飞机试验范文

飞机试验范文（精选10篇）

飞机试验 第1篇

关键词：试验接口装置,接口互联,构型切换,继电器,铁鸟

0概述

铁鸟鉴定试验是电传飞行控制系统付诸飞行试验前的一个正规的系统验证与确认过程[1],而铁鸟试验台是这一重要过程的试验平台,它一般安装真实的飞控系统、液压系统和起落架系统,有些机型则还为其配置航电、电源等系统。对于某些没有真件,但试验又需要的系统,则往往采用仿真。又一方面,铁鸟所需安装的真件并不是一次就到位的,那些没有到位的真件,在试验前期,通常也用仿真来替代。待真件到位后,可以直接切换到真件,并保留仿真,以进行对比和排故。

试验接口装置就是用来连接真件和仿真,并实现它们之间切换的试验设备。

1 功能需求

一般来说,铁鸟试验需要经历系统调试阶段、系统综合试验和系统交联试验三个阶段。

以飞控系统为例,在系统调试阶段,可能飞控系统的部分机载设备未能交付,那么试验时往往采用仿真设备代替;在系统综合试验阶段,铁鸟试验台安装了一架份真实的飞控系统,但由于该阶段只需验证飞控系统的需求,那么飞控系统所需其他相关系统的信号可以用仿真替代;而在最后的交联阶段,则需要将飞控系统与其他真实系统交联起来,完成真实接口的检查,完成其他真实系统构型下飞控系统功能和性能满足设计要求。

在这些试验阶段转化的过程中,真实的机载设备将逐渐接入系统,并代替仿真设备与原有的系统进行互联。同时,为了满足真实机载设备、真实系统的排故,往往又要求系统能够切换到仿真设备的状态。因此,试验接口装置既要实现真实机载设备或试验仿真设备的接入,又要实现在真实机载设备和试验仿真设备之间的来回切换,即其应具备以下两个功能:

1)接口互联

与真实飞机上的EWIS(Electrical Wiring Interconnection System)

系统[2]相类似,试验接口装置的接口互联功能就是要实现铁鸟试验台上所有系统和设备的互联,包括被试系统、仿真系统和测试设备。同时,在接口连接的时候,保证信号的电气特性尽可能的与真实飞机的一致,保证试验设备的接入不会对被试系统的信号造成影响。

2)构型切换

如上文中所述,构型切换就是要实现被试系统机载设备与试验设备之间的切换,从而根据试验需要,配置不同的构型,满足不同试验阶段的要求。

2 设计实现

某型飞机铁鸟试验台试验接口装置的基本原理如图1所示。通过飞机EWIS系统自身设置的分离面,可以将信号转接到试验接口装置的真实接口上,而试验设备通过具备与飞机EWIS系统基本一致的电气特性的电缆连接到仿真接口。这样,在系统调试阶段,即使没有机载设备,通过仿真接口连接试验设备也可以实现调试。在机载设备到位的情况下,只要将设备连接到相应的接口,并通过接口装置的切换,就可以将其接入系统,同时并不需要去除原有试验设备的连接。这样可以根据试验需要,在仿真和真件之间切换。

一般来说,铁鸟试验台安装有相当数量的机载设备和试验设备,各设备之间的接口关系也较复杂,如果仿真和真件之间的切换通过人工或手动来切换,那么势必影响试验的效率和进度。某型飞机铁鸟试验台接口装置的切换通过继电器实现。在每一线路上增加一个继电器,通过继电器控制板卡控制继电器的通断,可以一次实现对多个线路的切换,图2位继电器控制的基本原理示意图。

每一线路的输出由4个继电器控制,这4个继电器组成一个开关矩阵。初始状态下,为了保证设备的安全,4个继电器都处于常开状态。当要求真件输入和真件输出时,继电器K1和K2闭合,且K3、K4保持常开状态;当要求真件输入和仿真输出时,继电器K1和K4闭合,且K2、K3保持常开状态;当要求仿真输入和真件输出时,继电器K2和K3闭合,且K1、K4保持常开状态;当要求仿真输入和仿真输出时,继电器K3和K4闭合,且K1、K2处于常开状态。这样通过不同的继电器断合组合,控制不同的输入和输出,灵活的切换试验构型,满足试验要求。

另外,有些系统为了满足信号采集的需要,往往在继电器K2、K4后端再增加一个数据采集的接口。这样,通过试验接口装置,既可以在输入端通过仿真设备注入信号,又可以在输出端的数据采集接口采集信号。

3 信号切换测试

为了说明信号的实际切换效果,在本文中,我们使用电位计信号和离散信号对系统进行了测试。

测试时,利用函数发生器,在系统真件输入接口和仿真输入接口同时输入幅值为5v,频率为1Hz的正弦电压信号。初始状态时,继电器K1、K4处于断开状态,K2、K3处于闭合状态,因此,仿真通道信号输出为零,真实通道则采集到仿真输入端的信号,如图3所示。当继电器状态反转时,仿真通道采集到幅值为5v的正弦信号,而真实通道信号则为零,如图3所示。

采用相同的方法对离散信号进行测试,其结果如图4所示。

从上述两种信号的测试结果,可以说明本系统能够实现对系统信号的切换。由于采用了能够几无失真地传输并切换高频信号的高频继电器[3],切换前后的信号波形基本完全一致,如图3所示。也就是说采用高频继电器切换并不会对信号造成影响。

4 小结

通过试验接口装置可以在不破换系统连接电缆的情况下,方便的注入信号,同时,又可以根据需要切换构型,便于仿真与真件的对比和排故。在不需要注入信号的时候,直接去掉试验接口装置与分离面连接器连接的电缆,就可以方便的还原系统。对于那些类似于铁鸟试验,试验构型繁多且不同构型之间需要来回切换的,如果应用试验接口装置,那将大大有利于提供试验效率。

另外,试验接口装置的接入,不可必然的增加设备之间的连接电缆长度,对于有阻抗要求的信号或者有压降要求的供电信号,则应尽可能的做到阻抗匹配或者进行压降等效计算。

参考文献

[1]张德发,叶胜利,等.飞行控制系统的地面与飞行试验[M].北京:国防工业出版社,2003.

[2]顾海荣.EWIS介绍以及维护管理要求[M].航空维修与工程,2012,02.

飞机试验 第2篇

飞机铝合金蒙皮战伤安全评定方法试验

目的 对飞机铝合金蒙皮战伤安全评定方法进行试验研究.方法 用实弹撞击试验模拟飞机LY12蒙皮的战斗损伤,利用判据对该结构的.剩余强度进行预测,并与强度试验结果比较.结果 除修正后的等效应力强度因子判据外,其他判据各有缺陷.结论 修正后的等效应力强度因子判据具有较高的精度且计算简单,适合射弹撞击下飞机LY12结构的剩余强度计算.

