[发明专利]一种飞机翼疲劳试验随动安全防护系统及方法

说明书

本申请属于飞机翼疲劳试验技术领域，具体涉及一种飞机翼疲劳试验随动安全防护系统及方法，其中，飞机翼疲劳试验随动安全防护方法，包括：基于驱动电机的转动时间，计算飞机翼的转动角度；基于位控作动筒的伸缩量，计算随动框架的转动角度；在飞机翼的转动角度、随动框架的转动角度间的偏差，超过安全限定阈值时，控制停止飞机翼疲劳试验，进行安全防护。

技术领域

本申请属于飞机翼疲劳试验技术领域，具体涉及一种飞机翼疲劳试验随动安全防护系统及方法。

背景技术

飞机翼疲劳试验中，要求在飞机翼转动过程中，完成对飞机翼载荷的加载，为此设计有相应的飞机翼疲劳试验随动加载装置。

当前的飞机翼疲劳试验随动加载装置主要包括驱动电机、随动框架、位控作动筒以及多个力控加载作动筒，其中，驱动电机连接飞机翼，以能够驱动飞机翼转动；随动框架铰接设置，铰接部位位于驱动电机轴线上；位控作动筒铰接随动框架上，以能够驱动随动框架与飞机翼同轴转动，各个力控作动筒连接在随动框架、飞机翼之间，以能够对飞机翼进行载荷加载。

以当前的飞机翼疲劳试验随动加载装置，对飞机翼进行疲劳试验，需要在飞机翼转动过程中，控制随动框架同步转动，目前，多采用的方式为，在以驱动电机匀速驱动飞机翼转动的过程中，以位控作动筒匀速伸缩控制随动框架转动，该种方式存在以下缺陷：

以驱动电机匀速驱动飞机翼转动，飞机翼的转动是线性的匀速转动，以位控作动筒匀速伸缩控制随动框架转动，尽管位控作动筒的伸缩是线性的匀速伸缩，但随动框架转动是非线性的，其转动速度符合三角函数曲线，难以实现随动框架与飞机翼转动的同步性，且在某些情形下随动框架与飞机翼间会存在转动角度偏差，在该种情形下，会使整个装置的运转发生卡滞，甚至于使装置及其飞机翼发生破坏，难以保证试验的顺利完成。

为了避免使飞机翼疲劳试验随动加载装置及其飞机翼发生破坏，设计有随动安全防护系统，多是在飞机翼疲劳试验随动加载装置及其飞机翼上设置角度传感器，检测飞机翼疲劳试验随动加载装置、飞机翼的转动角度，在两者的偏差超过安全限定阈值时，控制驱动电机、位控作动筒、力控作动筒停止工作，停止试验，该种技术方案，需要设计专门的夹具，以及配置相应的线缆，设置复杂，维护费用高昂，且容易出现误判。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种飞机翼疲劳试验随动安全防护系统及方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种飞机翼疲劳试验随动安全防护方法，包括：

基于驱动电机的转动时间，计算飞机翼的转动角度；

基于位控作动筒的伸缩量，计算随动框架的转动角度；

在飞机翼的转动角度、随动框架的转动角度间的偏差，超过安全限定阈值时，控制停止飞机翼疲劳试验，进行安全防护。

根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机翼疲劳试验随动安全防护方法中，所述基于驱动电机的转动时间，计算飞机翼的转动角度，具体为：

S＝At²，0≤t≤t₁；

S＝B(t-0.5)，t₁≤t≤T-t₂；

其中，

S为飞机翼的转动角度；