專利名稱：一種飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機(jī)操縱系統(tǒng)疲勞定壽技術(shù)，涉及一種飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)方法。
背景技術(shù)：
由于試驗(yàn)條件以及試驗(yàn)規(guī)模所限，現(xiàn)有的飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)，均未涉及使用全機(jī)操縱載荷及操縱位移的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)編譜，使得全機(jī)主操縱系統(tǒng)零組件及其支持件疲勞性能以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)均得到實(shí)際考核，未考慮飛機(jī)操縱系統(tǒng)狀態(tài)問(wèn)題，也未考慮與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試問(wèn)題。有的將飛機(jī)操縱系統(tǒng)固定，實(shí)施較為保守的操縱載荷程序塊譜進(jìn)行試驗(yàn),僅考核了純機(jī)械式零組件的疲勞性能；有的實(shí)施疲勞磨損試驗(yàn)載荷譜，僅考核操縱系統(tǒng)靜/動(dòng)態(tài)性能指標(biāo)及系統(tǒng)磨損，未考核應(yīng)急操縱情況下的系統(tǒng)疲勞性能；有的則用幾項(xiàng)操縱系統(tǒng)關(guān)鍵零組件疲勞試驗(yàn)代替全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)并在機(jī)下進(jìn) 行，這些試驗(yàn)均為単獨(dú)試驗(yàn)，其試驗(yàn)結(jié)果要么過(guò)于保守、要么考核不全面，不能真正反映飛機(jī)主操縱系統(tǒng)既是結(jié)構(gòu)又是機(jī)構(gòu)的疲勞性能，其試驗(yàn)結(jié)果的可靠度降低。根據(jù)這樣的試驗(yàn)結(jié)果，難以對(duì)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞壽命給出準(zhǔn)確的評(píng)估。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目提供一種能實(shí)施包括操縱載荷及操縱位移譜在內(nèi)的飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜、同時(shí)考慮與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試問(wèn)題、使得全機(jī)主操縱性系統(tǒng)零組件及其支持件疲勞壽命以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)均得到實(shí)際考核的飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)方法。本發(fā)明的技術(shù)解決方案疲勞試驗(yàn)方法為如下步驟，(I)依據(jù)飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)要求，分別對(duì)飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的操縱載荷/操縱位移實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)選取濾波主參數(shù)和濾波門檻值，進(jìn)行濾波處理；(2)對(duì)濾波處理后的操縱載荷/操縱位移實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，同時(shí)解決涉及操縱位移所帯來(lái)的實(shí)測(cè)譜頻次問(wèn)題，即操縱載荷與操縱位移兩者的頻次匹配問(wèn)題；通過(guò)對(duì)飛機(jī)每個(gè)起落的操縱載荷/操縱位移濾波數(shù)據(jù)進(jìn)行峰值/谷值計(jì)數(shù)，給出飛機(jī)各任務(wù)剖面的起落譜及均值譜，進(jìn)而形成以操縱載荷/操縱位移譜的形式給出地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜；(3)依據(jù)地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜數(shù)據(jù)，按駕駛桿操縱或腳蹬操縱的實(shí)測(cè)峰值/谷值譜的形式編制實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜，分別以飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜、地面剎車實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜和復(fù)合操縱實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜給出，其中，平尾操縱系統(tǒng)分四種カ臂狀態(tài)，方向舵操縱系統(tǒng)分大/小速度兩種狀態(tài)；地面剎車實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜以及復(fù)合操縱實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜均單獨(dú)給出；(4)以限制載荷的50%和100%兩個(gè)級(jí)別的等幅塊譜編制飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞驗(yàn)證譜，考核并驗(yàn)證飛機(jī)主操縱系統(tǒng)在應(yīng)急操縱情況下的疲勞性能，其中，飛機(jī)副翼、平尾操縱系統(tǒng)，按左偏/右偏或前推/后拉的對(duì)稱循環(huán)進(jìn)行加載；方向舵操縱系統(tǒng)，按左/右腳蹬交替操作的脈動(