作 者：张楠 许希武 ZHANG Nan XU Xi-wu  作者单位：南京航空航天大学,航空宇航学院,江苏,南京,210016 刊 名：西北大学学报（自然科学版）  ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF NORTHWEST UNIVERSITY(NATURAL SCIENCE EDITION) 年，卷(期)：2007 37(3) 分类号：V21 关键词：撞击   飞机   战伤评估   剩余强度   损伤容限  

科学家试验用激光驱动飞机等 第3篇

美国科学家正在进行一系列的激光推进实验，有望引发一场利用激光作为推进动力的飞行器革命。借助于激光推进客机，乘客从地球一端到另一端所需要的时间只有不到一小时。

纽约特洛伊的伦斯勒理工学院航空航天工程学教授莱克·米拉伯就抱着这样一种信念。在过去30年时间里，他通过自己的研究提出了很多与未来飞行器非化学推进有关的想法并加以验证。

目前这项利用高能激光的基础研究性实验正在巴西进行，在这个位于巴西的实验室，一个极超音速震波风洞与两个脉冲红外激光器相连，峰值功率可达到十亿瓦特。米拉伯说，这是迄今为止进行的功率最高的激光推进实验。

他指出：“在实验室内，我们对全尺寸的激光发动机进行测试，使用这种发动机的飞行器将让造访太空的方式发生革命性变化。这是真实存在的硬件。这是真实存在的物理学。我们能够获得真实数据，绝不是在纸上谈兵。迄今为止，我们已获得大量数据。点燃发动机时你会发现，它真的是一个不可思议的家伙。它发出的声音就像是有人在实验室内用猎枪射击，声音真的是太大了。”

米拉伯表示，激光推进实验也同样与发射纳米卫星(重量在1至10公斤)和微型卫星(重量在10至100公斤)进入低地球轨道联系起来。打造和放飞米拉伯的“激光高速公路”是一个系统工程，一直有条不紊地进行。1996年至1999年，他在新墨西哥州的白沙导弹发射场，利用10千瓦的高能红外激光发射了光动力飞行器原型。2000年，他又创造了一项新的激光推进飞行器飞行高度世界纪录，当时的高度超过71米。

米拉伯指出，几十年来，研究激光推进的物理学家一心要实现这样一个目标，那就是将每瓦特激光能的成本控制在几美元。他说：“我们已经逼近这一目标。这项技术在商业上成为现实的一天很快就要到来。”

我国甲型H1N1流感试验用疫苗安全可靠

在我国甲型H1N1流感疫苗第一针接种后的临床试验安全观察中，没有发生严重不良反应或事件。此后的初步安全性分析报告也显示，我国生产的甲型H1N1流感试验用疫苗安全可靠。

据了解，我国甲型H1N1流感疫苗在7月份开始临床试验，所有的临床试验都是在中国疾病预防控制中心指导下进行的。目前国内共有北京科兴、华兰生物等10家流感疫苗生产企业生产的甲型H1N1流感疫苗进入临床试验，受试者达到13300多人。

中国疾病预防控制中心主任王宇介绍说，在完成对受试者接种第一针甲型H1N1流感疫苗的初步安全性分析报告后，从8月12日开始，受试者开始接种第二针。卫生部专家组在8月中旬对我国甲型H1N1流感疫苗的安全性进行初步研判，我国整个的甲型H1N1流感疫苗临床研究预计在9月份完成。届时，卫生部将根据疫情的最新进展来确定疫苗的免疫接种策略和方案。

王宇指出，我国甲型H1N1流感疫苗的研发遵守的一个首要原则是“安全”。不仅在临床试验中要遵循科学、有序、安全的策略，在临床试验结束后，卫生、药监等有关部门也将持续关注甲型H1N1流感疫苗的生产、临床使用安全。

飞机起落架静强度试验技术 第4篇

起落架是飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件，承受了来自机体和地面的较大载荷。在飞机起落架的研制过程中，静强度试验是必不可少的，更是确定起落架能否装机的前提条件之一。起落架结构静强度试验要求试验件的支持状态、载荷都尽可能地符合真实情况。试验方案是静强度试验的基础，也是静强度试验进行的依据。试验结果的精度和有效性也主要依赖于静强度试验实施方案设计的合理性，同时又要尽可能降低试验成本，提高试验安装、操作的便捷性。因此，制定详细周密的试验方案亦是非常必要的。

2 起落架的结构及功用

为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了减小机轮对地面的压力，提高飞机的漂浮性，同时为避免机轮过大难于收藏，一般都设计成多轮小车的形式，如图1所示，这种形式的起落架下端通过轮架装有前后纵列2个或4个 (甚至更多) 机轮组成车轮架，轮架与缓冲支柱为铰接。

为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。此外还包括承力支柱、减震器(常用承力支柱作为减震器外筒)、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。承力支柱将机轮和减震器连接在机体上，并将着陆和滑行中的撞击载荷传递给机体。前轮减摆器用于消除高速滑行中前轮的摆振。前轮转弯操纵机构可以增加飞机地面转弯的灵活性。

归纳起来，起落架主要有以下四个作用:

a.承受飞机在地面停放、滑行、起飞、着陆、滑跑时的重力;b.承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的装机和颠簸能量;c.滑跑和滑行时的制动;d.滑跑与滑行时操纵飞机。

现代飞机起落架结构通常具有如下特点：

a.使用条件恶劣，各种腐蚀严重;b.单传力路径，受力情况严重，可靠度较低;c.使用可检并可以分解进行无损伤检查;d.采用高强度钢材料，疲劳极限低，与铝合金结构相比裂纹检出概率低、扩展速率高。

以上可以看出，起落架是飞机安全飞行的关键部件，起落架能否达到设计要求在飞机设计与分析中占据非常重要的位置。

3 试验方案

3.1 试件安装

飞机起落架静强度试验一般支持在夹具上进行，夹具是支持试件的底座。为了便于夹具设计和加载，通常起落架采取倒置安装的方式。

为了模拟真实的支持条件，将倒置的起落架通过各个安装支座、底座、地脚螺栓固定到试验室的承力地轨上，通过假轮代替机轮来承受各方向的试验载荷。

3.2 加载系统

液压作动筒集液压缸、伺服阀、传感器于一体，是用来实现工作机构直线往复运动的能量转换装置。试验时，采用液压作动筒与起落架假轮相连接，根据各个加载点的试验加载的要求，选择合理吨位的作动筒。

试验时，航向、侧向加载作动筒安装在立柱上。起落架试验载荷工况较多，为了尽可能节省换装工作量，提高工作效率，对于相同方向的加载作动筒超过2个的水平加载点，可以利用试验室的通用设备压梁当成两根横梁加上两根纵梁搭接成“井”字梁结构，“井”字梁固定在立柱上。这样，对于各个载荷工况不同的加载高度可以随意进行调整，而且，这种整体结构稳定性也大大提高。

垂直方向载荷比较大，作动筒加载空间狭小，与起落架结构、安装底座相互干扰，可以采用“挑扁担”方式，选择一根较长弯矩较大的杠杆，一端通过拉板等硬式连接固定到承力地轨上，另外一端进行加载，加载作动筒可通过滑轮、链条进行导向。这样，有效避免了加载干涉，而且加载作动筒也可选择较小吨位。作动筒与假轮的连接，尽可能采用硬式连接，可以兼顾拉、压载荷，有利于减少加载通道，减少安装、调试工作量。

3.3 夹具设计

起落架试验载荷工况多，试验载荷大，要求夹具的强度、刚度都很高，特别是与起落架安装支点相连的安装支座、安装底座等。

安装支座应根据起落架安装支点的理论尺寸进行设计，并要真实模拟起落架与机身结构安装连接的形式。由于起落架载荷较大，安装支座一般选用高强度合金钢30CrMnSiA制作。

