一种高升力系统全机加载动态试验方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞机高升力系统试验领域，具体涉及一种高升力系统全机加载动态试验方法。
【背景技术】
[0002]以往的高升力系统试验中，由于设计思想等的限制，高升力系统运动功能检查试验仅在翼盒、机身加载而增升装置不加载；此时，驱动增升装置的高升力系统基本处于不受载情况，因而与实际的飞行情况是完全不一样的和不真实的。这样的试验，不能检验飞机高升力系统设计及制造工艺等的影响，飞机飞行试验存在很大的隐患。由于全行程增升装置随动加载系统非常昂贵，在以往的飞机静力试验中还未见使用。这样，对于新研制的飞机，没有可靠的试验方法来验证高升力系统设计，并为飞机首飞及其后的飞行试验提供地面试验支持。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是提供一种高升力系统全机加载动态试验方法，以解决目前的高升力系统设计试验结果不准确的问题。
[0004]本发明的技术方案是:
[0005]一种高升力系统全机加载动态试验方法，包括如下步骤:
[0006]步骤一、在待测飞机的增升装置的翼面上设置多个均匀分布的加载点；
[0007]步骤二、加载系统中的加载作动器的加载端分别与所述多个加载点连接，以使得所述加载作动器通过所述多个加载点给所述增升装置的翼面加载气动载荷；
[0008]步骤三、通过驱动系统驱动所述增升装置进行逐级偏转，偏转至一个预定角度时；
[0009]步骤四、通过所述加载作动器向所述增升装置的翼面逐级加载气动载荷，并判断在所述预定角度下，气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现，若是，记录故障复现时的所述增升装置的预定角度以及所述气动载荷加载量，试验完成；否则，进行步骤五；
[0010]另外，在所述加载作动器加载气动载荷同时，在所述待测飞机的机身上加载与所述加载作动器加载的气动载荷相平衡的配平载荷；
[0011]步骤五、所述增升装置偏转至下一个预定角度，并重复步骤四。
[0012]可选地，在所述步骤二中，所述加载作动器的加载端的端部通过多根柔性加载件分别与所述多个加载点连接。
[0013]可选地，所述加载作动器的挂点到所述加载点的距离为15m。
[0014]可选地，在所述步骤三中，所述增升装置每次偏转2°?4°。
[0015]可选地，在所述步骤四中，所述气动载荷极限载荷为100%的总载荷，加载从O开始；
[0016]在65%之前，以5%为一级逐级加载；到65%之后，以2%为一级逐级加载。
[0017]可选地，在所述步骤四中，所述气动载荷极限载荷为100 %的总载荷，加载从O开始；
[0018]在50%之前，以5%为一级逐级加载；到50%之后，以I %为一级逐级加载。
[0019]本发明的有益效果:
[0020]本发明的高升力系统全机加载动态试验方法，通过加载作动器向一预定角度状态下的增升装置的翼面逐级加载气动载荷，并判断在预定角度下，气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现，从而得到飞机故障时的加载载荷大小，能够真实模拟飞机高升力系统的真实飞行情况，证试验高升力系统\相关的增升装置\翼盒等在全机试验中的受力状态与空中情况一致，并解决飞机重大飞行故障；另外，本专利突破了动态驱动\协调加载技术，从本质上改变了以往的试验方法的严重不足和缺陷。
【附图说明】
[0021]图1是本发明高升力系统全机加载动态试验方法流程图。
【具体实施方式】
[0022]这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。
[0023]如图1所示，本发明提供的一种高升力系统全机加载动态试验方法，包括如下步骤:
[0024]步骤一、在待测飞机的增升装置的翼面上设置多个均匀分布的加载点。
[0025]步骤二、加载系统中的加载作动器的加载端分别通过可以胶布带或拉压垫固定在翼面上，与多个加载点连接，以使得加载作动器通过多个加载点给增升装置的翼面加载气动载荷。进一步，在步骤二中，加载作动器的加载端的端部通过多根柔性加载件分别与多个加载点连接。
[0026]并且，本发明中要保证加载作动器挂点距增升装置足够远，以保证增升装置作小角度运动对载荷方向产生的影响足够小(小于1% )，优选地，加载作动器的挂点到加载点的距离为15m。
[0027]另外，由于增升装置驱动会产生扰动，因而要求其具有良好的跟随性(各加载点最大加载差异小于5% )，为了保证跟随性，还可以在加载点增加作动装置(以进一步改善加载精度)。由于高升力系统的驱动速度是分级的，驱动速度越小，加载作动系统的跟随性就越好。在试验前，通过加载跟随性试验(单独设计的单个作动筒隧洞加载试验)可以完成跟随性测试。试验表明，驱动系统最大驱动速度下，跟随性满足要求，减小驱动速度可以更进一步地改善加载系统的跟随性。
