一种全机静力试验中姿态控制方法技术

本申请提供了一种全机静力试验中姿态控制方法。所述全机静力试验中姿态控制方法包括如下步骤：步骤1：对试验机进行约束；步骤2：计算出飞机主起落架航向以及侧向位控作动筒调整量；步骤3：预试中测得试验机实际刚体变形；步骤4：主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量进行线性插值得到每一级调整量并开展预试；步骤5：对位控作动筒参数进行修正；将修正后参数输入位控作动筒控制系统，在试验中位控作动筒通过预设参数主动实时调整飞机姿态。本申请的全机静力试验中姿态控制方法能够主动控制飞机姿态，降低试验风险，提高试验技术水平；能够便捷实现大型飞机航向、侧向、偏航等姿态控制，实用性强。

【技术实现步骤摘要】
一种全机静力试验中姿态控制方法
本申请属于飞机全机静力试验
，特别涉及一种全机静力试验中姿态控制方法。
技术介绍
目前全机静力试验中，试验机的支持方式普遍采用六自由度静定支持约束，支持部位选择试验机上刚度较大的非考核部位。根据上述支持设计原则，试验机全机静力试验时主要支持方式为起落架静定支持，即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，右起落架约束侧向位移。每个支持约束点上，都安装有载荷传感器，对试验中支持约束点的载荷进行监视。采用起落架作为支持结构时，起落架自身刚度虽然较大，在试验中仍会发生一定变形，尤其对于采用长支柱起落架且固定于机翼上的试验机。此时在全机静力试验中，由于飞机机翼柔性较大导致起落架发生较大变形，造成飞机机体姿态容易发生改变，进而使试验加载点加载位置产生微小改变，降低试验加载精度。为保证在全机静力试验中起落架大变形情况下的飞机姿态稳定以避免影响各加载点加载角度。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本申请的目的是提供了一种全机静力试验中姿态控制方法，以解决现有技术的中的至少一个上述缺陷。本申请的技术方案是：本申请提供一种全机静力试验中姿态控制方法，所述全机静力试验中姿态控制方法包括如下步骤：步骤1：对试验机进行约束；步骤2：计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架位移作动筒调整量；步骤3：在试验机上布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形；步骤4：将所述步骤2中获得的主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量进行线性插值得到每一级调整量，将参数输入控制系统中并开展预试；步骤5：通过预试得到试验机姿态在试验中实际变化量，根据此变化量对位控作动筒参数进行修正；将修正后参数输入位控作动筒控制系统，在试验中位控作动筒通过预设参数主动实时调整飞机姿态，最终实现试验中飞机姿态精确控制。优选地，所述步骤1具体为：在前起落架约束垂向位移；在右起落架或左主起落架约束侧向位移；在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束。优选地，所述步骤2具体为：建立飞机刚体简化模型计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。优选地，所述步骤3具体为：在试验机上选择预设点且除起落架外的其他非考核部位布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形。优选地，所述飞机主起落架位移作动筒调整量包括航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。优选地，所述理论变形通过有限元模型计算获得。优选地，所述在前起落架约束垂向位移具体为：在左主起落架位置约束垂向位移和航向位移并且在右主起落架位置约束垂向位移和航向位移。优选地，所述建立飞机刚体简化模型计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量具体为：建立飞机刚体简化模型，基于试验机有限元模型计算试验中飞机起落架理论变形，计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。优选地，所述预设点为非考核部位且在试验过程中弹性变形相对于其他位置小的区域。优选地，在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束具体为：在左主起落架航向安装位控作动筒进行主动约束；在右主起落架航向安装位控作动筒进行主动约束；在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行主动约束。本申请的全机静力试验中姿态控制方法首次提出了全机静力试验姿态精确控制技术，能够确保全机静力试验中飞机姿态误差小于10mm；试验中能够主动控制飞机姿态，降低试验风险，提高试验技术水平；能够便捷实现大型飞机航向、侧向、偏航等姿态控制，实用性强。附图说明图1是根据本专利技术第一实施例的全机静力试验中姿态控制方法的流程示意图。图2为本专利技术的全机静力试验中姿态控制方法中的试验机的刚体简化示意图；图3为本专利技术的全机静力试验中姿态控制方法中的位移测量点示意图；图4为本专利技术的本专利技术的全机静力试验中姿态控制方法中技术原理示意图；图5为本专利技术的本专利技术的全机静力试验中姿态控制方法中技术原理局部示意图。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。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。图1是根据本专利技术第一实施例的全机静力试验中姿态控制方法的流程示意图。图2为本专利技术的全机静力试验中姿态控制方法中的试验机的刚体简化示意图；图3为本专利技术的全机静力试验中姿态控制方法中的位移测量点示意图；图4为本专利技术的本专利技术的全机静力试验中姿态控制方法中技术原理示意图；图5为本专利技术的本专利技术的全机静力试验中姿态控制方法中技术原理局部示意图。如图1所示的全机静力试验中姿态控制方法包括如下步骤：步骤1：对试验机进行约束；步骤2：计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架位移作动筒调整量；步骤3：在试验机上布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形；步骤4：将所述步骤2中获得的主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量进行线性插值得到每一级调整量，将参数输入控制系统中并开展预试；步骤5：通过预试得到试验机姿态在试验中实际变化量，根据此变化量对位控作动筒参数进行修正；将修正后参数输入位控作动筒控制系统，在试验中位控作动筒通过预设参数主动实时调整飞机姿态，最终实现试验中飞机姿态精确控制。本申请的全机静力试验中姿态控制方法首次提出了全机静力试验姿态精确控制技术，能够确保全机静力试验中飞机姿态误差小于10mm；试验中能够主动控制飞机姿态，降低试验风险，提高试验技术水平；能够便捷实现大型飞机航向、侧向、偏航等姿态控制，实用性强。在本实施例中，所述步骤1具体为：在前起落架约束垂向位移；在右起落架或左主起落架约束侧向位移；在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束。在本实施例中，所述步骤2具体为：建立飞机刚体简化模型计本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述全机静力试验中姿态控制方法包括如下步骤：步骤1：对试验机进行约束；步骤2：计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架位移作动筒调整量；步骤3：在试验机上布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形；步骤4：将所述步骤2中获得的主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量进行线性插值得到每一级调整量，将参数输入控制系统中并开展预试；步骤5：通过预试得到试验机姿态在试验中实际变化量，根据此变化量对位控作动筒参数进行修正；将修正后参数输入位控作动筒控制系统，在试验中位控作动筒通过预设参数主动实时调整飞机姿态，最终实现试验中飞机姿态精确控制。

