趙嬋 呂帥帥 盛鍇

摘 要：在某型機全機疲勞試驗中，加載載荷由機體結(jié)構(gòu)載荷和主起落架載荷構(gòu)成，試驗時機體結(jié)構(gòu)載荷與主起落架載荷按照試驗順序輪流加載。該試驗項目采取前起-主起支持方式約束試驗件，主起落架垂向載荷采用被動加載的方式。在前期調(diào)試過程中，由于起落架假輪的變形、試驗加載誤差、其余加載點累積誤差等原因，主起落架載荷理論上被動加載到最大值時，主起假輪垂向傳感器反饋比理論值小很多，基于此提出了被動加載點的主動控制技術(shù)，并在試驗中得到驗證。

關(guān)鍵詞：加載載荷；誤差消除；主動控制；信號切換

中圖分類號：TP391.4TP 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）27-0139-02

Abstract： In the fatigue test of a certain type of aircraft， the loading load is composed of the structural load of the body and the load of the main landing gear， and the structural load of the body and the load of the main landing gear are loaded in turn according to the test sequence during the test. The test item adopts the mode of "front landing - main landing" supporting method to constrain the test article， and the vertical load of the main landing gear adopts the mode of passive loading. In the early debugging process， due to the deformation of the landing gear false wheel， the test loading error and the accumulated error of the other loading points， the load of the main landing gear is theoretically passively loaded to the maximum value. The feedback of the vertical sensor of the main wheel is much smaller than the theoretical value. Based on this， the active control technology of the passive loading point is proposed and verified in the experiment.

Keywords： loading load； error elimination； active control； signal switching

1 概述

全尺寸飛機結(jié)構(gòu)強度試驗作為一種傳統(tǒng)的、可靠的驗證手段，一直占據(jù)著不可替代的重要位置。試驗過程中，對試驗件施加的外載理論上應是平衡的。但由于加載誤差和結(jié)構(gòu)變形的影響，試驗件上會產(chǎn)生少量不平衡力和力矩。為了保持試驗件的姿態(tài)，保證試驗載荷的施加，必須支持并約束試驗件，通常要求支持和約束是靜定的。

在靜定約束的情況下，無論約束點是否參與了全機平衡，它的載荷反饋總是真實存在的，約束點處的載荷反饋在試驗前可以通過理論計算得到。試驗過程中，由于加載誤差、安裝誤差、計算誤差、扣重誤差及飛機的變形等因素影響，實際約束點載荷往往與理論計算結(jié)果不一致。

在某型機全機狀態(tài)疲勞試驗中，按照設計者要求，需要對約束點施加載荷，施加方式為主起落架垂向載荷采用被動加載。但在試驗過程中，發(fā)現(xiàn)主起假輪垂向傳感器反饋比理論值小很多，為了解決該問題，需其他方面技術(shù)支持，如控制設備功能、控制通道改造等，在目前所使用Aero-90協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)無相應軟件功能，并且若對控制設備控制通道進行改裝，較為繁瑣。通過分析及研討，研制出一種多通道間輸出信號相互切換的控制器，通過該控制器把控制系統(tǒng)及試件上的加載點相連接，能簡便、快速、安全實現(xiàn)該被動加載點的主動控制技術(shù)，節(jié)約時間、人力、物力及資金等，提高工作效率，并且達到試驗所需要求，并為以后類似的問題提供良好的技術(shù)支持。

2 總體方案

如圖1所示，是本技術(shù)的系統(tǒng)框圖。多通道輸出信號切換控制器包括信號輸入面板，信號切換裝置和信號輸出面板[1]。其中，信號輸入面板包括輸入信號1、輸入信號2、24V電源信號和控制信號；信號輸出面板包括輸出信號和切換燈。

3 原理分析

如圖2所示，該控制器包括輸入插座（1），HH54P繼電器（2），輸出插座（3）， 輸入插座（4），切換顯示燈（5），控制信號插座（6），24V電源顯示燈（7），24V電源插座（8）；輸入信號1插座接入繼電器的第2、5、10位，輸入信號2插座接入繼電器的第4、7、8位，輸出信號插座接入繼電器的第3、6、9位，24V電源插座接入繼電器的第1和11位。

輸入信號1、輸入信號2與繼電器連接，當試驗加壓時，該控制器的電源指示燈將亮起，這時，若控制輸入信號為“1”時，24V電源為繼電器供電，繼電器輸出信號為輸入信號1，同時切換燈與24V電源形成回路，切換燈亮起；控制輸入信號為“0”時，24V電源不給繼電器供電，繼電器輸出信號為輸入信號2，切換燈滅?？梢愿鶕?jù)試驗需要，可以再增加一個繼電器，輸入信號增加兩路，則輸出信號再可增加一路[2]，以此類推。

4 試驗驗證

根據(jù)試驗需求，進行了實物的研發(fā)與制作。成品如圖3所示。為了確保試驗件的安全，制作完成后，進行了測試驗證，首先做了功能測試，并進行了72小時的通電考機，功能達到設計要求，電路工作正常，元件工作穩(wěn)定。接著在某型飛機疲勞試驗中進行技術(shù)驗證試驗。

為了保證試驗的順利進行，將多通道輸出信號切換控制器串聯(lián)接入控制回路中。根據(jù)試驗需要在控制系統(tǒng)中設定轉(zhuǎn)換的時間，再由控制系統(tǒng)的數(shù)字輸出控制24V電源信號的通。從而實現(xiàn)繼電器對輸出信號的選擇，現(xiàn)場人員由切換顯示燈可直接察看是哪路輸入信號在進行輸出。如圖4所示。

5 結(jié)束語

本技術(shù)實現(xiàn)了被動加載點的主動控制技術(shù)，目前在多項飛機結(jié)構(gòu)強度試驗中應用，均達到試驗所需要求。節(jié)省了人力資源，為試驗過程中的誤差消除提供了極大的便利。該技術(shù)也可運用于其他領(lǐng)域類似的輸出信號切換，具有可靠性高，響應速度快等優(yōu)點，為以后該類問題提供了良好的技術(shù)支持，對于更復雜的項目具有借鑒意義。

參考文獻：

[1]路秋生.LED照明與應用[J].燈與照明，2009，33（4）：24-28.

[2]趙明洪，王敏錫，陳凱亞，等.高效率線性功率放大器設計[J].電子技術(shù)應用，2010（1）：95-98.