[发明专利]一种飞机航向约束点误差主动控制方法

说明书

本发明涉及一种飞机航向约束点误差主动控制方法，包括如下步骤：步骤1、试验机支持部位航向约束点安装位控作动筒、位移传感器和测力传感器，其中位控作动筒与位移传感器构成闭环控制，测力传感器实时监视试验机支持部位约束点的受力大小；步骤2、在试验机非考核部位选择一个航向力控主动加载点，安装力控作动筒和测力传感器，使得主动加载点的载荷能够传递至航向约束点；步骤3、将约束点测力传感器与选择的非考核部位航向力控作动筒构成闭环控制系统，向力控作动筒施加航向约束点目标载荷，将约束点被动加载变为主动加载。本发明通过构建闭环控制条件，能够将航向约束点误差主动控制在相应加载控制精度内；控制过程自动进行，在试验连续运行时，仍能起到主动控制作用；加载控制精度可调；应用灵活方便、操作简单。

技术领域

本发明涉及自动控制技术，特别是应用于飞机结构强度试验中需要对被动加载的航向约束点加载精度进行考核时。

背景技术

目前飞机结构强度试验中，试验机支持方式普遍采用六自由度静定约束，主要支持方式为在前起落架约束垂向位移、左、右主起落架约束垂向位移和航向位移以及右起落架约束侧向位移等。由于试验现场安装空间有限，航向约束点仅安装大量程测力传感器及位控作动筒，只能起到位控、力监视的作用。试验中，影响航向约束点加载精度的因素较多，主要分为4个方面：试验机的姿态、试验机结构的变形、所有试验加载点安装精度及所有加载点的控制精度。因此，当对试验机的支持部位进行强度考核且支持部位需作为约束时，在现有试验条件下无法额外安装约束点航向力控加载设备，航向位控、力监视设备由于不含有力控闭环系统只能被动施加全机平衡载荷，同时在各项影响加载精度因素的共同作用下，其加载精度无法满足1％DL的要求。现有航向约束点被动加载模式如图1所示，其中力控主动加载点是全机试验中非支持部位的主动加载点。

为了解决上述问题，在现有试验加载、支持技术基础上，设计了一种新的控制技术——一种飞机航向约束点误差主动控制技术。

发明内容

发明目的

本发明创造目的是设计一种飞机航向约束点误差主动控制技术，基于现有保证飞机姿态的航向约束点安装方式，在对试验机的支持部位进行强度考核且支持部位需作为约束只能被动加载时，能够对航向约束点加载控制精度进行主动控制。

发明技术解决方案

提供一种飞机航向约束点误差主动控制方法，包括如下步骤：

步骤1、试验机支持部位航向约束点安装位控作动筒、位移传感器和测力传感器，其中位控作动筒与位移传感器构成闭环控制，测力传感器实时监视试验机支持部位约束点的受力大小；

步骤2、在试验机非考核部位选择一个航向力控主动加载点，安装力控作动筒和测力传感器，使得主动加载点的载荷能够传递至航向约束点；

步骤3、将约束点测力传感器与选择的非考核部位航向力控作动筒构成闭环控制系统，向力控作动筒施加航向约束点目标载荷，将约束点被动加载变为主动加载。

力控主动加载点与约束点之间飞机机体结构只作为单纯的传力结构，将约束点被动加载变为主动加载，以满足相应加载精度。

积极效果

该控制方法与现有控制方法相比，具有以下优点：

●通过构建闭环控制条件，能够将航向约束点误差主动控制在相应加载控制精度内；

●控制过程自动进行，在试验连续运行时，仍能起到主动控制作用；

●加载控制精度可调；

●应用灵活方便、操作简单。

附图说明

图1航向约束点被动加载模式示意图；

图2一种飞机航向约束点误差主动控制方法示意图；