一種連續(xù)變角度循環(huán)加載方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，涉及到一種連續(xù)變角度循環(huán)加載方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機(jī)操縱系統(tǒng)是飛機(jī)的神經(jīng)，其疲勞性能對于飛機(jī)來說尤為重要，疲勞試驗(yàn)是獲 得操縱系統(tǒng)的安全使用壽命的一種有效方法。
[0003] 以往對于飛機(jī)操縱系統(tǒng)疲勞性能的考核，都是將操縱系統(tǒng)固定在中立位置，進(jìn)行 靜態(tài)加載，而飛機(jī)在實(shí)際操縱過程中，操縱系統(tǒng)是運(yùn)動的，其內(nèi)部的搖臂等機(jī)構(gòu)的角度是變 化的，操縱系統(tǒng)受到載荷的大小、方向也時(shí)刻在發(fā)生變化，是一個動態(tài)受載過程。這就導(dǎo)致 以往操作系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)與實(shí)際受載不一致的情況。往往會出現(xiàn)操作系統(tǒng)試驗(yàn)給定壽命比實(shí) 際使用壽命要大的問題。特別是軸承、軸套這樣的零件，靜態(tài)試驗(yàn)一般不會有任何問題，但 在使用中頻繁出現(xiàn)過度磨損等問題。也就是說，現(xiàn)有的試驗(yàn)方法不能給出真實(shí)的飛機(jī)操縱 系統(tǒng)使用壽命。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的是：提供一種連續(xù)變角度循環(huán)加載方法，更加真實(shí)的反映出飛機(jī)操 縱系統(tǒng)的受力狀況，改變以往飛機(jī)操縱系統(tǒng)試驗(yàn)壽命與實(shí)際使用壽命相差較大的問題。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種連續(xù)變角度循環(huán)加載方法，其特征在于，包括以下步 驟：
[0006] (1)根據(jù)飛機(jī)操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)特性，在操縱系統(tǒng)的載荷輸入端（02)設(shè)置輸入作動 筒（A)，在操縱系統(tǒng)的載荷輸出端（05)布置輸出作動筒（E);
[0007] (2)根據(jù)實(shí)測或按照規(guī)范，給出輸入作動筒A在不同的操縱位置下的輸入載荷與 位移的關(guān)系，即給出輸入作動筒（A)的載荷譜P1及對應(yīng)的位移譜W1，結(jié)合操作系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、傳 力特性及輸入作動筒（A)和輸出作動筒（E)的位置，按照操縱系統(tǒng)受力平衡原理推算出輸 出作動筒（E)的載荷譜P2及對應(yīng)的位移譜W2 ;
[0008] (3)在試驗(yàn)加載過程中，輸入端作動筒（A)根據(jù)載荷譜P1進(jìn)行載荷控制同時(shí)符合 對應(yīng)的位移譜W1、輸出端作動筒（E)進(jìn)行位移控制，符合載荷譜P2及對應(yīng)的位移譜W2,完 成一次加載，重復(fù)前面過程，實(shí)現(xiàn)連續(xù)變角度循環(huán)加載。
[0009] 進(jìn)一步的，步驟1中：通過在操縱系統(tǒng)的載荷輸出端（05)與輸出作動筒（E)之間 布置輔助搖臂（D)，使得操縱系統(tǒng)的受力方向正確。
[0010] 進(jìn)一步的，步驟1中輸入端作動筒（A)和輸出端作動筒（E)的額定載荷應(yīng)略大于 操縱系統(tǒng)的最大輸入、輸出載荷，輸入端作動筒（A)和輸出端作動筒（E)的使用行程應(yīng)略大 于操縱系統(tǒng)最大操縱行程。
[0011] 本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是：本發(fā)明提出了一種飛機(jī)操縱系統(tǒng)在疲勞試驗(yàn)時(shí)的連續(xù)變角度循 環(huán)加載方法，該方法通過在操縱系統(tǒng)的輸入端、輸出端各布置一套加載設(shè)備，輸入做動筒進(jìn) 行載荷加載，輸出做動筒模擬飛機(jī)舵面運(yùn)動過程的阻力載荷，實(shí)現(xiàn)了對操縱系統(tǒng)的連續(xù)變 角度循環(huán)加載；本發(fā)明對飛機(jī)操縱系統(tǒng)施加的載荷更加接近真實(shí)受載情況，使得操縱系統(tǒng) 的壽命的考核更加真實(shí)，能夠真實(shí)反映出操縱系統(tǒng)在飛機(jī)操縱時(shí)的實(shí)際受載情況。試驗(yàn)結(jié) 果更加接近飛機(jī)在實(shí)際操縱過程中的實(shí)際使用壽命，大大提高了試驗(yàn)精度，并且試驗(yàn)實(shí)施 簡易可行。
