供一种增加安装向下约束设备，利用控制系统计算约束点反馈，在试验中实时监视约束点反馈，以保证试验加载安全，实现可靠的垂向双向约束的方法。本专利技术的技术方案是：一种试验差动约束方法，其在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。其中，约束点反馈计算见公式(1)：<br>F1×a+G×c+M＝F2×b+P×bP＝(F1×a+G×c+M)/b-F2P＝F1×(a/b)-F2+(G×c+M)/bP＝K×F1-F2+B      (1)其中，F1为向上约束传感器值，F2为向下约束传感器值，P为支反力，K为a/b是力臂比，B为(G×c+M)/b，G为撬杠重量，M为摩擦力矩，a、b为撬杠力臂，c为撬杠偏心距离。所述的试验差动约束方法的具体步骤如下：a)在飞机支持前进行向上约束传感器、向下约束传感器数据测量；b)将测量的多组数据通过最小二乘法进行线性拟合，得到约束点反馈计算公式(1)；c)将公式输入控制系统前起约束点反馈计算通道；d)重复上述a)～c)过程，完成左、右主起落架反馈计算，并输入反馈计算通道；e)将飞机的前起落架、左右主起落架悬空支持在支持系统上。f)试验时，通过计算通道实施监视计算通道载荷反馈。飞机前起落架支持时，前起落架通过由支持立柱、支持撬杠、向上约束设备、向上约束传感器、向下约束设备、向下约束传感器组成的前起支持系统悬空支持，其中，前起落架的假轮向上接头通过连接件与撬杠右端加载孔连接；撬杠通过中部承载孔、支持立柱单耳接头组成铰支点；支持立柱固定在承力地坪的地轨上；撬杠左端加载孔与向上约束传感器连接，并通过向上约束设备连接到承力地坪，组成向上约束，前起落架的假轮向下接头与向下约束传感器连接，并通过向下约束设备连接到承力地坪，组成向下约束，所述向下约束、向上约束组成了差动约束。本专利技术的优点是：本专利技术通过增加安装向下约束设备，利用控制系统准确计算约束点反馈，在试验中实时监视约束点反馈，以保证试验加载安全，实现可靠的垂向双向约束有效利用了现有试验设备，实现了试验垂向的双向约束。附图说明图1是一种现有技术试验约束方式的示意图；图2是本专利技术试验差动约束方法的飞机悬空支持示意图；图3是前起支持示意图；图4是支持撬杠受力示意图，其中，1-飞机、2-前起落架、3-左右主起落架、4-悬空支持支持系统、5-前起落架、6-立柱、7-支持撬杠、8-向上约束设备、9-向上约束传感器、10-向下约束设备、11-向下约束传感器。具体实施方式下面通过实施例对本专利技术做进一步的说明：本专利技术试验差动约束方法在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动。在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，准确计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。请参阅图2，其是本专利技术试验差动约束方法的飞机悬空支持示意图。将飞机1的前起落架2、左右主起落架3悬空支持在支持系统4上。以前起支持系统为例，图3是前起支持示意图，前起落架5通过由支持立柱6、支持撬杠7、向上约束设备8、向上约束传感器9、向下约束设备10、向下约束传感器11组成的前起支持系统悬空支持。其中，前起落架5的假轮向上接头通过连接件与撬杠7右端加载孔连接；撬杠7通过中部承载孔、支持立柱6单耳接头组成铰支点；支持立柱6固定在承力地坪的地轨上；撬杠7左端加载孔与向上约束传感器9连接，并通过向上约束设备8连接到承力地坪，组成向上约束。前起落架5的假轮向下接头与向下约束传感器11连接，并通过向下约束设备10连接到承力地坪，组成向下约束。向下约束、向上约束组成了差动约束方式。其中，F1为向上约束传感器值，F2为向下约束传感器值，P为支反力，K为a/b(力臂比)，B为(G×c+M)/b。G为撬杠重量，M为摩擦力矩，a、b为撬杠力臂，c为撬杠偏心距离。约束点反馈计算见公式(1)：F1×a+G×c+M＝F2×b+P×bP＝(F1×a+G×c+M)/b-F2P＝F1×(a/b)-F2+(G×c+M)/bP＝K×F1-F2+B        (1)在飞机悬空支持前对起落架垂向差动约束进行测量，F1为向上约束传感器9反馈载荷，F2为向下约束传感器11反馈载荷。测量时，如图4，支持撬杠7处于水平状态，P为0，公式1转换为：F2＝K×F1+B。施加不同的F1载荷，测量F2数据。多次施加，记录多组F1、F2测量数据。使用最小二乘法对测量数据进行直线拟合，将计算公式输入控制系统计算通道，就能实现实时监视约束点反馈。本专利技术试验差动约束方法的具体实施过程如下，其通过以下步骤实现：a)如图3所示安装的支持系统在飞机支持前进行向上约束传感器9、向下约束传感器11数据测量；b)将测量的多组数据通过最小二乘法进行线性拟合，得到约束点反馈计算公式，见公式(1)；c)将公式输入控制系统前起约束点反馈计算通道；d)重复上述a)～c)过程，完成左、右主起落架反馈计算，并输入反馈计算通道；e)如图2所示，将飞机1的前起落架2、本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种试验差动约束方法，其特征在于，在前起、左右主起落架垂向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，计算出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。

【技术特征摘要】
1.一种试验差动约束方法，其特征在于，在前起、左右主起落架垂
向采用撬杠将飞机悬空，同时在三个起落架处增加安装向下约束设备，
以保证飞机在试验过程中不产生向上的移动，在撬杠的约束设备中连接
载荷传感器，经过实验方法得到测量数据，利用最小二乘法拟合计算，
将撬杠一侧传感器反馈计算到另外一端，通过控制系统程控功能，计算
出垂向约束点的反馈，从而实现了试验中约束点反馈的实时监视。
2.根据权利要求1所述的试验差动约束方法，其特征在于，约束点
反馈计算见公式(1)：
F1×a+G×c+M＝F2×b+P×b
P＝(F1×a+G×c+M)/b-F2
P＝F1×(a/b)-F2+(G×c+M)/b
P＝K×F1-F2+B        (1)
其中，F1为向上约束传感器值，F2为向下约束传感器值，P为支反力，K
为a/b是力臂比，B为(G×c+M)/b，G为撬杠重量，M为摩擦力矩，a、b
为撬杠力臂，c为撬杠偏心距离。
3.根据权利要求2所述的试验差动约束方法，其特征在于，具体步
骤如下：
a)在飞机支持前进行向上约束传...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋鹏飞，王征，夏峰，王刚，郑龙刚，李晓冬，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61