安装底座一般选用槽钢、连接板等焊接而成。先将槽钢按背对背形式焊接成立体的框架机构，然后再在上、下面和周边焊接连接板，从而形成一个封闭的盒状整体承力结构。安装支座采用螺栓连接的方式固定在底座上。支座上的螺栓孔必须与底座配制，先将安装支座与起落架对接定位，再将安装支座连同起落架一起与安装底座进行位置调整，定好位后按照安装底座上的螺栓孔位置在支座上进行配钻。

支持在夹具上的试验件必须与试验要求的试验件支持状态一致。

3.4 起落架缓冲支柱压缩量调整

起落架试验的工况较多，不同的载荷工况，缓冲支柱压缩量会有所不同，这就要求我们试验时应及时、合理地调整缓冲支柱压缩量，同时也要随之调整水平加载设备的安装高度，增加了试验安装难度。

起落架试验前，应先将缓冲支柱中的空气尽量排空，充满液压油，以保证试验中缓冲支柱行程稳定性。试验时，应根据不同工况的要求，通过手压油泵注油和放油来调节缓冲支柱的压缩量，通过改变假轮上对接孔的位置来调整轮胎压缩量。为了减少工作量，提高工作效率，试验前应根据缓冲支柱的压缩量从小到大的顺序安排好试验工况，这样，每种工况试验时只需要放油即可。

3.5 设备与控制

飞机起落架的每个机轮都要独自承受航向、纵向、侧向的载荷，因此要求试验加载通道较多，试验中载荷分配与加载协调性较为复杂，对加载的精度要求较高。

试验所用的加载控制系统为“FCS SmarTEST全数字协调控制加载系统”, 该系统采用分布式计算机控制技术，为三级分布式控制方式：管理级、协调加载级、实时控制级。加载控制系统具有齐全的安全保护和协调能力，能有效地保证加载控制精度。编制载荷谱时设置好超载保护限，当试验过程中出现超载时，加载机会自动卸载。液压系统包括泵源、加载作动筒、控制子站、通道分配器等，并利用HBM数据采集系统进行同步数据采集。

4 结论

飞机试验 第5篇

一种考虑腐蚀影响的飞机结构疲劳试验方法

考虑腐蚀环境的.影响,提出了一种关于飞机结构在一般环境下的疲劳试验方法.该方法综合考虑地面停放预腐蚀和空中腐蚀疲劳对结构疲劳寿命的影响,由腐蚀环境下结构设计疲劳寿命要求和年平均飞行小时数反推出一般环境下的疲劳寿命指标,从而确定结构疲劳试验目标寿命,为结构疲劳试验提供指导,具有重要的工程实用价值.

作 者：贺小帆 刘文E 蒋冬滨 作者单位：北京航空航天大学,飞行器设计与应用力学系刊 名：北京航空航天大学学报 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF BEIJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS年，卷(期)：29(1)分类号：V216.3关键词：疲劳试验 腐蚀 疲劳寿命

飞机试验 第6篇

随着数控技术的高速发展,上世纪90年代之前一直沿用的飞机试验模型加工方法——钳工样板修型,现在已经基本上摒弃了,模型制造已经趋向数字化。目前,数控加工承担了模型机加95%的工作量,已经成为模型加工不可替代的主力军,加工进度和加工精度较以前也有了大大的提高。然而,再精确的设备,也必然存在加工误差。一套模型的质量主要取决于机翼等大部件质量的好坏。在实际生产加工过程中,对机翼来说计量工序需要2~3天完成,由于加工误差的存在总会出现超差,如果是重要零件,对模型的整体质量而言就大打折扣,严重的甚至报废。在实际生产加工中,能很好地认识到存在哪些误差,并采取怎样的措施来减少误差,是提高模型加工精度的重要依据。

1 模型加工误差的分析

1.1 加工误差的来源

由数控机床、计量机和软件等带来的误差。数控机床通常由控制介质、数控装置、伺服驱动装置、伺服电机、工作台(或刀架)及位置反馈测量装置等组成。在零件加工时,当工件与刀具相对移动量与指令移动量相符时,工件与刀具之间停止相对移动,从而加工出符合程序设计要求的零件。但在实际加工中却时常出现工件与刀具之间并未完全按照指令值进行相对移动,造成加工零件尺寸出现误差。这与电压、指令缓冲、液压系统、丝杠传动装置等存在着密切的关系。这种误差称为微观误差,微观误差的单位一般为μm,是设备出厂时就存在的,与设备的精度有关。由于误差小可以忽略不计。

在零件的加工过程中造成的直接或间接误差。如基准误差、加工误差、刀具误差、人为误差等统称为宏观误差,宏观误差就是加工过程中所产生的误差。模型机翼部件是模型加工周期最长且计量要求最为严格部件,所以着重以模型机翼为例分析加工误差产生的原因。

1.2 加工误差分析

1.2.1 基准误差

零件加工中的基准误差是影响零件加工精度的第一个原因。基准面的直线度、平行度、垂直度、平面度等,在实际加工过程中,从零件的找正开始一直到加工完成,这些因素一直伴随在其中,尤其是基准在反复找正中的一致性误差,直接影响零件在整个数控加工的精度。如图1所示。

垂直度:若零件本身基准存在误差时,A、B两点拉直和选取C或D点两者的误差直接反映出坐标系Y轴偏移精度;

直线度:若M面的直线度存在误差时,当A、B两点拉直时,在M面上取E点或F点两者的误差直接反映出坐标系X轴偏移精度;

平面度(平行度):如图P面的G或H点的选取误差就直接反映出坐标系Z轴精度;

找正误差:在操作者选择M、N、P、Q等面上点的时候,由于他们的不唯一性,就意味着误差的存在。尤其几道工序中的修磨基准,使各面上的点存在着不确定性。即坐标原点在零件的相对位置随着基准点的选择移动误差多少,坐标原点的误差就是多少。

零件变形:变形是零件在加工时破坏了原来应力组织结构,引起的应力释放而造成的材料扭曲或缩放。变形的程度与零件材料的材质、时效时间、加工去量、走刀速度、加工方法和刀具的选用等存在一定关系。变形的任意性使得加工中修磨基准非常重要。修磨基准的设备精度直接影响基准面的精度,这也是模型加工的难点和主要问题所在。

基准统一:包括每道工序的基准统一和计量时的基准统一。理论上每道工序零件的坐标原点相对零件的位置是不变动的,这样才能保证零件的精度,尤其在计量时的坐标原点一定要和精加工一致。因为直线度、平行度、垂直度和平面度误差的存在,所以在每道工序加工时的零件坐标原点与零件的相对位置存在着误差。所有的误差累计,结果可能导致计量结果与真实的模型数据相差很大。如果计量的公差为±0.05mm,那么所有的基准误差都应该远远小于计量公差,而实际的基准误差一般都是等于或接近计量公差。尤其大面的平行度和平面度对计量精度影响很大。尤其是尺寸较大的部件,如果数控精加工产生一定的变形,基准面也随之变化,这些误差积累在一起,就难以保证精加工的坐标原点和计量的坐标原点一致,计量公差就会在很大程度上难以保证。

1.2.2 加工误差

产生加工误差的主要原因有两点:一是加工方法和参数设定是否正确;二是装夹方法是否合理,特别是零件加工中要尽量减少零件的颤动引起缺肉超差。由于加工方法和参数的设定主要影响零件的变形,就不再陈述,在此主要分析前缘加工误差。

