CN116923725B - 一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法，属于飞机全机落震试验技术领域。该方法在舰载机全机落震试验过程中，根据机翼的空间尺寸和升力分配关系，在不同翼肋位置布置多个加载点，通过多个加载点连接升力分配装置，通过升力分配装置为机翼提供升力。本发明解决了现有舰载机全机落震试验在提供机翼升力时采用的集中载荷模拟方法无法考核部分机翼段和机翼卡板质量过大的实际情况，导致试验室环境模拟方法与真实服役环境一致性低的问题，具有减少单点加载时因飞机落震过程中姿态变化产生的仿升载荷俯仰力矩，使得飞机的落震过程中姿态变化更真实的优点。

Description

一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法

技术领域

本发明涉及飞机全机落震试验技术领域，具体是涉及一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法。

背景技术

众所周知，为了验证着舰载荷作用下起落架的缓冲性能、飞机机体的动态响应、重要部件的可靠性以及驾驶员、乘员、机载设备承受的过载等，舰载机需要通过全尺寸飞机全机落震试验，在实验室环境下考核飞机着舰载荷以及由着舰地面载荷引起的机体及重要设备的动态响应。

由于存在拦阻失败的可能性，因此飞机需要保持较大的航向速度，在这种情况下，机翼上有较大的升力且保持较大的航向速度，因此机翼升力一直作用在机体上。

舰载机全机落震试验是在实验室环境模拟全尺寸飞机自由落体撞击地面的试验，在撞击地面的过程中测试地面载荷、全机指定部位应变变化、重心下沉位移、下沉速度、指定部位加速度等物理量。全机落震试验是研究舰载飞机整机落震过程中机体和起落架动态响应的试验。舰载飞机着舰下沉速度在7m/s左右，冲击能量是陆基飞机的4倍以上。着舰冲击过程中将在机体结构中产生明显的动态响应，同时冲击环境也对机载武器、发动机、高灵敏度机载设备的可靠性和使用寿命造成不利影响。

实验室环境中模拟舰载机着舰载荷，由于不能减小飞机的质量，采用能量等效的落震试验方法，只能采用带有仿升的落震试验方法，因此必须通过特定装置施加机翼升力，在机翼升力作用下评估试验件着舰荷和结构响应等，而全机落震试验中机翼升力模拟是全机落震试验成功与否的关键技术。

国内外目前对于舰载机全机落震试验的升力模拟使用的是集中载荷模拟方法（由于飞机机翼上没有可以直接连接仿升作动筒的挂点，一般是在机翼上设置一个夹具，与机翼贴合，夹具上有一个单耳直接连接作动筒，这种方法机翼升力将直接作用在连接处，故称为集中载荷模拟方法），这和飞机机翼的真实受力状况有很大的差别，存在以下缺点：集中载荷模拟时作用力施加在机翼根部，这对机翼根部到翼尖的考核是缺失的；舰载飞机在试验中触台后，由于前、主起落架的作用或油箱内燃油的涌动会引起飞机俯仰姿态会发生变化，从而导致飞机重心位置发生变化，但此时仿升力的加载点是不变的，这样仿升力就会产生附加的俯仰力矩，影响飞机姿态；集中载荷模拟升力的方法将整个机翼的升力集中在一点，也会导致加载点位置局部载荷过考核。

发明内容

本发明解决的技术问题是：现有舰载机全机落震试验在提供机翼升力时采用的集中载荷模拟方法无法考核部分机翼段和机翼卡板质量过大的实际情况，导致试验室环境模拟方法与真实服役环境一致性低。

为解决上述问题，本发明的技术方案如下：

一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法，包括以下步骤：

S1、安装仿升筒：通过固定座将仿升筒固定在实验室内承载框架顶部，向仿升筒中充入高压气体；

S2、等效加载点：根据舰载机全机落震试验对于升力模拟的要求，将机翼的升力等效在机翼肋上，在机翼肋对应位置上设置加载区域，并在加载区域中选取加载点；

S3、安装升力分配装置：在加载点上固定升力分配装置，通过链条连接升力分配装置与仿升筒；

S4、升力分配装置提供升力：在舰载机全机落震试验中，仿升筒带动升力分配装置为舰载机机翼提供升力。

进一步地，仿升筒顶部通过固定座固定在实验室内承载框架顶部。

说明：通过仿升筒固定在承载框架顶部的方式能够保证模拟的升力可以根据试验需求调整。

进一步地，仿升筒内设有气室，气室顶部内壁固定有活塞，活塞上连接有穿出仿升筒的活塞杆，仿升筒底部还设有安全阀。

说明：固定在承载框架顶部的仿升筒中的高压气体在压缩过程中压力变化在百分之五以内，可以近似理解为载荷稳定，即为机翼提供稳定的升力。

更进一步地，高压气体的压力计算公式为：

F = P*S

上式中，F为仿升筒提供的载荷，即模拟的机翼升力；P为高压气体的压力；S为活塞的面积。

优选地，升力分配装置包括一个一级杆、两个二级杆和四个三级杆；一级杆的顶部通过链条吊挂在仿升筒底部；两个二级杆分别通过链条吊挂在一级杆的底部两侧；四个三级杆两两为一组，分别通过链条吊挂在二级杆的底部两侧；三级杆的底部两侧分别通过链条与机翼上的加载点连接。