dòng)循環(huán)進(jìn)行加載；對(duì)于地面剎車，按左/右腳蹬同時(shí)操作的脈動(dòng)循環(huán)進(jìn)行加載；(5)綜合上述實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜和疲勞驗(yàn)證譜并結(jié)合出廠調(diào)試操縱數(shù)據(jù)及外場(chǎng)地面維護(hù)操縱數(shù)據(jù)，編制并給出飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜；(6)在疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)方法為如下之一(一)對(duì)疲勞試驗(yàn)機(jī)座艙內(nèi)的駕駛桿或左/右腳蹬上進(jìn)行操縱載荷及操縱位移的協(xié)調(diào)加載，實(shí)施飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜；完成全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn),給出全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞壽命以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)是否滿足疲勞壽命要求的結(jié)論。(ニ)在與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試時(shí)，對(duì)飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的疲勞加載均封閉在疲勞試驗(yàn)機(jī)座艙內(nèi)，對(duì)座艙內(nèi)的駕駛桿或左/右腳蹬上進(jìn)行操縱載荷及操縱位移的協(xié)調(diào)加載，實(shí)施飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜；安裝飛機(jī)助力器假件或復(fù)合舵機(jī)假件，使得助力器后或復(fù)合舵機(jī)后的操縱系統(tǒng)支撐飛機(jī)副翼、平尾及方向舵舵面并與機(jī)體疲勞同試；完成全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)，給出全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞壽命以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)是否滿足疲勞壽命要求的結(jié)論。本發(fā)明具有的優(yōu)點(diǎn)和有益效果本發(fā)明能夠進(jìn)行操縱載荷及操縱位移疲勞協(xié)調(diào)加載、實(shí)施包括操縱載荷及操縱位移譜在內(nèi)的飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)，同時(shí)考慮在同ー架疲勞試驗(yàn)機(jī)上與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試問(wèn)題、使得全機(jī)主操縱系統(tǒng)零組件及其支持件疲勞性能以及全機(jī)操縱系統(tǒng)性能指標(biāo)均得到實(shí)際考核。較為真實(shí)地反映了飛機(jī)主操縱系統(tǒng)在正常操縱情況和應(yīng)急操縱情況的實(shí)際受載情況，體現(xiàn)了飛機(jī)主操縱系統(tǒng)既是結(jié)構(gòu)又是機(jī)構(gòu)的疲勞性能；降低了試驗(yàn)成本，提高了試驗(yàn)結(jié)果的可靠度。本發(fā)明適用于一般機(jī)械硬式不可逆操縱系統(tǒng)的飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)；對(duì)于一般機(jī)械式操縱系統(tǒng)、電傳操縱飛機(jī)駕駛桿(盤)至載荷模擬器操縱系統(tǒng)、備份機(jī)械操縱系統(tǒng)以及飛機(jī)助力器后或復(fù)合舵機(jī)后操縱系統(tǒng)的疲勞試驗(yàn)均有借鑒和參考作用。


圖I是飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)流程圖。
具體實(shí)施方式

第一步對(duì)飛機(jī)操縱系統(tǒng)的操縱載荷及操縱位移實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理依據(jù)飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)要求，分別對(duì)飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的操縱載荷/操縱位移實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)選取濾波主參數(shù)和濾波門檻值，進(jìn)行濾波處理。第二步編制地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜對(duì)濾波處理后的操縱載荷/操縱位移實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，同時(shí)解決涉及操縱位移所帯來(lái)的實(shí)測(cè)譜頻次問(wèn)題，即操縱載荷與操縱位移兩者的頻次匹配問(wèn)題(以往僅涉及操縱載荷與加載次數(shù)或頻次的對(duì)應(yīng)問(wèn)題，并未涉及操縱位移與操縱載荷和頻次的同時(shí)對(duì)應(yīng)問(wèn)題)；通過(guò)對(duì)飛機(jī)每個(gè)起落的操縱載荷/操縱位移濾波數(shù)據(jù)進(jìn)行峰值/谷值計(jì)數(shù)，給出飛機(jī)各任務(wù)剖面的起落譜及均值譜，進(jìn)而形成以操縱載荷/操縱位移譜的形式給出地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜。