模型加工中最重要的部件是机翼,机翼部件最重要的是前缘,前缘质量的好坏直接影响着模型风洞吹风的试验数据,因此机翼前缘加工显得尤其重要。前缘加工是半敞开的加工方式,刀具在切削过程中,由于型面比较陡,势必会造成刀具让刀摇摆或颤动。如图2所示,P、Q两个方向的摇摆和颤动就造成的了前缘缺肉。在加工时,预留量的多少至关重要,预留量多,前缘光顺时的去量太大,刀具的摇摆和颤动加工的型面无法达到去量值;预留量少将直接导致缺肉。

1.2.2. 1 刀具产生的误差

数控加工中刀具的使用和精度严重影响模型质量。加工前对使用刀具的准确度均可判定,然而在加工过程中刀具的磨损量较难定量判断。在加工尺寸较大的零件(如机翼)过程中,型面的切削多数使用球头刀具,翼型面积大时,由于球头刀中心底刃顶尖转速为零,刀具与零件表面硬性挤削,对刀具的损伤很大,磨损很快,如图3。

在实际加工中,需根据程序的长短判定刀具连续切削的时间长短,所以只能是一个程序加工完成后才检查刀具,这样就无法判断在此过程中,到底是从哪些程序段开始刀具磨损,加工者只能用原程序重新再走一遍,用分段逼近加工,达到型面精度,费时费力。

此外,刀具的准确度至关重要,假如使用磨损的刀具加工,在对刀时,没有考虑到磨损量,使得刀具球头对完刀后形成不规则球面,在加工的型面曲率R越小时,很容易造成零件的缺肉,如图4所示。

1.2.2. 2 人为因素产生的误差

模型加工中人为因素造成精度误差主要有:工人的技能水平、经验值和责任心。通常简单认为数控操作者只是找正、装夹、走程序。此外,操作者是否有经验能及时处理加工中的问题,操作者的细心、严谨程度和责任心也尤为重要。如精加工时床面的干净程度,一点点碎铁削,往往就导致出现很大的误差。

2 提高型面加工精度的方法

通过对加工误差产生的原因及分析,用客观合理的方法,采取有效的解决方案加以克服加工带来的误差,以提高模型型面的加工精度。

2.1 基准精度的控制措施

加工基准不一致,导致了找正坐标原点在零件的相对位置误差,原因就在于选取A点、B点、C点、D点和G点等基准面的点吻合性差,反映出来的就是基准面平面度的误差,其解决办法如下:

(a)如图5,可采用局部划圆,一般直径不大于3mm,将基准面上找正位置点圈起来,规定每道工序选取基准点都在圆圈内选择,确保基准找正的统一,减少平面度带给加工误差。

(b)通过制孔做基准。实践证明用孔做基准要比用一对直角边精度高。虽然孔基准有一定局限性,例如零件后续工序需要划线、线切割、测量尺寸,带来一些麻烦,但可以先用孔做基准,最后再以孔加工出一对直角边加以解决。

(c)在精加工最后一步工序时可在工艺头上加工一“十字”对刀槽,如图6所示,所有的基准在十字槽很小位置内可确定坐标原点的X、Y、Z值。

因为机床床面或者零件大面存在着误差。除以上方法外,在数控精加工前,上表面找平,可以在下底面用塞尺垫平,这样能保证翻面后下底面的平面度,减少大面平面度带来的误差。计量时也是按既定的方法,始终在统一的位置建立统一的基准,提高找正精度。在实际加工计量时这一做法非常实用。

2.2 加工精度的控制措施

在数控加工中,刀具的高速旋转,与机翼零件切削产生的摩擦,会产生一定的热量,这些热量一部分被零件吸收,一部分随切屑带走。被零件吸收的热量由于金属传导热量迅速,很容易在加工部位产生热量暂时聚集,造成零件热变形。防止热变形的措施,一方面采取大流量冷却液冷却工件,另一方面开启主轴吹气系统吹走切屑,防止切屑聚集热量无法有效散出。控制热变形的另一个方法是控制走刀的间距。走刀间距的大小决定了刀刃在每一转里参与切削的时间长短,或者说不参与切削的时间即冷却时间的长短,因此决定了积聚在刀具里热量的多少。走刀间距大,刀刃在每一转里切削时间多,冷却时间少,使热量不断积聚,刀具温度升高;反之,小的走刀间距可限制热量的产生和积聚。因此,通过调节走刀间距的大小,可以控制热量和刀具的温度,并进一步提高切削速度而使切削温度仍低于刀具承受的最高温度。对于粗加工,走刀间距Pf值(连续切削时刀具与刀具之间的距离)应等于铣刀直径的25%~40%。而对于精加工,走刀间距可根据给定的刀痕高度进行计算。模型精加工时Pf值一般为0.5mm以下。另外切削速度、进给量和刀具也是控制热量的关键因素,小刀具产生的切屑多,速度高带走切屑飞散出去的多,带走的热量多,留给工件的热量较少,从而减小热能带来的变形。因此,减少热能变形时,在机翼数控加工技术上,我们采用小刀具高速切削技术。型面精加工时全部采用参数为:切削量为0.5mm,刀间距为0.1mm~0.5mm,主轴转速8000~10000r/min,进给2000~3000mm/min。粗加工采用的切削参数为:Φ20~Φ30平底刀,间距为10~20mm,主轴转速1000~2000r/min;进给在1000~2000mm/min,切削深度为1~2mm。

为了避免前缘因摇摆颤动引起的缺肉超差,首先将前缘和大型面按区域划分开单独加工前缘,这样不会影响其他型面的加工速度和精度,除前缘外可用刀片刀具,速度可以提上去。单独加工前缘使用整体刀具,速度一般控制在300mm/min,同时在数模前缘位置上将数模补上一层0.03mm~0.04mm的曲面,留量适当放大,防止前缘缺肉,提高前缘加工精度。

对于刀具的磨损的控制,应采取下列方法:

一是尽量减少每个程序段的长度数量,多分区域加工,这样刀具磨损时能够尽快发现,即便重新加工一遍也方便快捷。二是刀具减少对刀次数,加工钢件时尽量采用刀片。为了避免刀尖磨损,可采用圆弧刀具或者五轴摆角度加工。

2.3 人为误差的控制措施

对于操作者的人为误差,采取定期培训和定期展开专项经验交流的办法。在加工关键工序和关键部件时安排技术水平高、经验丰富的人员去操作,在装夹、找正和尺寸换算时安排第二人校对,同时按照既定的找正方法,正确、合理地找正计算,同时加强操作者的责任心,消除人为误差的产生。

3 结论

实践证明:将以上分析和总结出的措施应用到实际生产中,不仅提高了模型的精度,同时也缩短了模型生产的周期。过去模型加工不是很注重这些微小误差的存在,造成生产过程中的麻烦,尤其计量和装配,机翼部件光计量工序就需要2~3天,而且反复调整基准、反复光顺,费事费力。最终计量结果:在不同程度上都存在着超差点,或量大或量小,超差点百分比甚至已经超过10%。严重影响着模型的总体质量,对模型生产单位质量信誉造成严重的威胁。改进实施措施后计量只需要0.5~1天即可,而且型面计量效果非常好。超差点百分比小与2%,部分机翼部件甚至没有超差点。在装配过程中,因为基准误差的存在造成装配时不同程度的错位,虽然通过各种方法最终问题可以解决,但效率确大大降低。例如:通常一件重要部件需要10天完成的,因为修整调配却往往花费4天。通过以上的这些控制措施,不仅保证了模型的加工精度,而且大大缩短了模型制造周期。

摘要：本文通过对飞机试验模型加工案例的分析,结合目前现有的数控加工能力,探讨了在飞机试验模型加工中如何提高加工精度,并对其产生误差的原因进行深入分析,为加工出高质量的飞机试验模型奠定了基础。

关键词：飞机试验模型,数控加工,误差

参考文献

[1]杨洪旗.模具高速加工技术[J].机电信息,2000,5.