说明：升力分配装置基于机翼肋位置分别在舰载机两侧机翼上选取的多个加载点为机翼提供升力，能够满足飞机着舰模拟升力要求。

优选地，一级杆底部与两个二级杆连接的挂点距离与二级杆承载的载荷比成反比；二级杆底部与两个三级杆连接的挂点距离与三级杆承载的载荷比成反比；挂点距离为链条连接点与活塞杆在水平方向的距离。

说明：升力分配装置能够根据不同舰载机机翼的形状和机翼肋的分布位置对加载点的位置进行调整选取，从而保证机翼升力试验方法适用于绝大多数舰载机的舰载机全机落震试验。

优选地，加载点以两两对应的方式设置在各个加载区域内；每个加载区域分别位于机翼上各个机翼肋的正上方且将机翼肋对应在机翼的上表面包含在内；加载点与加载区域的位置关系为：两个加载点在加载区域居中设置且两个加载点之间的距离为加载区域长度的三分之二。

说明：加载区域可以根据舰载机全机落震试验对于升力载荷的需求进行选取，因此，加载区域的大小形状应当根据实际情况进行确定，可以相同也可以不同。

进一步优选地，加载区域粘贴有加密帆布；加密帆布通过胶水与机翼粘贴。

说明：升力分配装置通过加密帆布施加仿升载荷，附加质量能够控制在50千克以内，大大减小了附加质量对落震试验飞机动态响应的影响。

本发明的有益效果是：

（1）提供了一种舰载机全机落震仿升力模拟装置，在实验室模拟了全机落震试验过程中机翼升力的作用过程，为考核舰载机全机落震性能提供了一种验证途径，降低了真机着舰适配试飞验证的技术风险；

（2）多点仿升力加载方法能够减少单点加载时因飞机落震过程中姿态变化产生的仿升载荷俯仰力矩，使得飞机的落震过程中姿态变化更真实；

（3）多点仿升力加载方法将整个机翼的仿升力均布在多个加载点上，且为面加载方式，相比于集中加载升力模拟方法，不会产生机翼局部载荷过大的问题；

（4）多点分布式升力加载方法通过加密帆布施加仿升载荷，附加质量能够控制在50千克以内，大大减小了附加质量对落震试验飞机动态响应的影响。

附图说明

图1是本发明实施例3中用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法的试验状态图；

图2是本发明实施例1中升力分配装置结构图；

图3是本发明实施例2中仿升筒结构图；

图4是本发明实施例3中机翼上加载点分布图；

图5是本发明实施例3用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法流程图；

其中，1-升力分配装置、11-一级杆、12-二级杆、13-三级杆、2-仿升筒、21-固定座、22-气室、23-活塞、24-活塞杆、25-安全阀。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。

下面通过实施例对本发明作进一步阐述。为了解决现有舰载机全机落震试验在提供机翼升力时采用的集中载荷模拟方法无法贴合舰载机落震的实际情况，导致试验数据缺乏真实性的问题，本发明实施例提供一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法，如图5所示。

实施例1：本实施例记载的是升力分配装置1的结构，如图2所示，升力分配装置1包括一个一级杆11、两个二级杆12和四个三级杆13；一级杆11的顶部通过链条吊挂在仿升筒2底部；两个二级杆12分别通过链条吊挂在一级杆11的底部两侧；四个三级杆13两两为一组，分别通过链条吊挂在二级杆12的底部两侧；三级杆13的底部两侧分别通过链条与机翼上的加载点连接。

可选的，一级杆11底部与两个二级杆12连接的挂点距离与二级杆12承载的载荷比成反比；二级杆12底部与两个三级杆13连接的挂点距离与三级杆13承载的载荷比成反比；挂点距离为链条连接点与活塞杆24在水平方向的距离。

本实施例中，两个二级杆12载荷比是1：1，因此，一级杆11底部与两个二级杆12连接的挂点距离相同；两个三级杆13载荷比是1：1，二级杆12底部与两个三级杆13连接的挂点距离相同。