第三步編制實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜依據(jù)地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜數(shù)據(jù)，按駕駛桿操縱或腳蹬操縱的實(shí)測(cè)峰值/谷值譜的形式編制實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜，分別以飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜、地面剎車實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜和復(fù)合操縱實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜給出，其中，為了真實(shí)體現(xiàn)飛機(jī)主操縱系統(tǒng)的疲勞性能，將平尾操縱系統(tǒng)的力臂值分為四種力臂狀態(tài)，方向舵操縱系統(tǒng)分為大/小速度兩種狀態(tài)；地面剎車實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜以及復(fù)合操縱實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜均單獨(dú)給出。第四步編制疲勞驗(yàn)證譜以限制載荷的50%和100%兩個(gè)級(jí)別的等幅塊譜編制飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞驗(yàn)證譜，考核并驗(yàn)證飛機(jī)主操縱系統(tǒng)在應(yīng)急操縱情況下的疲勞性能，其中，飛機(jī)副翼、平尾操縱系統(tǒng)，按左偏/右偏或前推/后拉的對(duì)稱循環(huán)進(jìn)行加載；方向舵操縱系統(tǒng)，按左/右腳蹬 交替操作的脈動(dòng)循環(huán)進(jìn)行加載；對(duì)于地面剎車，按左/右腳蹬同時(shí)操作的脈動(dòng)循環(huán)進(jìn)行加 載。 第五步編制全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜綜合上述實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜和疲勞驗(yàn)證譜并結(jié)合出廠調(diào)試操縱數(shù)據(jù)及外場(chǎng)地面維護(hù)操縱數(shù)據(jù)，給出飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜。第六步進(jìn)行全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)在疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)，可單獨(dú)進(jìn)行，也可與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試，試驗(yàn)方法為如下之一(一)對(duì)疲勞試驗(yàn)機(jī)座艙內(nèi)的駕駛桿或左/右腳蹬上進(jìn)行操縱載荷及操縱位移協(xié)調(diào)加載，實(shí)施飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜；完成全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)，給出全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞壽命以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)是否滿足疲勞壽命要求的結(jié)論。(ニ)在與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試時(shí)，對(duì)飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的疲勞加載均封閉在疲勞試驗(yàn)機(jī)座艙內(nèi)，在座艙內(nèi)的駕駛桿或左/右腳蹬上進(jìn)行操縱載荷及操縱位移協(xié)調(diào)加載，實(shí)施飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜；安裝飛機(jī)助力器假件或復(fù)合舵機(jī)假件，通過(guò)調(diào)節(jié)其假件與飛機(jī)機(jī)體的連接和假件與飛機(jī)助力器后或復(fù)合舵機(jī)后的三角搖臂及拉桿或飛機(jī)副翼、平尾或方向舵舵面接頭的連接，使得助力器后或復(fù)合舵機(jī)后的操縱系統(tǒng)支撐飛機(jī)副翼、平尾及方向舵舵面(處在指定的舵面位置并承受飛機(jī)舵面上的疲勞載荷)，與機(jī)體疲勞同試；完成全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn),給出全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞壽命以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)是否滿足疲勞壽命要求的結(jié)論。實(shí)施例一(以全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)單獨(dú)進(jìn)行為實(shí)例)一、對(duì)飛機(jī)操縱系統(tǒng)載荷及位移實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理分別對(duì)飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)選取濾波主參數(shù)和濾波門檻值，進(jìn)行濾波處理；在濾波處理前，對(duì)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，即用程序去掉ー些誤碼、跳點(diǎn)等明顯的異常數(shù)據(jù)。