【附圖說明】
[0012] 圖1是操縱系統(tǒng)加載不意圖；
[0013] 圖2是操縱系統(tǒng)位置示意圖；
[0014] 圖3是操縱系統(tǒng)輸入做動筒載荷-位移譜；
[0015] 其中，A-輸入做動筒，B-搖臂（試驗(yàn)考核件），C_拉桿（試驗(yàn)考核件），D_輔助搖 臂，E-輸出做動筒，01-輸入做動筒固定端，02-搖臂載荷輸入端，03-搖臂固定端，04-搖 臂與拉桿連接端，05-拉桿輸入端，06-輔助搖臂固定端，07-輔助搖臂輸出端，08-輸出做 動筒固定端；
【具體實(shí)施方式】
[0016] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明，請參閱圖1至圖3。
[0017] 如圖1所示，為操縱系統(tǒng)加載示意圖，試驗(yàn)件由搖臂和拉桿組成。
[0018] 如圖2所示，為操縱系統(tǒng)位置示意圖，試驗(yàn)件由搖臂和拉桿組成。
[0019] 如圖3所示，為操縱系統(tǒng)輸入做動筒載荷-位移譜。
[0020] 一種連續(xù)變角度循環(huán)加載方法，包括以下步驟：
[0021] 步驟一、根據(jù)飛機(jī)操縱系統(tǒng)（圖1)的結(jié)構(gòu)特性，在操縱系統(tǒng)的載荷輸入端02設(shè)置 輸入作動筒A，在操縱系統(tǒng)的載荷輸出端05布置輸出作動筒E ;
[0022] 步驟二、根據(jù)實(shí)測或按照規(guī)范，給出輸入作動筒A在不同的操縱位置下的輸入載 荷與位移的關(guān)系，即給出輸入作動筒A的載荷譜P1及對應(yīng)的位移譜W1，結(jié)合操作系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、 傳力特性及輸入作動筒A和輸出作動筒E的位置，按照操縱系統(tǒng)受力平衡原理推算出輸出 作動筒E的載荷譜P2及對應(yīng)的位移譜W2 ;
[0023] 步驟三、在試驗(yàn)加載過程中，輸入端作動筒A根據(jù)載荷譜P1進(jìn)行載荷控制同時(shí)符 合對應(yīng)的位移譜W1、輸出端作動筒E進(jìn)行位移控制，符合載荷譜P2及對應(yīng)的位移譜W2,完 成一次加載，重復(fù)前面過程，實(shí)現(xiàn)連續(xù)變角度循環(huán)加載。
[0024] 實(shí)例：
[0025] 下面以該操縱系統(tǒng)為例對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0026] -種在連續(xù)變角度循環(huán)加載方法，包括以下步驟：
[0027] 步驟一、根據(jù)飛機(jī)操縱系統(tǒng)（圖1)的結(jié)構(gòu)特性，在操縱系統(tǒng)的載荷輸入端02設(shè)置 輸入作動筒A，在操縱系統(tǒng)的載荷輸出端05布置輸出作動筒E，其中搖臂B和拉桿C為試驗(yàn) 考核件，輸入作動筒A模擬操縱系統(tǒng)助力器，其載荷始終沿0102方向，拉桿C的輸出端05 作用到飛機(jī)舵面上，輸出作動筒E模擬舵面阻力載荷，為模擬準(zhǔn)確，增加輔助搖臂D，輔助搖 臂D的轉(zhuǎn)軸06與舵面轉(zhuǎn)軸位置相同，操縱系統(tǒng)在中立位置時(shí)，輸出作動筒E的軸線與0607 連線垂直；
[0028] 步驟二、根據(jù)實(shí)測結(jié)果，給出輸入作動筒A在不同的操縱位置下的輸入載荷與位 移的關(guān)系，即給出輸入作動筒A的載荷譜P1及對應(yīng)的位移譜W1 (見圖3所示），根據(jù)圖1 和圖2所示操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)特性，01、03、06、08為固定點(diǎn)，02、04、05、07為運(yùn)動點(diǎn)，根據(jù)幾 何原理列方程求解不同做動筒伸長量下02、04、05、07點(diǎn)的坐標(biāo)，在所有點(diǎn)坐標(biāo)求出的情況 下，即可求出輸出作動筒E的伸長量及操縱系統(tǒng)的傳力系數(shù)，結(jié)合輸入載荷P1按照力學(xué)系 統(tǒng)平衡關(guān)系即可求出輸出做動筒上的載荷P2。得到的輸出作動筒E的載荷譜P2及對應(yīng)的 位移譜W2見表1所示；
[0029] 步驟三、在試驗(yàn)加載過程中，輸入端作動筒A根據(jù)載荷譜P1進(jìn)行載荷控制同時(shí)符 合對應(yīng)的位移譜W1、輸出端作動筒E進(jìn)行位移控制，符合載荷譜P2及對應(yīng)的位移譜W2,完 成一次加載，重復(fù)前面過程，實(shí)現(xiàn)連續(xù)變角度循環(huán)加載。