实施例2：本实施例记载的是仿升筒2的结构，如图3所示，仿升筒2内设有气室22，气室22顶部内壁固定有活塞23，活塞23配置有穿出仿升筒2的活塞杆24，仿升筒2底部还设有安全阀25。

可以理解的，本实施例提供的仿升筒2中的高压气体（根据活塞23的面积算载荷）在舰载机全机落震试验过程中压力变化在百分之五以内，可以近似理解为载荷稳定，即为机翼提供稳定的升力。

本实施例中，高压气体为压缩空气，高压气体的压力由舰载机全机落震试验中对于机翼升力的要求设定；高压气体的压力计算公式为：

F = P*S

上式中，F为仿升筒2提供的载荷，即模拟的机翼升力；P为高压气体的压力；S为活塞23的面积。

实施例3：本实施例基于实施例1的升力分配装置1和实施例2的仿升筒2，记载了用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法，如图5所示，包括以下步骤：

S1、安装仿升筒2：通过固定座21将仿升筒2固定在实验室内承载框架顶部，向仿升筒2中充入高压气体；

S2、等效加载点：根据舰载机全机落震试验对于升力模拟的要求，将机翼的升力等效在机翼肋上，在机翼肋对应位置上设置加载区域，并在加载区域中选取加载点；

S3、安装升力分配装置1：在加载点上固定升力分配装置1，通过链条连接升力分配装置1与仿升筒2；

S4、升力分配装置1提供升力：在舰载机全机落震试验中，仿升筒2带动升力分配装置1为舰载机机翼提供升力。

本实施例中，加载点以两两对应的方式设置在各个加载区域内；每个加载区域分别位于机翼上各个机翼肋的正上方且将机翼肋对应在机翼的上表面包含在内；加载点与加载区域的位置关系为：两个加载点在加载区域居中设置且两个加载点之间的距离为加载区域长度的三分之二。

本实施例中，如图4所示，设置了四个形状大小相同的加载区域，并将单侧升力载荷等效为八个加载点，每两个加载点布置在一个加载区域内，八个加载点两两对应飞机机翼的四个机翼肋。

本实施例中，加载区域粘贴有加密帆布；加密帆布通过胶水与机翼粘贴，本实施例中，胶水为FN-305牌号；因此升力分配装置1在给飞机机翼提供升力时，通过加密帆布施加仿升载荷，附加质量能够控制在50千克以内，大大减小了附加质量对落震试验飞机动态响应的影响。

实施例4：实施例4与实施例1的区别之处在于：两个二级杆12载荷比是1:2，那么一级杆11上的两个挂点距离为2:1。根据总载荷调整仿升筒2压力，根据一级杆11连接点位置来调整二级杆12上的载荷，以此类推，最后将升力分配装置1与机翼上的加载点连接。因此，二级杆12、三级杆13的挂点距离并未是均匀分布的，应当根据机翼实际受力情况进行划分。

从舰载机全机落震试验整体角度而言，本发明实施例提供的机翼升力试验方法取代了舰载机全机落震试验中提供升力的仿升设备及其工作的过程；

现有舰载机全机落震试验过程为：试验前，首先确认试验件状态，包括试验件重量、起落架充填参数等是否满足试验任务书要求；其次，检查测力平台、仿升设备、带转***等是否运行正常。试验时，通过调节吊绳与机翼卡板连接处的调节螺套调整四根吊绳长度，通过不同的吊绳长度调整飞机俯仰、滚转姿态，最后检查试验件姿态是否满足试验要求。飞机俯仰、滚转姿态调整到位后，通过提升***提升试验件。将试验件通过提升***提高到预定高度后，通过飞机航向速度模拟***逆航向同步带转起落架机轮。当机轮达到预定转速且状态稳定后发布试验件投放指令，试验件机轮触台瞬间需使飞机的下沉速度达到规定值，同时使作用在飞机上的升重比达到1。在试验机落下直至飞机停止的整个过程中测试记录试验数据。对于自由飞行钩住试验工况，通过机身前吊点和机身后吊点间隔释放模拟舰载机自由飞行钩住着陆工况，产生自由飞行钩住着陆对前起落架作用的附加力矩和附加下沉速度。不同试验状态的投放姿态通过调整前吊点四根吊带的长度来实现。试验时，首先将飞机提升到要求高度，启动带转装置，带转速度达到任务书要求值后，前吊点和后吊点间隔释放，飞机自由下落，完成一组舰载机自由飞行钩住着陆试验工况。

