【技术实现步骤摘要】
一种大变形机翼多点协调随动加载装置及方法
本申请属于飞机结构静力试验
，特别涉及一种大变形机翼多点协调随动加载装置及方法。
技术介绍
飞机实际飞行中，气动力始终垂直于机翼表面，垂直于机翼弦平面加载可以更真实地模拟飞机实际受载情况同时满足任务书要求。对于大展弦比的飞机，在静力试验中机翼变形非常大，试验数据结果往往和理论计算有一定偏差，变形越大偏差越明显。在已完成的机翼静力试验，研究人员发现，加载误差产生的主要原因是机翼大变形导致加载方向发生变化，如图1所示。目前针对机翼变形造成的加载误差主要有两种解决方法，预置作动筒和单点作动筒随动加载方法。通常采用预置作动筒的方式，保证最终载荷施加的准确性，根据仿真分析得到机翼的最大变形量，保证加载力线垂直于机翼表面的情况下反推出作动筒的安装位置，如图2所示，从而保证了试验最大载荷的准确性。但是采用预置作动筒的方法只保证了最终载荷的准确性，在整个加载过程中还是会产生加载误差，无法保证测量数据的准确性。针对大变形机翼在全机静力试验中使用固定位置作动筒加载无法确保在整个加载过程中加载力线与机翼翼面垂直的问题，提出单点作动筒随动加载的方式，如图3所示。通过位控作动筒实时调整力控作动筒的位置实现随动加载。该方法虽然可实现随动加载，但存在诸多缺点。首先，实现单点随动加载需要两个作动筒，占用设备；其次，作动筒实时随动装置设计复杂；最后，该方法不适合应用于多点随动加载，故该方法在实际中很少应用。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
【技术保护点】
1.一种大变形机翼多点协调随动加载装置，其特征在于，包括：/n大变形机翼，所述大变形机翼上设置有多个加载点；/n位控作动筒，所述位控作动筒的一端固定，另一端设置有滑轮组固定支架，所述滑轮组固定支架上设置有多个不同高度的固定支杆，所述固定支杆上设置有导向滑轮；/n力控作动筒，包括多个，所述力控作动筒的一端固定，另一端设置有钢索，所述钢索通过一个所述导向滑轮与所述大变形机翼的一个加载点连接。/n
【技术特征摘要】
1.一种大变形机翼多点协调随动加载装置，其特征在于，包括：
大变形机翼，所述大变形机翼上设置有多个加载点；
位控作动筒，所述位控作动筒的一端固定，另一端设置有滑轮组固定支架，所述滑轮组固定支架上设置有多个不同高度的固定支杆，所述固定支杆上设置有导向滑轮；
力控作动筒，包括多个，所述力控作动筒的一端固定，另一端设置有钢索，所述钢索通过一个所述导向滑轮与所述大变形机翼的一个加载点连接。
2.根据权利要求1所述的大变形机翼多点协调随动加载装置，其特征在于，
所述大变形机翼上设置有第一加载点a以及第二加载点b；
所述滑轮组固定支架上设置有第一固定支杆以及第二固定支杆，所述第一固定支杆上设置有第一导向滑轮，所述第二固定支杆上设置第二导向滑轮；
所述力控作动筒包括第一力控作动筒以及第二力控作动筒，所述第一力控作动筒的钢索通过所述第一导向滑轮与所述第一加载点a连接，所述第二力控作动筒的钢索通过所述第二导向滑轮与所述第二加载点b连接。
3.根据权利要求1所述的大变形机翼多点协调随动加载装置，其特征在于，
所述大变形机翼上设置有第一加载点a、第二加载点b以及第三加载点c；
所述滑轮组固定支架上设置有第一固定支杆、第二固定支杆以及第三固定支杆，所述第一固定支杆上设置有第一导向滑轮，所述第二固定支杆上设置第二导向滑轮，所述第三固定支杆上设置有第三导向滑轮；
所述力控作动筒包括第一力控作动筒、第二力控作动筒以及第三力控作动筒，所述第一力控作动筒的钢索通过所述第一导向滑轮与所述第一加载点a连接，所述第二力控作动筒的钢索通过所述第二导向滑轮与所述第二加载点b连接，所述第三力控作动筒的钢索通过所述第三导向滑轮与所述第三加载点c连接。
4.一种大变形机翼多点协调随动加载方法，基于权利要求1至权利要求3任意一项所述的大变形机翼多点协调随动加载装置，其特征在于，包括：
步骤一：在大变形机翼上选择多个加载点，对每个所述加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移；
步骤二：从多个加载点中选择一个基准加载点，给定所述基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算所述基准加载点的位控作动筒的位移量；
步骤三：在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差。