[0028]步骤三、通过驱动系统驱动所述增升装置进行逐级偏转，偏转至一个预定角度时。其中，试验驱动系统需要设计专用的驱动控制系统，要求控制系统能够驱动rou(增升装置动力驱动装置)，并能实现小角度偏转控制(任意偏角附近的小角度偏转，如I度、2度等)。驱动系统还要求能够给出rou电流值或直接给出PDU输出扭矩。
[0029]步骤四、通过所述加载作动器向所述增升装置的翼面逐级加载气动载荷，并判断在预定角度下，气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现，若是，驱动系统不再作动，记录故障复现时的增升装置的预定角度以及气动载荷加载量，静力试验加载系统逐级卸载到零，试验完成。否则，进行后续步骤五。
[0030]进一步，在步骤四中，气动载荷极限载荷为100 %的总载荷，加载从O开始。在65 %(总载荷百分比)之前，以5%为一级逐级加载；到65%之后，以2%为一级逐级加载，加载到各载荷级后，保持载荷，做小角度收放试验。或者气动载荷极限载荷在50%之前，以5%为一级逐级加载；到50%之后，以I %为一级逐级加载。
[0031]进一步，当加载到各载荷级后，增生装置加载作动器通过加载系统的反馈控制实现驱动过程中的载荷保持。
[0032]另外，在加载作动器加载气动载荷同时，在待测飞机的机身上加载与加载作动器加载的气动载荷相平衡的配平载荷，属于常规试验做法。
[0033]步骤五、增升装置偏转至下一个预定角度，并重复步骤四。
[0034]本发明的高升力系统全机加载动态试验方法，通过加载作动器向一预定角度状态下的增升装置的翼面逐级加载气动载荷，并判断在预定角度下，气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现，从而得到飞机故障时的加载载荷大小，能够真实模拟飞机高升力系统的真实飞行情况，证试验高升力系统\相关的增升装置\翼盒等在全机试验中的受力状态与空中情况一致，并解决飞机重大飞行故障；另外，本专利突破了动态驱动\协调加载技术，从本质上改变了以往的试验方法的严重不足和缺陷。
[0035]以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
【主权项】
1.一种高升力系统全机加载动态试验方法，其特征在于，包括如下步骤: 步骤一、在待测飞机的增升装置的翼面上设置多个均匀分布的加载点； 步骤二、加载系统中的加载作动器的加载端分别与所述多个加载点连接，以使得所述加载作动器通过所述多个加载点给所述增升装置的翼面加载气动载荷； 步骤三、通过驱动系统驱动所述增升装置进行逐级偏转，偏转至一个预定角度时； 步骤四、通过所述加载作动器向所述增升装置的翼面逐级加载气动载荷，并判断在所述预定角度下，气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现，若是，记录故障复现时的所述增升装置的预定角度以及所述气动载荷加载量，试验完成；否则，进行步骤五； 另外，在所述加载作动器加载气动载荷同时，在所述待测飞机的机身上加载与所述加载作动器加载的气动载荷相平衡的配平载荷； 步骤五、所述增升装置偏转至下一个预定角度，并重复步骤四。2.根据权利要求1所述的高升力系统全机加载动态试验方法，其特征在于，在所述步骤二中，所述加载作动器的加载端的端部通过多根柔性加载件分别与所述多个加载点连接。3.根据权利要求2所述的高升力系统全机加载动态试验方法，其特征在于，所述加载作动器的挂点到所述加载点的距离为15m。4.根据权利要求1-3任一项所述的高升力系统全机加载动态试验方法，其特征在于，在所述步骤三中，所述增升装置每次偏转2°?4°。5.根据权利要求4任一项所述的高升力系统全机加载动态试验方法，其特征在于，在所述步骤四中，所述气动载荷极限载荷为100%的总载荷，加载从O开始； 在65%之前，以5%为一级逐级加载；到65%之后，以2%为一级逐级加载。6.根据权利要求4任一项所述的高升力系统全机加载动态试验方法，其特征在于，在所述步骤四中，所述气动载荷极限载荷为100%的总载荷，加载从O开始； 在50%之前，以5%为一级逐级加载；到50%之后，以I %为一级逐级加载。
【专利摘要】本发明涉及飞机高升力系统试验领域，具体涉及一种高升力系统全机加载动态试验方法，以解决目前的高升力系统设计试验结果不准确的问题。本发明的高升力系统全机加载动态试验方法，通过加载作动器向一预定角度状态下的增升装置的翼面逐级加载气动载荷，并判断在预定角度下，气动载荷逐级加载至极限载荷过程中是否有故障复现，从而得到飞机故障时的加载载荷大小，能够真实模拟飞机高升力系统的真实飞行情况，证试验高升力系统\相关的增升装置\翼盒等在全机试验中的受力状态与空中情况一致，并解决飞机重大飞行故障；另外，本发明突破了动态驱动\协调加载技术，从本质上改变了以往的试验方法的严重不足和缺陷。
【IPC分类】G01M13/00
【公开号】CN104931250
【申请号】CN201510367023
【发明人】左朋杰, 张建刚
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年9月23日
【申请日】2015年6月29日