阅读说明：本技术 一种机身侧向与航向载荷联合施加装置及载荷施加方法 (Fuselage lateral and heading load combined applying device and load applying method ) 是由 郑建军 王高利 王征 张磊 郭琼 牟战云 于 2020-04-13 设计创作，主要内容包括：本申请提供了一种机身侧向与航向载荷联合施加装置,所述联合施加装置包括：加载杠杆装置,其连接于机身蒙皮表面,用于对机身蒙皮施加载荷；联合加载杠杆,其两端分别至少连接一个所述加载杠杆装置,用于平衡施加于加载杠杆装置的载荷；第一执行作动器和第二执行作动器,其近似对称的连接于所述联合加载杠杆,其中,第一执行作动器和第二执行作动器水平设置于同一水平面内。本申请提供的机身侧向与航向载荷联合施加装置相比于现有技术中的载荷施加装置来说,可实现双向加载,且是通过一套杠杆系统实现航向和侧向两种载荷的施加,减少了结构表面传载介质的粘贴量,便于结构损伤检测。(The application provides a fuselage side direction and course load jointly exert device, jointly exert the device and include: the loading lever device is connected to the surface of the fuselage skin and is used for applying load to the fuselage skin; the two ends of the combined loading lever are respectively connected with at least one loading lever device and used for balancing the load applied to the loading lever devices; and the first execution actuator and the second execution actuator are approximately symmetrically connected to the combined loading lever, wherein the first execution actuator and the second execution actuator are horizontally arranged in the same horizontal plane. Compared with a load applying device in the prior art, the lateral and heading load combined applying device for the fuselage can realize bidirectional loading, and the application of two loads, namely the heading and the lateral, is realized through one set of lever system, so that the sticking quantity of a structure surface transfer medium is reduced, and the structure damage detection is facilitated.)

一种机身侧向与航向载荷联合施加装置及载荷施加方法

技术领域

本申请属于飞机结构强度试验技术领域，特别涉及一种机身侧向与航向载荷联合施加装置及载荷施加方法。

背景技术

在进行全尺寸飞机结构地面强度试验时，通常采用分布式液压作动器通过多点协调加载控制系统对飞机结构施加载荷，模拟飞机在使用中的真实受力，通过测量结构的响应从而判定结构的强度是否满足设计和使用要求。试验加载系统一般由连接于试验件的加载系统、载荷传感器、加载作动器、后端固定装置等组成，载荷传感器和加载作动器通过多点协调加载控制系统实现闭环控制。

对于飞机机身侧向载荷的施加，通常采用胶布带杠杆系统进行加载，由于胶布带是由柔软的帆布制成，因此其只能承受单一的侧向拉伸载荷，当需要施加压缩载荷或同时施加侧向载荷和航向载荷时该方法则无法实现。

对于加载作动器而言，传统方法为在加载力线方向上设置一个液压作动器由控制系统实现闭环可控加载。在全尺寸飞机结构静力试验中，不同考核工况载荷大小和加载方向会有所调整，通过拆除前一工况的加载装置后，安装下一个工况所需的加载装置需要改变安装位置、调整加载角度等，由此实现载荷的准确施加。但在全尺寸飞机结构疲劳试验中，由于所有载荷工况通过同一套加载系统进行加载，试验过程中无法实时改变加载设备的安装状态。传统的方案是设置多个加载点，即设置单独的航向向前加载点实现航向向前载荷的施加，单独航向向后加载点实现向后载荷的施加，侧向加载点实现单一侧向方位拉伸载荷的施加，系统中每一个加载点实现一个主要工况的加载需要，在其它不需要的载荷工况中仅跟随运行即可。

然而现有的加载方式虽然可以满足的全尺寸飞机结构疲劳试验载荷施加的需要，但缺点也很明显：第一、设置多个加载点势必在飞机表面增加加载节点，导致飞机表面粘贴的传载设备数量众多，影响结构表面的损伤检测；第二、传统的航向加载节点因机身结构特点往往无法施加绝对的航向载荷，而是需要向两侧偏离一个角度，导致航向载荷施加的同时附加了一个不需要的侧向载荷分量；第三、在每个工况中需要使用的加载点较少，导致载荷施加过于集中，不利于结构载荷的准确分布加载要求；第四、加载点的增加使得控制系统通道增加，试验中协调控制难度也大大提高，容易导致系统踏步等待甚至试验保护，不利于疲劳试验的高效运行。