[0030] 表1輸入、輸出作動筒對應(yīng)載荷及位移
[0033] 本發(fā)明提出了一種飛機(jī)操縱系統(tǒng)在疲勞試驗(yàn)時(shí)的連續(xù)變角度循環(huán)加載方法，該方 法通過在操縱系統(tǒng)的輸入端、輸出端各布置一套加載設(shè)備，輸入做動筒進(jìn)行載荷加載，輸出 做動筒模擬飛機(jī)舵面運(yùn)動過程的阻力載荷，實(shí)現(xiàn)了對操縱系統(tǒng)的連續(xù)變角度循環(huán)加載；本 發(fā)明對飛機(jī)操縱系統(tǒng)施加的載荷更加接近真實(shí)受載情況，使得操縱系統(tǒng)的壽命的考核更加 真實(shí)，能夠真實(shí)反映出操縱系統(tǒng)在飛機(jī)操縱時(shí)的實(shí)際受載情況。試驗(yàn)結(jié)果更加接近飛機(jī)在 實(shí)際操縱過程中的實(shí)際使用壽命，大大提高了試驗(yàn)精度，并且試驗(yàn)實(shí)施簡易可行。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種連續(xù)變角度循環(huán)加載方法，其特征在于，包括以下步驟： (1) 根據(jù)飛機(jī)操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)特性，在操縱系統(tǒng)的載荷輸入端（02)設(shè)置輸入作動筒 (A)，在操縱系統(tǒng)的載荷輸出端（05)布置輸出作動筒（E); (2) 根據(jù)實(shí)測或按照規(guī)范，給出輸入作動筒A在不同的操縱位置下的輸入載荷與位移 的關(guān)系，即給出輸入作動筒（A)的載荷譜P1及對應(yīng)的位移譜W1，結(jié)合操作系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、傳力特 性及輸入作動筒（A)和輸出作動筒（E)的位置，按照操縱系統(tǒng)受力平衡原理推算出輸出作 動筒（E)的載荷譜P2及對應(yīng)的位移譜W2 ; (3) 在試驗(yàn)加載過程中，輸入端作動筒（A)根據(jù)載荷譜P1進(jìn)行載荷控制同時(shí)符合對應(yīng) 的位移譜W1、輸出端作動筒（E)進(jìn)行位移控制，符合載荷譜P2及對應(yīng)的位移譜W2,完成一 次加載，重復(fù)前面過程，實(shí)現(xiàn)連續(xù)變角度循環(huán)加載。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的連續(xù)變角度循環(huán)加載方法，其特征在于，步驟1中：通過在操 縱系統(tǒng)的載荷輸出端（05)與輸出作動筒（E)之間布置輔助搖臂（D)，使得操縱系統(tǒng)的受力 方向正確。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的連續(xù)變角度循環(huán)加載方法，其特征在于，步驟1中輸入端作動 筒（A)和輸出端作動筒（E)的額定載荷應(yīng)略大于操縱系統(tǒng)的最大輸入、輸出載荷，輸入端作 動筒（A)和輸出端作動筒（E)的使用行程應(yīng)略大于操縱系統(tǒng)最大操縱行程。
【專利摘要】本發(fā)明提供一種連續(xù)變角度循環(huán)加載方法，其特征在于，包括以下步驟：(1)根據(jù)飛機(jī)操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)特性，在操縱系統(tǒng)的載荷輸入端(O2)設(shè)置輸入作動筒(A)，在操縱系統(tǒng)的載荷輸出端(O5)布置輸出作動筒(E)；(2)根據(jù)實(shí)測或按照規(guī)范，給出輸入作動筒A在不同的操縱位置下的輸入載荷與位移的關(guān)系，即給出輸入作動筒(A)的載荷譜P1及對應(yīng)的位移譜W1，結(jié)合操作系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、傳力特性及輸入作動筒(A)和輸出作動筒(E)的位置，按照操縱系統(tǒng)受力平衡原理推算出輸出作動筒(E)的載荷譜P2及對應(yīng)的位移譜W2等步驟。
【IPC分類】G01M13/00
【公開號】CN105571839
【申請?zhí)枴緾N201410535711
【發(fā)明人】任方方, 方威, 楊小斌, 寇明龍
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
【公開日】2016年5月11日
【申請日】2014年10月11日