[2]曾宝平,王成勇等.淬硬钢的高速切削加工[J].机电工程技术,2002,6.

飞机试验 第7篇

采用应变法测量飞机部件的使用载荷,首先必须先对被测对象在地面进行标定试验。其目的是确定飞机结构部件标定载荷和应变计电桥输出之间的定量关系,建立载荷方程。再将实测的结构应变输出代入载荷方程中即可求出使用载荷,飞机载荷标定试验是载荷谱实测工程中必不可少的一个环节,为建立载荷-应变关系提供数据基础[1,2,3]。传统的飞机标定试验通常通过粘贴在飞机结构部件的帆布带或者通过高强度卡板来施加载荷,然而这两种传统加载方式对于此次要加载标定的复合板材结构均不可行,这是因为 :(1)如果采用在复合材料制造的腹鳍上粘贴帆布带的方法来加载,标定试验是可以实现,但它容易使复合材料腹鳍的表面受到损伤,因为粘贴帆布带的胶和做标定试验后去除帆布带、清洗腹鳍表面时都会使面板发生局部腐蚀损坏,这对于做完标定试验以后还要求用来飞行、进行载荷测量的飞机是不容许的;(2)对于无人飞机、或轻型飞机,大型飞机的平板型部件等结构一般都比较小而且轻,再加上复合材料大量使用,飞机机翼等结构重量大幅降低。若采用高强度卡板方式加载,会因卡板重量太重而影响试验精度及飞机安全[4,5]。

针对以上问题,利用近年来应用越来越广泛的负压真空技术进行多点协调加载,不仅能够有效的解决以上突出问题,而且节省工作时间,提高工作效率,能更加真实的反应飞机实际飞行受载情况,为结构部件的载荷谱实测标定试验提供了新的方法。

1 真空系统工作原理

真空是压力低于大气压力的技术术语,不同的应用场合需要不同的真空度,在真空加载的应用中则需要较低的真空度;真空泵是一种在吸入端形成负压,排气端直接通大气,吸入端和排气端两端可获得很大压力比的抽排气体的机械。真空泵系统原理图如图1所示,当吸持物体时,真空切换阀12的电磁铁通电,真空泵15吸气,在真空吸盘10处产生真空,将物体吸住。当真空度达到真空压力开关7所设定的压力时,则发出电信号,进行后道工序。当放开物体时,真空切换阀12的电磁铁断电,真空破坏阀5电磁铁通电,压缩空气经干燥器1、过滤器2、油雾分离器3、减压阀4、真空破坏阀5、节流阀6、真空过滤器8、真空吸盘10,真空系统破坏,将物体放开[6,7]。

真空泵的种类有很多种,主要是干式真空泵和油式真空泵,干式真空发生装置的产生的真空度在实际应用往往只能维持在80%左右,而油式真空泵在密封条件良好的情况下真空度能达到99%。考虑到飞机的安全,本次标定试验选择油式真空泵。

真空吸盘本身不会吸附在工件的表面上,然而当环境压力大于吸盘与工件之间的压力时,环境压力就把吸盘牢牢的压在工件上。将吸盘与真空泵连接,抽去吸盘和工件之间的空气就会形成压力差。当吸盘接触到工件的表面时,由于空气无法进入吸盘内,就形成了真空。吸力大小与环境压力和吸盘内部空间的压力差成正比。

单个吸盘的吸力计算公式为:

$F={\rm P}A(1)$

式(1)中: P压强, Pa;A吸盘吸附面积, m2;

所有吸盘的吸力计算公式为:

$F{}_{\text{总}}={\displaystyle \sum F}(2)$

式(2)中: F单个吸盘的吸力, N。

2 飞机腹鳍状态及标定试验要求

2.1 飞机腹鳍状态

飞机的腹鳍布置在后机身下部,共两个,左右呈“八”字形分布。每个腹鳍分为三段,前段,中段,后段。腹鳍横切面为矩形,为玻璃钢夹层结构。腹鳍与机身通过两侧角材进行连接。在角材和腹鳍上布置应变片以测量弯矩、剪力和扭矩,对腹鳍蒙皮进行加载。

经过现场前期试验,玻璃钢夹层结构与蒙皮粘接后,不透气,强度较高,吸盘在真空度为98%的情况下,对腹鳍蒙皮没有任何损坏迹象。前期试验证明,基于负压真空技术的飞机载荷标定试验加载方法适用于腹鳍加载。

2.2 飞机腹鳍载荷实测标定试验要求

1)由提供的资料可以看出,飞机腹鳍外表面平整,但是空间状态复杂,腹鳍表面与飞机空间的三个基准面都有不同程度的夹角,距离机身较近,容易在加载过程中出现刮碰机身的事故,同时又要求施加的载荷方便后期数据处理,所以整个加载系统安全系数要高,加载点要包含所要求的所有压心,载荷必须垂直的施加在腹鳍表面。

2)本次载荷实测标定试验是在飞机外场进行,试验的飞机是现役飞机,飞机停放位置不固定,加上机库中没有固定的载荷施加位置,这样就要求试验的加载卡具便携性要高,移动灵活性要大,操作方式简单,加载过程力求简洁。

3)标定过程要求能够进行多种工况的载荷加载,使腹鳍测量切面的弯矩,剪力,扭矩有明显的应变信号值输出,以反应出腹鳍真实的受载状态。

3 加载系统设计及实现

3.1 加载真空泵系统组成

根据2.2中标定试验的要求2),将图1中的加载系统进行简化,如图2所示。

试验载荷最大为10 kN,为保证飞机受载均匀,尽可能接近实际飞行中的受载情况,将腹鳍分成三段,每段单独加载,每段上利用16个吸盘。

3.2 加载系统设计分析

在加载过程中,随着标定载荷的增加,腹鳍的变形量也随之增大,这样若将吸盘与卡具的连接做成刚性连接,则有可能出现以下两种事故:a)腹鳍受到刚性损伤;b)一侧的吸盘因侧向摩擦力不足而导致吸盘脱落造成飞机损伤

3.2.1 系统装置设计

在真空泵和分气缸之间加上电磁阀,防止整个系统在突然断电后,整个真空状态遭到破坏,而导致吸盘脱落,进而损害到飞机。

在真空泵上安装总的调节阀,在系统正常工作时,根据不同的需要调节真空度,在分气缸分出的每一个分气口处加装一个单向阀和一个放气阀,单向阀靠近分气缸,放气阀次之。单向阀的作用是防止某个吸盘突然脱落,导致整个真空状态遭到破坏,真空度下降,其他吸盘不能承受当时施加的载荷,进而导致其他吸盘随之脱落,造成试验事故。单个放气阀是用来破坏真空状态的,即当单组试验完成后,整个系统断电,真空泵停止工作,但是此时由于单向阀的作用,吸盘与腹鳍之间的真空状态未能破坏,仍有很高的真空度,单凭人工的力量无法将吸盘取下,这样就利用放气阀将真空状态破坏,取下吸盘进行下一个工况加载。此外,在开始调整加载点时,利用放气阀可以移动某个吸盘的位置。

