模拟机翼变形的试验方法和系统

摘要

本发明涉及模拟机翼变形的试验方法和系统。该模拟机翼变形的试验方法包括：根据仿真计算获取机翼不同挠度下的变形曲线；确定多个作动机构的支座安装点，并在机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线上获取相应的多对支座安装点，将每对支座安装点连线以作为作动机构的作动方向，从而获取每个作动机构的相应作动方向角；根据每个作动机构的相应作动方向角，确定多个作动机构的台架立柱的安装方向；控制多个作动机构进行相应的作动，以模拟机翼变形。根据上述技术方案，本发明能起到以下有益技术效果：使得模拟机翼变形的试验在全机制造完成前开展成为可能，提升了铁鸟试验的逼真度和表明适航符合性的能力。

权利要求

1.一种模拟机翼变形的试验方法，包括：

根据仿真计算获取机翼不同挠度下的变形曲线，包括机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线；

确定多个作动机构的支座安装点，并在机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线上获取相应的多对支座安装点，将每对支座安装点连线以作为作动机构的作动方向，从而获取每个所述作动机构的相应作动方向角，每个所述作动机构的作动方向角为其作动方向与竖直方向之间的夹角；

根据每个所述作动机构的相应作动方向角，确定每个所述作动机构的台架立柱的安装方向；

控制所述多个作动机构进行相应的作动，以模拟机翼变形。

2.如权利要求1所述的模拟机翼变形的试验方法，其特征在于，所述作动机构包括缝翼扭力管作动机构、襟翼扭力管作动机构和襟翼滑轨作动机构。

3.如权利要求1所述的模拟机翼变形的试验方法，其特征在于，所述多个作动机构通过闭环控制系统进行控制。

4.如权利要求1所述的模拟机翼变形的试验方法，其特征在于，每个所述作动机构的台架立柱的安装方向为相对于竖直方向的倾斜方向。

5.如权利要求1所述的模拟机翼变形的试验方法，其特征在于，控制所述多个作动机构从初始位置作动至最大变形位置，再从最大变形位置作动至初始位置。

6.一种模拟机翼变形的试验系统，包括：

变形曲线获取模块，所述变形曲线获取模块配置成根据仿真计算获取机翼不同挠度下的变形曲线，包括机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线；

作动方向获取模块，所述作动方向获取模块配置成确定多个作动机构的支座安装点，并在机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线上获取相应的多对支座安装点，将每对支座安装点连线以作为作动机构的作动方向，从而获取每个所述作动机构的相应作动方向角，每个所述作动机构的作动方向角为其作动方向与竖直方向之间的夹角；

立柱安装确定模块，所述立柱安装确定模块配置成根据每个所述作动机构的相应作动方向角，确定每个所述作动机构的台架立柱的安装方向；

作动机构控制模块，所述作动机构控制模块配置成控制所述多个作动机构进行相应的作动，以模拟机翼变形。

7.如权利要求6所述的模拟机翼变形的试验系统，其特征在于，所述作动机构包括缝翼扭力管作动机构、襟翼扭力管作动机构和襟翼滑轨作动机构。

8.如权利要求6所述的模拟机翼变形的试验系统，其特征在于，所述多个作动机构通过闭环控制系统进行控制。

9.如权利要求6所述的模拟机翼变形的试验系统，其特征在于，每个所述作动机构的台架立柱的安装方向为相对于竖直方向的倾斜方向。

10.如权利要求6所述的模拟机翼变形的试验系统，其特征在于，所述作动机构控制模块配置成控制所述多个作动机构从初始位置作动至最大变形位置，再从最大变形位置作动至初始位置。

说明书

模拟机翼变形的试验方法和系统

技术领域

[0001] 本发明涉及飞机试验验证技术领域，尤其涉及一种模拟机翼变形的试验方法和系统。

背景技术

[0002] 飞机飞行过程中，在气动载荷作用下，真实机翼会沿垂直于弦向的平面内产生较大的变形，安装于其上的不同位置的扭力管结构、襟翼滑轨和收放作动器结构也会随之运动，进而带动襟翼、缝翼等翼面变形。