【技术特征摘要】
1.一种全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述全机静力试验中姿态控制方法包括如下步骤：步骤1：对试验机进行约束；步骤2：计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架位移作动筒调整量；步骤3：在试验机上布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中测得试验机实际刚体变形；步骤4：将所述步骤2中获得的主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量进行线性插值得到每一级调整量，将参数输入控制系统中并开展预试；步骤5：通过预试得到试验机姿态在试验中实际变化量，根据此变化量对位控作动筒参数进行修正；将修正后参数输入位控作动筒控制系统，在试验中位控作动筒通过预设参数主动实时调整飞机姿态，最终实现试验中飞机姿态精确控制。2.如权利要求1所述的全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述步骤1具体为：在前起落架约束垂向位移；在右起落架或左主起落架约束侧向位移；在左主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架航向安装位控作动筒进行约束；在右主起落架或左主起落架的侧向安装位控作动筒进行约束。3.如权利要求2所述的全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述步骤2具体为：建立飞机刚体简化模型计算出试验中要保证飞机姿态不发生变化的情况下飞机主起落架航向位控作动筒调整量以及侧向位控作动筒调整量。4.如权利要求3所述的全机静力试验中姿态控制方法，其特征在于，所述步骤3具体为：在试验机上选择预设点且除起落架外的其他非考核部位布置航向位移测量点以及侧向位移测量点，用于预试中...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘冰，郑建军，王高利，张赟，王孟孟，郭琼，刘玮，牧彬，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61