由于腹鳍本身为复合材料,加载过程中变形量较大,腹鳍根部角材的变形量也要计算其中,单靠吸盘本身的挠性变形很难适应这么大的变化量,这样就需要杠杆装置也要适应这种大变形,在吸盘和杠杆装置之间加装挠性接头,利用挠性接头本身的大变形特性来弥补杠杆装置本身无变形量的缺点。

试验过程中,在16个吸盘上分别施加载荷实现的难度很大,结合标定方案的要求,将16个吸盘分成4组,再由两组杠杆装置实现,最终简化成两个加载点,这样就可以将单点载荷变成腹鳍板面上的分布式载荷。在最上端的横梁上加装滑块,用来实现多个工况的载荷加载。加载装置如图4所示。

3.2.2 系统可靠性分析

(1)吸盘安全系数

前期试验证明,腹鳍面板平整光滑,真空泵系统工作时,真空度能够达到98%。在试验室做验证吸盘吸附能力试验时,发现吸盘在加载过程中未能加载到理论载荷时已经出现吸盘变形的情况,具体的试验数据如表1。

如表1,在MATLAB中利用最小二乘法的函数拟合出吸盘变形载荷与理论承受载荷的比例T与真空度的方程为:

${\rm T}=0.812{\rm M}+0.06(3)$

为防止在实际加载试验过程中油漏气等不可预测因素发生,取安全真空度M=90%,利用方程(3),可计算出真空度M=90%时,吸盘变形载荷与理论承受载荷的比例

${\rm T}=0.812{\rm M}+0.06=0.7908。$

真空度90%时,吸盘理论承受载荷为1 875 N。

则90%真空度吸盘变形载荷为:

$F{}_{\text{变}}=F{\rm T}=18750.7908=1482.75\text{Ν}。$

由公式(2)得吸盘总吸附载荷为:

$F{}_{\text{总}}={\displaystyle \sum F}{}_{\text{变}}=23724\text{Ν}。$

垂直方向施加的总载荷F加=6 000 N。

则垂直方向吸盘不脱落的安全系数:

${\rm K}=\frac{F{}_{\text{总}}}{F{}_{\text{加}}}=\frac{23724}{6000}=3.95。$

满足工程中常用的安全系数范围。

(2)杠杆装置安全系数分析

为减轻整个加载装置的重量,利于操作的灵活性,采用空心铝型材,铝型材截面如图 5所示。

经分析杠杆装置最上端的铝型材为最危险梁,在三维建模软件solidworks 中利用simulation插件中对最上端梁进行有限元分析,定义各接触部件的材料属性[8]如表2所示。

将横梁下端两个传感器铰支,对试验过程中两个主要的工况进行求解。工况1为在连接滑块的传感器上施加5 kN的垂直均布载荷,滑块位于横梁的中间位置,分别定义装配体的接触形式[9],对装配体进行网格划分,网格的划分对于最后的结果有着重要的影响,网格划分的不恰当可能造成计算结果的不收敛[10,11],网格划分完成对模型进行求解。工况2为在连接滑块的的传感器上施加3 kN的垂直均布载荷,滑块位于下端两个传感器固支点的1/4处,同样对装配体进行网格划分并求解,结果如图6、图7所示。

两种工况求解结果对比如表3。

由结果可以得出,两种工况的最大应力,最大合位移,最大应变都未超出使用许可范围,安全系数最小值为3.2,满足工程中常用的安全系数范围。

3.3 试验过程

3.3.1 操作流程

为保证真空加载系统在试验过程中的安全使用,制定加载流程图,如图8所示。

3.3.2 现场情况:

1)腹鳍变形挠度较大,挠性接头和吸盘本身的挠性能适应了这种挠度变化,始终能够紧密的贴合在腹鳍表面,如图9。

2)多个吸盘将加载载荷分布均匀,各点协调稳定,采集数据效果较好,如图10。

3)真空度持续稳定,单向阀和电磁阀的保护作用起到了明显效果。

4)真空发生装置,真空吸盘支撑装置均操作灵活,加载操作步骤简单,现场工作高效快捷。

5)试验结束后,腹鳍表面未留下任何痕迹,未对腹鳍造成任何损伤。

4 结论

负压式真空加载系统安全系数高,加载卡具便携性高,移动灵活性大,操作方式简单,加载过程简单,各加载点协调稳定,完全适用于飞机腹鳍标定试验载荷加载。同时,标定试验的成功说明这种负压式真空加载系统可以为小型飞机各部件及大型飞机的小结构部件提供了一种新的加载方式。

参考文献

[1]闫楚良.飞机载荷谱实测技术与编制原理.北京,航空工业出版社,2010

[2]闫楚良,张书明,卓宁生,等.飞机机翼结构载荷测量试验力学模型与数据处理.航空学报,2000;21(1):56—59

[3]张书明,高建民,冯炳元,等.大型结构部件载荷标定试验方法研究.农业机械学报,2000;31(4):85—88

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[6]张群生,黄城,李华川.真空技术在设备自动化中的应用.装备制造技术2,008;(1):110—111

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[10]黎俊初,邹唤,熊洪淼,等.筋板类LY12铝合金零件蠕变时效成形有限元分析.塑性工程学报,2010;17(2):24—27

飞机试验 第8篇

关键词：动态疲劳试验,随动测控系统,PXI平台,LabVIEW开发环境

0引言

现代双垂尾结构战机在大攻角飞行时,流经机翼的强大涡流会猛烈击打飞机尾翼,造成飞机尾翼、后机身乃至全 机结构的 强烈振动从而导致动态疲劳破坏[1]。 20世纪90年代在澳大利亚进行的F/A-18后机身相关试验中,对地面模拟真实耦合载荷技术进行了探索[2]。 Molent L等人参与 的国际结 构试验改 进计划组 织 (IFOSTP)在1998—2002年间对F/A-18的后机身和尾翼进行了模拟试验,其结果证实了动态疲劳试验的重要性[3]。在国内某型飞机双垂尾的动态疲劳试验中,利用气囊模拟气动载荷(即常规疲劳载荷),同时,在垂尾上叠加由电磁振动台产生的振动载荷,二者耦合来确定飞机垂尾疲劳损坏寿命[4]。

随着气动载荷的施加,垂尾结构发生变形,为保证振动载荷激振点位置不变且施加于激振点上的振动载荷始终垂直于激振点切平面,设计开发了一套电磁振动台随动系统,根据垂尾变形情况调整电磁振动台的位置和姿态。

近年来,PXI总线技术广泛地应用于计算机测控和工业自动化系统中。PXI(PCI e Xtensions for Instrumentation) 是基于PC的开放式、模块化仪器总线规范,继承了PCI总线适合高速数据传输的特点,同时保留了Compact PCI的坚固性、模块化和欧洲卡机械封装等优点。为了满足高精度定时、同步和数据通信的需求,PXI还提供了触发总线、局部总线、系统参考时钟等资源,支持PCI-PCI桥路扩展和即插即用功能[5]。