[0003] 需要模拟机翼变形的试验场景有两类：一种是飞机静力试验，通过加载装置驱动真实机翼变形，使得机翼试验的状态更接近飞行时的状态。在飞机结构试验现有技术中，存在模拟机翼变形的机构，但是试验对象是真实机翼，与试验室试验的目的和属性不同，所采用的系统特征不同。机翼结构的静力试验处于项目研制阶段的末期，且试验成本很高，此时发现设计问题，往往更改周期长、成本大。

[0004] 另一种是飞机高升力系统的试验室试验，试验室试验通过铁鸟台架验证高升力系统的功能和性能。试验室试验包括研发试验和适航试验，旨在于整机制造前暴露系统问题，并采用真实(与飞机一致)的飞控电子设备、作动器、舵面、液压管路布置、电缆布置，以提高试验构型的逼真度。然而，在现有试验室试验中缺乏模拟机翼变形的系统。

[0005] 现有的飞机铁鸟试验台机翼段模拟结构包括主体结构、支撑架、前梁盒形件、后梁盒形件，连接件、前缘模拟梁、后缘模拟梁，机翼段模拟结构由固定的模拟梁及相应支撑结构组成，不能模拟机翼变形。

发明内容

[0006] 本发明的一个目的在于，提供一种模拟机翼变形的试验方法和系统，其能克服铁鸟试验台架的不足，同时适用于前缘缝翼和后缘襟翼的变形驱动，通过模拟高升力系统翼面随机翼的变形，提升铁鸟试验的逼真度和表明适航符合性的能力。

[0007] 本发明的以上目的通过一种模拟机翼变形的试验方法来实现，所述试验方法包括：

[0008] 根据仿真计算获取机翼不同挠度下的变形曲线，包括机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线；

[0009] 确定多个作动机构的支座安装点，并在机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线上获取相应的多对支座安装点，将每对支座安装点连线以作为作动机构的作动方向，从而获取所述每个作动机构的相应作动方向角；

[0010] 根据所述每个作动机构的相应作动方向角，确定所述每个作动机构的台架立柱的安装方向；

[0011] 控制所述多个作动机构进行相应的作动，以模拟机翼变形。

[0012] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验方法能起到以下有益技术效果：分布于机翼前后梁处的作动机构，依照全局坐标系统一安装和局部协调加工，通过控制协同实现试验中机翼变形的模拟；克服了传统铁鸟不能实现机翼变形模拟的缺点，使得模拟机翼变形的试验在全机制造完成前开展成为可能，提升了铁鸟试验的逼真度和表明适航符合性的能力。

[0013] 较佳的是，所述作动机构包括缝翼扭力管作动机构、襟翼扭力管作动机构和襟翼滑轨作动机构。

[0014] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验方法能起到以下有益技术效果：借助相应位置的作动机构，充分模拟机翼变形。

[0015] 较佳的是，所述多个作动机构通过闭环控制系统进行控制。

[0016] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验方法能起到以下有益技术效果：闭环控制系统具有协调工作机制和过载保护机制，不但能保证各作动点(支座安装点)能按输入曲线进行运动，还能保证所有作动点在整套系统的行程范围内和承载范围内安全工作。

[0017] 较佳的是，所述每个作动机构的台架立柱的安装方向为相对于竖直方向的倾斜方向。

[0018] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验方法能起到以下有益技术效果：能以一种适宜的方式提供有效的展向补偿，能更真实地反映高升力系统翼面的变形和受载。

[0019] 较佳的是，所述每个作动机构的台架立柱的安装方向为竖直方向，根据所述每个作动机构的相应作动方向角，将机翼从初始位置反向偏转相应的作动方向角。

[0020] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验方法能起到以下有益技术效果：能以另一种适宜的方式提供有效的展向补偿，能更真实地反映高升力系统翼面的变形和受载。