发明内容

本申请的目的是提供了一种机身侧向与航向载荷联合施加装置及载荷加载方法，以解决上述任一问题。

在一方面，本申请提供的技术方案是：一种机身侧向与航向载荷联合施加装置，所述联合施加装置包括：

加载杠杆装置，其连接于机身蒙皮表面，用于对机身蒙皮施加载荷；

联合加载杠杆，其两端分别至少连接一个所述加载杠杆装置，用于平衡施加于加载杠杆装置的载荷；

第一执行作动器和第二执行作动器，其呈一定夹角连接于所述联合加载杠杆，其中，第一执行作动器和第二执行作动器水平设置同一个水平面内。

在本申请一实施方案中，所述联合施加装置还包括：第一载荷传感器和第二载荷传感器，所述第一载荷传感器设置于第一执行作动器与所述联合加载杠杆之间，用于测量第一执行作动器施加的载荷，所述第二载荷传感器设置于第二执行作动器与所述联合加载杠杆之间，用于测量第二执行作动器施加的载荷。

在本申请一实施方案中，所述杠杆加载装置包括：传载装置和加载杠杆，所述传载装置设置在加载杠杆的两端，联合加载杠杆通过转接件连接加载杠杆的中部。

在本申请一实施方案中，设置在所述加载杠杆一端的所述传载装置至少为两个。

在本申请一实施方案中，所述第一执行作动器包括液压作动器、载荷传感器；所述第二执行作动器包括液压作动器、载荷传感器。

在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种用于如上任一所述的机身侧向与航向载荷联合施加装置的载荷施加方法，通过联合施加装置施加的载荷中，航向载荷为：

其中，F_1h为第一执行作动器提供的航向载荷，F_2h为第二执行作动器提供的航向载荷，F_h为航向所需载荷，α角为第一执行作动器与机身航向夹角，β角为第二执行作动器与机身航向夹角；

侧向载荷为：

其中，F_1c为第一执行作动器提供的侧向载荷，F_2c为第二执行作动器提供的侧向载荷，F_c为侧向所需载荷；

航向和侧向联合载荷为：

式中，F₁为第一执行作动器提供的联合载荷，F₂为第二执行作动器提供的联合载荷。

本申请提供的机身侧向与航向载荷联合施加装置及载荷施加方法，相比于现有技术中的载荷施加装置来说，一是可双向加载，扩充了系统功能，二是一套杠杆系统实现航向和侧向两种载荷的施加，减少了结构表面传载介质的粘贴量，便于结构损伤检测，三是纯航向载荷施加无附加侧向分量，加载更加准确，四是加载点分布更加合理，载荷分布更均匀，更好满足试验需要，五是加载系统中跟随运行的作动器减少，便于试验控制，有利试验高效运行。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的联合施加装置示意图。

附图标记：

1-加载杠杆装置，11-传载装置，12-加载杠杆；

2-联合加载杠杆；

3-第一载荷传感器；

4-第二载荷传感器；

5-第一执行作动器；

6-第二执行作动器。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

为了在全尺寸飞机结构地面强度试验载荷施加方面，既可以满足试验中各种载荷施加的需要，又不过多的增加飞机表面的粘贴节点；既可以准确的施加试验中需要的侧向/航向载荷，又不会导致结构承受不需要的侧向载荷分量，本申请提供了一种机身侧向与航向载荷联合施加装置及载荷施加方法。

如图1所示，本申请首先提供了一种用于机身侧向与航向载荷联合加载的施加装置，所述施加装置主要包括：杠杆加载装置1、联合加载杠杆2、第一执行作动器5和第二执行作动器6。加载杠杆装置1连接于在机身蒙皮表面，用来实现对机身蒙皮施加载荷，其中，加载杠杆装置1例如可以采用粘接或铆接的方式与机身蒙皮连接。联合加载杠杆2的两端分别至少连接有一个加载杠杆装置，起到平衡施加于加载杠杆装置1的载荷的作用。第一执行作动器5和第二执行作动器6大致对称的连接到联合加载杠杆1的中部，同时第一执行作动器5和第二执行作动器6水平设置于同一水平面，。