本文主要介绍以NI PXIe 8133实时控制器为硬件平台,Lab VIEW 11.0为软件开发环境进行的某型飞机垂尾动态疲劳试验随动测控系统的设计和实现工作。

1随动装置工作原理

动态疲劳试验随动装置是飞机左、右垂尾两翼面振动载荷加载的一个辅助运动机构,其主要功能是调整成对作用的电磁振动台的位置和姿态,使得振动载荷在垂尾两翼面上正确加载。每一垂尾翼面两侧各有一台电磁振动台,测控系统对每个振动台独立进行5自由度运动控制,其中4自由度运动控制通过伺服电机完成,1个自由度运动控制通过液压伺服作动筒实现。

随动装置的工作原理如图1所示。垂尾在气动载荷作用下发生形变,固定在电磁振动台上与垂尾翼面连接的6个拉线位移传感器测量值发生变化,测控系统获取该测量值并实时发送到多自由度位姿解算计算机,进行基于多自由度运动学模型的高速运算,在读回解算值后,将各个自由度的运动控制指令信号发送到伺服执行机构,从而实现电磁振动台的位置和姿态调整,直至电磁振动台位姿符合振动载荷加载条件[6]。

2测控系统总体设计

随动测控系统采用分布式体系架构,针对左右垂尾振动台姿态调整独立性的特点,采用2台测控计算机, 基本架构如图2所示。

其中,总控协调控制整个动态疲劳试验的逻辑时序,随动测控系统留有与总控的控制通信信号接口;随动主控计算机处于随动测控系统的核心地位,起承上起下的作用,既要接收来自总控的信息,又为操作人员提供人机交互界面,并全面管理左、右垂尾测控机的运行、 控制参数。

左、右垂尾测控机分别负责左、右垂尾翼面两侧的电磁振动台对各自激振点的跟踪控制。每台测控机的主要功能如下:

(1)实现与总控应急、故障、数字I/O信号(命令/响应)的实时交互;

(2)完成随动装置跟随垂尾旋转(一对作动筒实现)的液压伺服闭环控制;

(3)实时采集垂尾两翼面的位姿测量(拉线位移传感器)信号,并将测量信号发送至主控计算机;

(4)实现两台电磁振动台各自的4自由度(垂向、 航向、展向、俯仰)多轴联动伺服电机闭环控制;

(5)各个自由度限位开关的状态检测,其他数字I/O信号的响应处理等。

多自由度位姿解算计算机接收主控计算机发出的垂尾翼面位姿测量信号,利用基于多自由度运动学模型的位姿解算算法计算出各个自由度上的变动量,再将计算结果发送回主控计算机进行各个自由度的位置调整。通过独立的计算机完成解算过程,提高了运算速度,不会给控制计算机造成额外的负担。

主控计算机、测控计算机以及多自由度位姿解算计算机通过高速以太网互连,通过网络变量或网络数据流传递信息。

3测控系统硬件设计

随动测控系统除完成人机界面交互和试验通信外, 主要承担现场信息采集、多轴联动伺服电机闭环控制、 液压伺服作动筒位移闭环控制和外围设备数字I/O接口等。根据随动系统设计需求,单台测控机的主要信号分配表如表1所示。

根据表1,结合随动测控系统的功能要求,采用美国NI公司的PXI系列板卡组建测控系统,硬件选型及主要特点如表2所示。

基于表2的硬件选型,测控系统的PXI硬件组成如图3所示。其中,SCB-100是适用于PXI-6515的防噪屏蔽接线盒;SCC-68是与PXI-6251配合使用的接线盒,提供数字I/O、模拟I/O端;在接线盒的SCC插槽上插有两块SCC-CI20电流信号调理模块,将作动筒内置位移传感器的电流型测量信号调理成PXI-6251能够识别的电压型信号。

4基于SCXI的信号调理

根据表1,随动测控系统由多种不同类型的传感器反馈接入。由于传感器安装距离比较远,且现场有伺服电机等强电磁干扰设备,从现场传递回测控计算机的信号不可避免地会混入高频噪声。在随动装置做好接地, 现场强弱信号布线尽量隔离的基础上,数据采集端仍需进一步对信号进行调理。

SCXI(Signal Conditioning e Xtentions for Instrumen-tation)是信号调理在仪器上的扩展。它的数据采集硬件可以完成不同类型传感器信号的信号调理,通过装有NI-DAQmx驱动的NI MAX软件可方便地完成信号调理模块的控制和配置[7]。

随动测控系统采用如图4所示的信号调理模块进行现场传感器信号的后端处理。其中,SCXI-1000机箱提供低噪音信号调理环境;SCXI-1125是8通道模拟输入隔离调理模块,为每路模拟输入通道提供300 Vrms的工作隔离和低通滤波,单个通道能够进行编程增益和滤波器设置;SCXI-1125适用于毫伏源、伏特源、4~20 m A和热电偶的放大和隔离;SCXI-1327,SCXI-1338与SCXI-1125配合使用,安装在SCXI模块前端,分别完成对电压型和电流型传感器信号的采集。SCXI-1125,SCXI-1327,SCXI-1338均安装在SCXI-1000机箱中,通过SCXI-1349适配器和相关线缆连接到PXI-6143[8]。

根据表2,拉线位移传感器与气囊压力传感器测量信号是电压型信号(0~10 V),通过两块SCXI-1327接入到PXI-6143中;三向力传感器测量信号是电流型信号 (4~20 m A),通过一块SCXI-1338接入到PXI-6143中。 在NI MAX中完成相应信号的配置和测试,图5,图6是对SCXI机箱进行配置以及读取信号测试的示意图。

5基于多层次架构的随动测控系统软件设计

随动测控系统软件采用Lab VIEW图形化开发环境。它集成信号采集、测量分析与数据显示等一系列功能,在提供强大控制功能的同时,保证了系统的灵活性。

5.1软件系统架构

根据Windows分布式网络应用架构,系统软件分为三层:

(1)人机交互及协调管理层,为用户提供实时、友好的操作界面,能够完成程控操作、状态及数据监测、应急/报警显示、历史数据查看等功能;

(2)核心软件层,主要完成运动控制指令/参数的执行、数据采集和处理、网络通信等;

(3)软件驱动层,为PXI系统所有硬件提供软件驱动,以支持整个测控系统软件的运行。

其中,第1层为系统上位机软件,运行在主控PC机上;第2层与第3层为系统下位机软件,运行在PXI实时操作系统上。

5.2测控系统软件实现方案

5.2.1系统软件功能

测控系统上、下位机软件功能模块构成如图7,图8所示。

5.2.2测控系统软件工作流程

对任一垂尾翼面的动态疲劳试验,统一由试验总控协调气动载荷加载、振动载荷加载和随动装置位姿调整工作流程。气动载荷加载到位后,随动装置获取位姿解算算法计算出电磁振动台各自由度运动目标指令值,实现各自的运动控制。电磁振动台位姿调整完成后,对各轴实施机械锁定,向试验总控发出位姿调整完成信号, 确认可以开始振动载荷加载。在运动过程中,如果出现电机故障或碰触到限位开关,将停止运动,并设置相关标志位,以便主控监视。在试验总控协调下位姿调整的总体流程图如图9所示。

5.2.3队列与网络流结合的数据传输

Lab VIEW的应用程序通过网络传输数据时,对于不同的数据传输要求,有对应的不同通信模型。一般来说,当从一个或多个终端向主机发布数据的最新值时, 使用共享变量的方式进行通信;当需要将每个数据点的信息记录并传送至主机时,可以使用网络流的通信方式;当传输命令至另一台计算机,触发该计算机的一个事件时,为防止数据的丢失,也采用网络流传输的方式。