[0021] 较佳的是，控制所述多个作动机构从初始位置作动至最大变形位置，再从最大变形位置作动至初始位置。

[0022] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验方法能起到以下有益技术效果：能在充分范围内模拟机翼变形，提升铁鸟试验的逼真度。

[0023] 本发明的以上目的还通过一种模拟机翼变形的试验系统来实现，所述试验系统包括：

[0024] 变形曲线获取模块，所述变形曲线获取模块配置成根据仿真计算获取机翼不同挠度下的变形曲线，包括机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线；

[0025] 作动方向获取模块，所述作动方向获取模块配置成确定多个作动机构的支座安装点，并在机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线上获取相应的多对支座安装点，将每对支座安装点连线以作为作动机构的作动方向，从而获取所述每个作动机构的相应作动方向角；

[0026] 立柱安装确定模块，所述立柱安装确定模块配置成根据所述每个作动机构的相应作动方向角，确定所述每个作动机构的台架立柱的安装方向；

[0027] 作动机构控制模块，所述作动机构控制模块配置成控制所述多个作动机构进行相应的作动，以模拟机翼变形。

[0028] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验系统能起到以下有益技术效果：分布于机翼前后梁处的作动机构，依照全局坐标系统一安装和局部协调加工，通过控制协同实现试验中机翼变形的模拟；克服了传统铁鸟不能实现机翼变形模拟的缺点，使得模拟机翼变形的试验在全机制造完成前开展成为可能，提升了铁鸟试验的逼真度和表明适航符合性的能力。

[0029] 较佳的是，所述作动机构包括缝翼扭力管作动机构、襟翼扭力管作动机构和襟翼滑轨作动机构。

[0030] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验系统能起到以下有益技术效果：借助相应位置的作动机构，充分模拟机翼变形。

[0031] 较佳的是，所述多个作动机构通过闭环控制系统进行控制。

[0032] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验系统能起到以下有益技术效果：闭环控制系统具有协调工作机制和过载保护机制，不但能保证各作动点(支座安装点)能按输入曲线进行运动，还能保证所有作动点在整套系统的行程范围内和承载范围内安全工作。

[0033] 较佳的是，所述每个作动机构的台架立柱的安装方向为相对于竖直方向的倾斜方向。

[0034] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验系统能起到以下有益技术效果：能以一种适宜的方式提供有效的展向补偿，能更真实地反映高升力系统翼面的变形和受载。

[0035] 较佳的是，所述每个作动机构的台架立柱的安装方向为竖直方向，根据所述每个作动机构的相应作动方向角，将机翼从初始位置反向偏转相应的作动方向角。

[0036] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验系统能起到以下有益技术效果：能以另一种适宜的方式提供有效的展向补偿，能更真实地反映高升力系统翼面的变形和受载。

[0037] 较佳的是，所述作动机构控制模块配置成控制所述多个作动机构从初始位置作动至最大变形位置，再从最大变形位置作动至初始位置。

[0038] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验系统能起到以下有益技术效果：能在充分范围内模拟机翼变形，提升铁鸟试验的逼真度。