5.根据权利要求4所述的大变形机翼多点协调随动加载方法，其特征在于，步骤一中，所述在大变形机翼上选择多个加载点，对每个所述加载点分别进行单点随动加载，获取每个加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，以及机翼表面合力点的垂向位移包括：
在大变形机翼上选择第一加载点a，对第一加载点a进行单点随动加载，获取第一加载点a的合力点处加载力线与垂向的夹角aa，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔHa：
aa∈(aa0,aa1,…,aa(n-1),aan)
ΔHa∈(ΔHa0,ΔHa1,…,ΔHa(n-1),ΔHan)
其中，n为加载级数，aa0，aa1，...，aa(n-1)，aan分别为第一加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔHa0，ΔHa1，...，ΔHa(n-1)，ΔHan分别为第一加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移；
在大变形机翼上选择第二加载点b，对第二加载点b进行单点随动加载，获取第二加载点b的合力点处加载力线与垂向的夹角ab，以及机翼表面合力点的垂向位移ΔHb：
ab∈(ab0,ab1,…,ab(n-1),abn)
ΔHb∈(ΔHb0,ΔHb1,…,ΔHb(n-1),ΔHbn)
其中，n为加载级数，ab0，ab1，...，ab(n-1)，abn分别为第二加载点对应加载级数下的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔHb0，ΔHb1，...，ΔHb(n-1)，ΔHbn分别为第二加载点对应加载级数下的机翼表面合力点的垂向位移。
6.根据权利要求5所述的大变形机翼多点协调随动加载方法，其特征在于，步骤二中，所述从多个加载点中选择一个基准加载点，给定所述基准加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，计算所述基准加载点的位控作动筒的位移量包括：
选择第一加载点a为基准加载点，给定第一加载点a的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差Ha，第一加载点a的位控作动筒的位移量La为钢索经过第一导向滑轮的转折点与机翼表面合力点之间沿机翼展向的距离，由：
得：
La＝(Ha-ΔHa)×tanaa
其中，aa为第一加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，Ha为第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差，ΔHa为第一加载点的机翼表面合力点的垂向位移；
根据步骤一中得到的第一加载点a的各加载级数aa、ΔHa以及给定的第一导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差Ha，计算第一加载点a的位控作动筒的位移量La为：
La∈(La0,La1,…,La(n-1),Lan)
其中，La0，La1，...，La(n-1)，Lan分别为第一加载点对应加载级数下的位控作动筒的位移量。
7.根据权利要求6所述的大变形机翼多点协调随动加载方法，其特征在于，步骤三中，所述在单个位控作动筒使得所有加载点同时随动的情况下，计算其他加载点的导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差包括：
第二加载点b的第二导向滑轮中心点与机翼平面初始状态的垂向高度差Hb为：
Hb＝Lb÷tanab+ΔHb
其中，Lb为第二加载点的位控作动筒的位移量，ab为第二加载点的合力点处加载力线与垂向的夹角，ΔHb为第二加载点的机翼表面合力点的垂向位移；
在单个位控作动筒使得第一加载点a与第二加载点b同时随动的情况下，即La＝Lb，得：
Hb＝La÷tanab+ΔHb
根据步骤一中得到的第二加载点b的各加载级数ab、ΔHb以及位控作动筒的位移量La，计算第二加载点b的第二导向滑...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨鹏飞，杜峰，何月洲，任鹏，王毅，
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
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