ニ、編制地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜對(duì)濾波處理后的操縱載荷及位移實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，同時(shí)解決涉及操縱位移所帯來(lái)的實(shí)測(cè)譜頻次問(wèn)題；通過(guò)對(duì)飛機(jī)每個(gè)起落的操縱載荷及操縱位移濾波數(shù)據(jù)進(jìn)行峰值/谷值計(jì)數(shù)，給出飛機(jī)各任務(wù)剖面的起落譜及均值譜，進(jìn)而以操縱載荷及操縱位移譜的形式給出地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜。三、編制實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜依據(jù)地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜數(shù)據(jù)，按駕駛桿操縱或腳蹬操縱的實(shí)測(cè)峰值/谷值譜的形式編制實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜，分別以飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜、地面剎車實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜和復(fù)合操縱實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜給出，其中，平尾操縱系統(tǒng)的力臂值分為四種力臂狀態(tài)，方向舵操縱系統(tǒng)分為大/小速度兩種狀態(tài)；地面剎車實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜以及復(fù)合操縱實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜均單獨(dú)給出。四、編制疲勞驗(yàn)證譜以飛機(jī)操縱系統(tǒng)強(qiáng)度規(guī)范中限制載荷的50%和100%兩個(gè)級(jí)別的等幅塊譜編制飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞驗(yàn)證譜，其中，飛機(jī)副翼、平尾操縱系統(tǒng)，按左偏/右偏或前推/后拉的對(duì)稱循環(huán)進(jìn)行加載；方向舵操縱系統(tǒng)，按左/右腳蹬交替操作的脈動(dòng)循環(huán)進(jìn)行加載；對(duì)于地面剎車，按左/右腳蹬同時(shí)操作的脈動(dòng)循環(huán)進(jìn)行加載。五、編制全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜綜合上述實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜和疲勞驗(yàn)證譜并結(jié)合出廠調(diào)試操縱數(shù)據(jù)及外場(chǎng)地面維護(hù)操縱數(shù)據(jù)，給出飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜。六、進(jìn)行全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)(I)試驗(yàn)件狀態(tài)在疲勞試驗(yàn)機(jī)上，用符合裝機(jī)條件的主操縱系統(tǒng)零組件及其支持件進(jìn)行全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)。(2)載荷譜實(shí)施a.通過(guò)系統(tǒng)常規(guī)檢查，確定控制機(jī)房對(duì)平尾操縱系統(tǒng)カ臂狀態(tài)以及方向舵操縱系統(tǒng)速度狀態(tài)的調(diào)整符合試驗(yàn)要求；確定副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的典型加載曲線數(shù)據(jù)正常；確定試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)及飛機(jī)操縱系統(tǒng)的供壓正常。b.在駕駛桿或左/右腳蹬(假件)上，進(jìn)行操縱載荷及操縱位移的協(xié)調(diào)加載，實(shí)施全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜，其中，包括對(duì)副翼、平尾和方向舵操縱系統(tǒng)施加単獨(dú)操縱、復(fù)合操縱以及地面剎車的操縱載荷及操縱位移譜塊，對(duì)飛機(jī)助力器前或復(fù)合舵機(jī)前副翼、平尾和方向舵操縱系統(tǒng)疲勞性能以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)進(jìn)行考核。c.對(duì)助力器后或復(fù)合舵機(jī)后的操縱系統(tǒng)，則在飛機(jī)機(jī)體疲勞試驗(yàn)時(shí)隨同飛機(jī)機(jī)體疲勞同試，不再單獨(dú)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)。(3)試驗(yàn)結(jié)束及系統(tǒng)壽命評(píng)估根據(jù)上述全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)過(guò)程中出現(xiàn)的系統(tǒng)零組件及其支持件問(wèn)題以及系統(tǒng)狀態(tài)、調(diào)試及檢修情況，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，然后對(duì)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的靜態(tài)性能指標(biāo)、疲勞損傷、磨損及間隙、正常操縱情況以及應(yīng)急操縱情況下使用壽命以及系統(tǒng)零組件拆檢范圍進(jìn)行評(píng)估，最終給出全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞壽命以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)是否滿足疲勞壽命要求的結(jié)論。