附图说明

[0039] 图1是本发明一实施例的模拟机翼变形的试验方法和系统中各作动机构的布置示意图。

[0040] 图2是本发明一实施例的模拟机翼变形的试验方法和系统中作动方向的获取示意图。

[0041] 图3是本发明一实施例的模拟机翼变形的试验方法的流程图。

[0042] 图4是本发明一实施例的模拟机翼变形的试验系统的示意图。

[0043] 附图标记列表

[0044] 1、缝翼扭力管作动机构；

[0045] 2、襟翼扭力管作动机构；

[0046] 3、襟翼滑轨作动机构；

[0047] Pi、机翼自然状态曲线上的支座安装点；

[0048] Qi、机翼最大变形曲线上的支座安装点；

[0049] αi、作动方向角。

具体实施方式

[0050] 以下将描述本发明的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。应当可以理解的是，在任意一种实施方式的实际实施过程中，正如在任意一个工程项目或者设计项目的过程中，为了实现开发者的具体目标，为了满足系统相关的或者商业相关的限制，常常会做出各种各样的具体决策，而这也会从一种实施方式到另一种实施方式之间发生改变。此外，还可以理解的是，虽然这种开发过程中所作出的努力可能是复杂并且冗长的，然而对于与本发明公开的内容相关的本领域的普通技术人员而言，在本公开揭露的技术内容的基础上进行的一些设计、制造或者生产等变更只是常规的技术手段，不应当理解为本公开的内容不充分。

[0051] 除非另作定义，权利要求书和说明书中使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明专利申请说明书以及权利要求书中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。“一个”或者“一”等类似词语并不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同元件，并不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，也不限于是直接的还是间接的连接。

[0052] 图1是本发明一实施例的模拟机翼变形的试验方法和系统中各作动机构的布置示意图。图2是本发明一实施例的模拟机翼变形的试验方法和系统中作动方向的获取示意图。图3是本发明一实施例的模拟机翼变形的试验方法的流程图。图4是本发明一实施例的模拟机翼变形的试验系统的示意图。

[0053] 如图1‑图3所示，根据本发明的一实施例，模拟机翼变形的试验方法包括：

[0054] 步骤一、根据仿真计算获取机翼不同挠度下的变形曲线，包括机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线；

[0055] 步骤二、确定多个作动机构的支座安装点P1、P2……Pn(其中，对于单侧机翼，n一般在20～30之间)，并在机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线上获取相应的多对支座安装点P1、Q1、P2、Q2……Pn、Qn，将每对支座安装点Pi、Qi(i为1、2……n)连线以作为作动机构的作动方向，从而获取每个作动机构的相应作动方向角αi；

[0056] 步骤三、根据每个作动机构的相应作动方向角αi，确定每个作动机构的台架立柱的安装方向；

[0057] 步骤四、控制多个作动机构进行相应的作动，以模拟机翼变形。

[0058] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验方法能起到以下有益技术效果：分布于机翼前后梁处的作动机构，依照全局坐标系统一安装和局部协调加工，通过控制协同实现试验中机翼变形的模拟；克服了传统铁鸟不能实现机翼变形模拟的缺点，使得模拟机翼变形的试验在全机制造完成前开展成为可能，提升了铁鸟试验的逼真度和表明适航符合性的能力。

[0059] 较佳的是，如图1所示，作动机构根据安装位置不同，主要包括三类，即：缝翼扭力管作动机构1、襟翼扭力管作动机构2和襟翼滑轨作动机构3。多个作动机构按照飞机高升力系统实际设计位置布置。各段襟翼、缝翼翼面及传力杆系按照在机翼中的真实安装形式安装于作动机构的安装面(支座安装点)上。

[0060] 缝翼扭力管作动机构1可分布于缝翼扭力管安装支架与机翼前梁连接处，用于缝翼扭力管的作动；襟翼扭力管作动机构2可分布于襟翼扭力管安装支架与机翼后梁连接处，用于襟翼扭力管的作动；襟翼滑轨作动机构3可用于襟翼滑轨和收放作动器结构的作动。

[0061] 较佳的是，在步骤一中，将结构有限元分析得到的机翼变形结果作为机翼变形系统安装与使用的输入。变形结果包括所需各级不同程度变形量下的挠曲线和最大变形量对应的挠曲线。

[0062] 机翼变形作动系统的全局坐标系为Y轴数值向上，X轴沿航向指向机尾，原点位置为机头位置。可以在有限元模型搭建时采用上述坐标系，或者将有限元分析后的结果进行坐标转换，转换至上述坐标系下的结果。