可以理解的，飞机着舰模拟升力要求如下：飞机着舰后飞机处于重心位移零点以下过程中机翼升力大小应保持基本恒定；机翼升力施加在各个加载区域内应与要求载荷合力一致；飞机触台过程中施加机翼升力后不影响飞机的运动姿态。本发明实施例通过八个加载点连接的升力分配装置1保证了上述要求。

上述内容基于国军标《舰载飞机强度和刚度规范——地面试验》（GJB2758-96）、国军标《军用结构强度规范——地面试验》（GJB67A.9-2008）和国军标《军用结构强度规范——地面载荷》（GJB67A.4-2008）的要求，属于现有技术。

实施例5：在结合本发明实施例1~4后，本实施例记载的是舰载机全机落震试验方法，包括以下步骤：

S1、舰载机状态检测：

在舰载机全机落震试验前，检查舰载机状态，包括舰载机重量、起落架充填参数；

S2、安装试验设备状态检测：

在舰载机两侧机翼上安装升力分配装置1，起吊舰载机，并确认舰载机全机落震试验中舰载机的高度；检查用于舰载机全机落震试验的测力平台、仿升设备、带转***是否运行正常；

S3、调整舰载机俯仰、滚转姿态，并将舰载机提升至试验高度；

S4、带转起落架机轮后投放舰载机：

通过飞机航向速度模拟***逆航向同步带转起落架机轮，当起落架机轮达到预定转速且状态稳定后发布舰载机投放指令，起落架机轮触台瞬间需使舰载机的下沉速度达到规定值，同时仿升设备为舰载机提供升力；

S5、在试验机落下直至飞机停止的整个过程中测试的试验数据。

可以理解的，步骤S2中，在舰载机两侧机翼上安装升力分配装置1包括以下内容：通过固定座21将仿升筒2固定在实验室内承载框架顶部；根据舰载机全机落震试验对于升力模拟的要求，将升力等效到机翼的机翼肋上，根据机翼肋位置确定加载区域，在加载区域内确定加载点；在加载点上固定升力分配装置1；通过链条连接升力分配装置1与仿升筒2。

可以理解的，上述步骤中提供的测力平台、带转***和飞机航向速度模拟***均为实验室现有设备。

Claims (1)

1.一种用于模拟舰载机全机落震试验时机翼升力试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、安装仿升筒（2）：通过固定座（21）将仿升筒（2）固定在实验室内承载框架顶部，向仿升筒（2）中充入高压气体；所述仿升筒（2）顶部通过固定座（21）固定在实验室内承载框架顶部；所述仿升筒（2）内设有气室（22），所述气室（22）顶部内壁固定有活塞（23），所述活塞（23）上连接有穿出仿升筒（2）的活塞杆（24），仿升筒（2）底部还设有安全阀（25）；所述高压气体为压缩空气，高压气体的压力由舰载机全机落震试验中对于机翼升力的要求设定；所述高压气体的压力计算公式为：

F = P*S

上式中，F为仿升筒（2）提供的载荷，即模拟的机翼升力；P为高压气体的压力；S为活塞（23）的面积；

S2、等效加载点：根据舰载机全机落震试验对于升力模拟的要求，将机翼的升力等效在机翼肋上，在机翼肋对应位置上设置加载区域，并在加载区域中选取加载点；所述加载点以两两对应的方式设置在各个加载区域内；每个所述加载区域分别位于机翼上各个机翼肋的正上方且将机翼肋对应在机翼的上表面包含在内；所述加载点与加载区域的位置关系为：两个加载点在加载区域居中设置且两个加载点之间的距离为加载区域长度的三分之二；所述加载区域粘贴有加密帆布；所述加密帆布通过胶水与机翼粘贴；

S3、安装升力分配装置（1）：在加载点上固定升力分配装置（1），通过链条连接升力分配装置（1）与仿升筒（2）；所述升力分配装置（1）包括一个一级杆（11）、两个二级杆（12）和四个三级杆（13）；所述一级杆（11）的顶部通过链条吊挂在所述仿升筒（2）底部；两个所述二级杆（12）分别通过链条吊挂在所述一级杆（11）的底部两侧；四个所述三级杆（13）两两为一组，分别通过链条吊挂在二级杆（12）的底部两侧；三级杆（13）的底部两侧分别通过链条与机翼上的加载点连接；所述一级杆（11）底部与两个所述二级杆（12）连接的挂点距离与二级杆（12）承载的载荷比成反比；二级杆（12）底部与两个所述三级杆（13）连接的挂点距离与三级杆（13）承载的载荷比成反比；所述挂点距离为链条连接点与所述活塞杆（24）在水平方向的距离；

S4、升力分配装置（1）提供升力：在舰载机全机落震试验中，仿升筒（2）带动升力分配装置（1）为舰载机机翼提供升力。