實(shí)施例ニ(以全機(jī)主操縱系統(tǒng)與機(jī)體疲勞同試為實(shí)例)一、全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜編制全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜編制過(guò)程與上述實(shí)施例一中的步驟一 步驟五相同。ニ、進(jìn)行全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)( I)試驗(yàn)件狀態(tài)在疲勞試驗(yàn)機(jī)上，用符合裝機(jī)條件的主操縱系統(tǒng)零組件及其支持件進(jìn)行全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)。(2)載荷譜實(shí)施a.通過(guò)系統(tǒng)常規(guī)檢查，確定控制機(jī)房對(duì)平尾操縱系統(tǒng)カ臂狀態(tài)以及方向舵操縱系統(tǒng)速度狀態(tài)的調(diào)整符合試驗(yàn)要求；確定副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的典型加載曲線數(shù)據(jù)正常；確定試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)及飛機(jī)操縱系統(tǒng)的供壓正常。b.通過(guò)聯(lián)調(diào)測(cè)試，驗(yàn)證全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)和機(jī)體疲勞試驗(yàn)可在同一疲勞試驗(yàn)機(jī)上同時(shí)進(jìn)行，不出現(xiàn)系統(tǒng)疲勞與機(jī)體疲勞相互影響的試驗(yàn)問(wèn)題。聯(lián)調(diào)測(cè)試是針對(duì)飛機(jī)機(jī)體疲勞試驗(yàn)載荷譜中較重的加載譜塊，選取飛機(jī)操縱系統(tǒng)在単獨(dú)操縱、復(fù)合操縱或地面剎車等典型情況與其同時(shí)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)的驗(yàn)證方法。c.在與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試前，將對(duì)飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的駕駛桿或左/右腳蹬(假件)的疲勞加載均封閉在疲勞試驗(yàn)機(jī)座艙內(nèi)(飛機(jī)機(jī)體疲勞試驗(yàn)對(duì)座艙有氣密要求);在駕駛桿或左/右腳蹬上，進(jìn)行操縱載荷及操縱位移的協(xié)調(diào)加載，實(shí)施全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜，其中，包括對(duì)副翼、平尾和方向舵操縱系統(tǒng)施加単獨(dú)操縱、復(fù)合操縱以及地面剎車的操縱載荷及操縱位移譜塊；對(duì)飛機(jī)助力器前或復(fù)合舵機(jī)前副翼、平尾和方向舵操縱系統(tǒng)疲勞性能以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)進(jìn)行考核。d.安裝并調(diào)整飛機(jī)助力器假件或復(fù)合舵機(jī)假件及其連接，使得助力器后或復(fù)合舵機(jī)后的操縱系統(tǒng)支撐飛機(jī)副翼、平尾及方向舵舵面(處在指定的舵面位置并承受飛機(jī)舵面上的疲勞載荷)，與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試。(3)試驗(yàn)結(jié)束及系統(tǒng)壽命評(píng)估
根據(jù)上述全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)過(guò)程中出現(xiàn)的系統(tǒng)零組件及其支持件問(wèn)題以及系統(tǒng)狀態(tài)、調(diào)試及檢修情況，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，然后對(duì)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的靜態(tài)性能指標(biāo)、疲勞損傷、磨損及間隙、正常操縱情況以及應(yīng)急操縱情況下使用壽命以及系統(tǒng)零組件拆檢范圍進(jìn)行評(píng)估，最終給出全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞壽命以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)是否滿足疲勞壽命要求的結(jié)論。
權(quán)利要求
1. 一種飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)方法，其特征是，疲勞試驗(yàn)方法為如下步驟 (1)依據(jù)飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)要求，分別對(duì)飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的操縱載荷/操縱位移實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)選取濾波主參數(shù)和濾波門檻值，進(jìn)行濾波處理； (2)對(duì)濾波處理后的操縱載荷/操縱位移實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，同時(shí)解決涉及操縱位移所帶來(lái)的實(shí)測(cè)譜頻次問(wèn)題，即操縱載荷與操縱位移兩者的頻次匹配問(wèn)題；通過(guò)對(duì)飛機(jī)每個(gè)起落的操縱載荷/操縱位移濾波數(shù)據(jù)進(jìn)行峰值/谷值計(jì)數(shù)，給出飛機(jī)各任務(wù)剖面的起落譜及均值譜，進(jìn)而形成以操縱載荷及操縱位移譜的形式給出地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜； (3)依據(jù)地面實(shí)測(cè)總譜和空中實(shí)測(cè)總譜數(shù)據(jù)，按駕駛桿操縱或腳蹬操縱的實(shí)測(cè)峰值/谷值譜的形式編制實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜，分別以飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜、地面剎車實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜和復(fù)合操縱實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜給出，其中，平尾操縱系統(tǒng)分四種力臂狀態(tài)，方向舵操縱系統(tǒng)分大/小速度兩種狀態(tài)；地面剎車實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜以及復(fù)合操縱實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜均單獨(dú)給 出； (4)以限制載荷的50%和100%兩個(gè)級(jí)別的等幅塊譜編制飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞驗(yàn)證譜，考核并驗(yàn)證飛機(jī)主操縱系統(tǒng)在應(yīng)急操縱情況下的疲勞性能，其中，飛機(jī)副翼、平尾操縱系統(tǒng)，按左偏/右偏或前推/后拉的對(duì)稱循環(huán)進(jìn)行加載；方向舵操縱系統(tǒng)，按左/右腳蹬交替操作的脈動(dòng)循環(huán)進(jìn)行加載；對(duì)于地面剎車，按左/右腳蹬同時(shí)操作的脈動(dòng)循環(huán)進(jìn)行加載； (5)綜合上述實(shí)測(cè)試驗(yàn)譜和疲勞驗(yàn)證譜并結(jié)合出廠調(diào)試操縱數(shù)據(jù)及外場(chǎng)地面維護(hù)操縱數(shù)據(jù)，編制并給出飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜； (6)在疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)方法為如下之一(一)對(duì)疲勞試驗(yàn)機(jī)座艙內(nèi)的駕駛桿或左/右腳蹬上進(jìn)行操縱載荷及操縱位移的協(xié)調(diào)加載，實(shí)施飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜；完成全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn),給出全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞壽命以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)是否滿足疲勞壽命要求的結(jié)論。(二)在與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試時(shí)，對(duì)飛機(jī)副翼、平尾及方向舵操縱系統(tǒng)的疲勞加載均封閉在疲勞試驗(yàn)機(jī)座艙內(nèi)，對(duì)座艙內(nèi)的駕駛桿或左/右腳蹬上進(jìn)行操縱載荷及操縱位移的協(xié)調(diào)加載，實(shí)施飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)載荷譜；安裝飛機(jī)助力器假件或復(fù)合舵機(jī)假件，使得助力器后或復(fù)合舵機(jī)后的操縱系統(tǒng)支撐飛機(jī)副翼、平尾及方向舵舵面并與機(jī)體疲勞同試；完成全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)，給出全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞壽命以及全機(jī)操縱系統(tǒng)靜態(tài)性能指標(biāo)是否滿足疲勞壽命要求的結(jié)論。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛機(jī)操縱系統(tǒng)疲勞定壽技術(shù)，涉及一種飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)方法。本發(fā)明能夠進(jìn)行操縱載荷及操縱位移疲勞協(xié)調(diào)加載、實(shí)施包括操縱載荷及操縱位移譜在內(nèi)的飛機(jī)全機(jī)主操縱系統(tǒng)疲勞試驗(yàn)，同時(shí)考慮在同一架疲勞試驗(yàn)機(jī)上與飛機(jī)機(jī)體疲勞同試問(wèn)題、使得全機(jī)主操縱系統(tǒng)零組件及其支持件的疲勞性能以及全機(jī)操縱系統(tǒng)的靜態(tài)性能指標(biāo)均得到實(shí)際考核。較為真實(shí)地反映了飛機(jī)主操縱系統(tǒng)在正常操縱情況和應(yīng)急操縱情況下的實(shí)際受載情況，體現(xiàn)了飛機(jī)主操縱系統(tǒng)既是結(jié)構(gòu)又是機(jī)構(gòu)的疲勞性能；降低了試驗(yàn)成本，提高了試驗(yàn)結(jié)果的可靠度。
文檔編號(hào)G01M99/00GK102680221SQ20121014622
公開日2012年9月19日 申請(qǐng)日期2012年5月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月11日
發(fā)明者盧京明, 張聯(lián)營(yíng) 申請(qǐng)人:中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所