需要说明的是，第一和第二执行作动器5/6的后端固定于载荷支撑结构上(图中未示出)，在合适的位置上安装机械连接结构即可实现载荷传递。

在本申请中，联合施加装置还包括：第一载荷传感器3和第二载荷传感器4，第一载荷传感器3设置于第一执行作动器5与联合加载杠杆2之间，用于测量第一执行作动器施加的载荷，第二载荷传感器4设置于第二执行作动器6与联合加载杠杆2之间，用于测量第二执行作动器6施加的载荷。

在本申请中，加载杠杆装置1包括传载装置11及加载杠杆12，其中，传载装置11至少为两个，其分布在加载杠杆12的两端，联合加载杠杆2的端部通过转接件连接于加载杠杆12的中部。

如图1所示，在右侧所示实施例中，加载杠杆装置1中具有两个传载装置11，其分别设置在加载杠杆12的两端，构成了双加载孔的联合加载杠杆形式；在左侧所示实施例中，加载杠杆装置1中具有四个传载装置11，两个一组的分别设置在加载杠杆12的两端，构成了四加载孔的联合加载杠杆形式。

需要说明的是，加载装置11可以为硬质结构，例如金属制成的盘状物，也可以是软质结构，例如橡胶材质制成的盘状物。为了实现载荷的非应力集中，加载装置11在采用硬质结构时，其与飞机机身之间可设置柔性的橡胶垫等。

在本申请中，所述第一或第二执行作动器需要提供直线载荷，其可以采用液压作动器、直线电机等实现伸缩功能的机构或装置予以实现。

如图1所示，通过将传载装置11粘贴于机身的侧向结构表面合适的位置，加载杠杆装置1中将多个传载装置11联合成一个整体，实现统一的载荷分布，联合加载杠杆2为加载杠杆装置1的末级杠杆，有两个载荷施加节点，可同时为两个执行作动器5/6传递载荷。第一载荷传感器3、第一执行作动器5和第二载荷传感器4、第二执行作动器6分别组成两组闭环加载系统，由协调加载控制系统分别进行载荷施加。第一载荷传感器3和第一执行作动器5的加载力线与机身航向的夹角为α，第二载荷传感器4和第二执行作动器6的加载力线与机身航向的夹角为β，通过分别或联合控制第一/第二执行作动器，可实现飞机机身航向及侧向的单独或联合加载。

为了对机身侧向及航向载荷进行加载，继续参见图1所示，加载杠杆装置1处需要施加的机身航向载荷和侧向载荷，可根据几何关系由力的矢量分解可分别求得单一主要载荷下两个执行作动器需要施加的载荷，对于两种载荷都需要施加的情况，则由力的合成可叠加同时施加，从而达到了双载荷双方向的加载目的。

对于纯航向载荷F_h，由几何关系根据力的分解有如下公式：

F_1hcos(α)+F_2hcos(β)＝F_h

F_1hsin(α)+F_2hsin(β)＝0

整理上式可得：

对于纯侧向载荷F_c，由几何关系根据力的分解有如下公式：

F_1csin(α)+F_2csin(β)＝F_c

F_1ccos(α)-F_2ccos(β)＝0

整理上式可得：

当需要同时施加航向和侧向载荷时，由力的合成原理有如下公式：

上式中，F_1h为第一执行作动器提供的航向载荷，F_2h为第二执行作动器提供的航向载荷，F_h为航向所需载荷，α角为第一执行作动器与机身航向夹角，β角为第二执行作动器与机身航向夹角；F_1c为第一执行作动器提供的侧向载荷，F_2c为第二执行作动器提供的侧向载荷，F_c为侧向所需载荷；F₁为第一执行作动器提供的联合载荷，F₂为第二执行作动器提供的联合载荷

通过第一载荷传感器3、第一执行作动器5和第二载荷传感器4、第二执行作动器6构建两套可分别控制的闭环控制系统，根据上述计算结果由控制系统分别单独施加相应的载荷。

本申请提供的机身侧向与航向载荷联合施加装置及载荷施加方法相比于现有技术中的载荷施加装置来说，一是可双向加载，扩充了系统功能，二是一套杠杆系统实现航向和侧向两种载荷的施加，减少了结构表面传载介质的粘贴量，便于结构损伤检测，三是纯航向载荷施加无附加侧向分量，加载更加准确，四是加载点分布更加合理，载荷分布更均匀，更好满足试验需要，五是加载系统中跟随运行的作动器减少，便于试验控制，有利试验高效运行。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。