[0063] 变形的初始位置为机翼安装于机身上(考虑上反角等实际安装位置)，无气动力，在重力作用下自然下垂时的状态(即，机翼无载荷时的自然状态)。机翼变形结果还应包括各种变形情况下机翼上各扭力管和襟翼滑轨处的初始坐标和变形后的坐标。

[0064] 较佳的是，如图2所示，在步骤二中，每个作动机构的作动方向角αi为其作动方向与竖直方向之间的夹角。与将竖直方向作为作动方向相比，采用具有作动方向角αi的作动方向，能提供有效的展向补偿，能更真实地反映高升力系统翼面的变形和受载。

[0065] 较佳的是，在步骤三中，主要有两种方式确定每个作动机构的台架立柱的安装方向。在一种方式中，每个作动机构的台架立柱的安装方向为相对于竖直方向的倾斜方向，倾斜角度即为作动方向角αi。台架立柱根据此安装方向截断加工，然后固定于地面。台架立柱安装时的全局坐标与机翼变形分析采用的全局坐标保持一致。

[0066] 在另一种方式中，每个作动机构的台架立柱的安装方向为竖直方向，根据每个作动机构的相应作动方向角αi，将机翼从初始位置反向偏转相应的作动方向角。

[0067] 较佳的是，在步骤四中，多个作动机构通过闭环控制系统进行控制。闭环控制系统具有协调工作机制和过载保护机制，不但能保证各作动点(支座安装点)能按输入曲线进行运动，还能保证所有作动点在整套系统的行程范围内和承载范围内安全工作。

[0068] 较佳的是，在步骤四中，控制多个作动机构从初始位置作动至最大变形位置，再从最大变形位置作动至初始位置。

[0069] 较佳的是，在步骤四中，根据试验所需的变形曲线，控制多个作动机构作动，使每个扭力管支座安装点和每个襟翼滑轨支座安装点运动至各自的插值点，形成与输入变形曲线一致的变形状态，同时带动襟翼舱、襟翼滑轨、襟翼翼面、缝翼翼面等结构做一致运动，从而实现机翼变形试验环境的精确模拟。

[0070] 如图1‑图4所示，根据本发明的一实施例，模拟机翼变形的试验系统包括：

[0071] 变形曲线获取模块，变形曲线获取模块配置成根据仿真计算获取机翼不同挠度下的变形曲线，包括机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线；

[0072] 作动方向获取模块，作动方向获取模块配置成确定多个作动机构的支座安装点P1、P2……Pn(其中，对于单侧机翼，n一般在20～30之间)，并在机翼无载荷时的自然状态曲线和机翼最大变形曲线上获取相应的多对支座安装点P1、Q1、P2、Q2……Pn、Qn，将每对支座安装点Pi、Qi(i为1、2……n)连线以作为作动机构的作动方向，从而获取每个作动机构的相应作动方向角αi；

[0073] 立柱安装确定模块，立柱安装确定模块配置成根据每个作动机构的相应作动方向角αi，确定每个作动机构的台架立柱的安装方向；

[0074] 作动机构控制模块，作动机构控制模块配置成控制多个作动机构进行相应的作动，以模拟机翼变形。

[0075] 根据上述技术方案，本发明的模拟机翼变形的试验系统能起到以下有益技术效果：分布于机翼前后梁处的作动机构，依照全局坐标系统一安装和局部协调加工，通过控制协同实现试验中机翼变形的模拟；克服了传统铁鸟不能实现机翼变形模拟的缺点，使得模拟机翼变形的试验在全机制造完成前开展成为可能，提升了铁鸟试验的逼真度和表明适航符合性的能力。

[0076] 以上对本发明的具体实施方式进行了描述，但本领域技术人员将会理解，上述具体实施方式并不构成对本发明的限制，本领域技术人员可以在以上公开内容的基础上进行多种修改，而不超出本发明的范围。