对于随动测控系统,上下位机应用程序之间在进行指令值和反馈信号的传递时,需要确保每个数据点的传输,因此要通过网络流传输数据和命令。如图10所示是网络流将数据和命令从上位机的主控程序传输到2台PXI测控计算机的实时控制程序的示意图。

网络流数据的传递是通过网络流引擎实现的,每个网络流端点均使用FIFO(先入先出队列)缓存传输数据 。 网络流引 擎使用Logos XT将数据从 写入端点 的FIFO缓存传输至读取端点的FIFO缓存。

数据流的传递路径如图11所示。

网络流数据传输比非网络流数据传输方法占用更多的系统开销,因此,在程序设计上,仅在上下位机程序之间利用网络流进行命令和数据的传输。在上位机程序的不同循环间,采用队列的方式进行命令和数据的传递。

上位机用户界面程序的设计使用了生产者/消费者软件设计模型[9]。生产者循环中采用事件结构,主要处理人机交互的程序,将人机交互的操作作为一个元素入队列;消费者循环从队列中不断地取出元素,对其进行处理,并将操作指令和操作数据打包为簇数据结构放入网络数据流中。以单轴运动为例,当用户在主界面发出对运动轴2的“Move”指令后,触发生产者循环中的事件结构,将“CMD::Axis Move”字符串写入队列中;在消费者循环中,“CMD::Axis Move”字符串出队列,进入到相应的处理分支中,获取执行该指令的轴编号,将Move指令和轴编号捆绑为一个簇元素发送到网络数据流中,如图12所示。

6结语

飞机试验 第9篇

随着飞机的发展换代,飞机结构强度试验加载技术也从早期的沙袋加载,发展到最新的全自动化协调加载。结构表面载荷模拟加载系统是飞机结构强度试验技术的重要组成部分。在我国早期飞机结构强度试验中,通常采用胶布带、卡板进行加载,胶布带粘贴工艺复杂,粘接质量受操作人员水平影响较大[2]。随着飞机结构的中新结构、新材料的大量应用,飞机结构强度试验对无损检测、加载速率等提出了较高的要求,胶布带-杠杆系统因不能施加双向载荷,加载时需要飞机结构进行全覆盖式粘贴,影响结构的无损检测、而且加载速率较慢,卡板加载适用条件苛刻,只能施加集中载荷,无法进行多加载节点拉压双向载荷的施加。

拉压垫作为一种新型的结构强度试验加载装置,在结构强度试验中应用具有以下特点: 能够满足多加载节点双向载荷施加,加载精度高; 粘接面积小,便于对结构进行无损检测; 载荷施加速度块,便于进行试验加速; 一套加载系统即可满足多个试验工况的加载需求,减少安装工作量。

1 拉压垫加载技术的研究

1. 1 拉压垫结构设计

拉压垫需要传递双向载荷,其结构应包括两部分: 与飞机结构相连的软材料和均布拉压载荷的金属板,金属板将由杠杆系统传递来的集中载荷转换成飞机结构表面的分布载荷,软材料进行缓冲。根据上述思路,本文设计了如图1 所示的拉压垫,橡胶与试验件相连,铝板预留的螺纹接口与杠杆系统连接。为了提高拉压垫的通用性,本文中拉压垫尺寸设计为120 mm × 80 mm,加载节点载荷较大时,可以采用多块拉压垫组合进行加载。同时,将橡胶的棱边导圆,使粘接面应力分布更加合理[3]。针对大载荷或者大面积加载需求,则采用多块拉压垫组合的方法进行加载。

1. 2 橡胶块、黏接剂种类选择

按照拉压垫结构设计的要求,应确定合适的橡胶和黏接剂种类。按照耐腐蚀、疲劳性能好、强度适中的原则对橡胶和黏接剂进行初步筛选后,对多组不同胶液和橡胶组合的橡胶-铝板系统进行了拉伸选材试验,共测试了5 种黏接剂,2 种类型的橡胶,按照游敏等人提出的表面处理方法进行处理[4],在长时间固化后进行对拉试验,具体数据见表1,表中数据是拉伸破坏时的载荷。

通过对不同胶液与不同橡胶组合的拉伸破坏强度的分析,从强度和试验适用性两方面考虑,最终选择氯丁橡胶和氯丁胶作为拉压垫的基本组成部分。

1. 3 制作和粘贴工艺规程研究

周莎等人研究发现,在橡胶和金属的粘接过程中,工艺直接影响粘接强度[5]。拉压垫制作和使用均需要进行粘贴作业,因此在投入使用前,应有完善的制作和粘贴作业工艺规程,保证粘贴强度的统一性和稳定性。

在工艺制定过程中,参考周莎等人总结的关于橡胶粘接的方法[5]、李智等关于改善被粘物表面处理效果的途径[6],等离子体表面处理对橡胶粘接性能的影响研究[7],选取了相同的表面处理方法,针对环境、时间、刷胶次数进行调整,形成工艺规程1#,工艺规程2#,工艺规程3#,粘贴了多个批次的试验件,然后进行拉伸破坏试验,试验数据见表2。

通过数据分析,总结制作和粘贴过程,形成了《制作拉压垫工艺规程》和《粘贴拉压垫工艺规程》,并按照制作和粘贴工艺规程,制作了4 套橡胶块-铝板系统,测试了其破坏载荷,具体数据见表3。

从表中数据可以看出,4 套橡胶块-铝板系统破坏载荷分散性小,粘接强度适用,可以满足强度试验的需求,因此上述工艺规程合理有效。

1. 4 拉压垫疲劳老化性能研究

拉压垫在正式使用前,需要进行老化疲劳性能试验,为其正式应用提供数据支持。

按照《火工品试验方法———71 ℃ 试验法》( GJB736. 8—90) 中规定的自然存储时间与加速试验时间的关系,拉压垫的工作温度取25℃,可计算得到在环境箱中,3 年、5 年的加速老化试验时间为别为11. 37 d和18. 95 d。

通过试验发现,除0 ~ 2 试验件因试验机的原因中途停止试验外,其他试验件均满足使用载荷下1 000 000次循环的要求( 表4) 。

试验结果说明: 采用氯丁胶和橡胶制作的拉压垫疲劳性能良好,满足5 年疲劳老化试验的要求。

1. 5 拉压垫加载技术试验验证

拉压垫加载技术作为新型的加载系统,在试验正式应用前,需要进行充分的试验验证,提前改进,减少应用风险。针对上述要求,设计了拉压垫单加载点验证试验和拉压垫多加载点验证试验。进行验证试验时,在飞机翼面设置如图2 所示拉压垫加载系统,通过与作动器相连的杠杆系统,拉压垫在外部载荷施加在飞机结构上。

图2拉压垫加载技术验证试验Fig.2 Verification test of tension/compression pad load technique

1. 5. 1 单加载点验证试验

单加载点验证试验主要验证拉压垫及配套杠杆系统的可靠性和稳定性。试验时,采用液压作动器按1 000 N一级,将施加在拉压垫-杠杆系统上的载荷逐级加载至20 000 N,试验共进行3 次,拉压垫-杠杆系统满足试验加载的需求。随后按照1 000 N一级,逐级加载到31 000 N,试验共进行2 次,未发现拉压垫-杠杆系统异常。

通过单点验证试验,表明拉压垫-杠杆系统的稳定性、翼面变形跟随性良好,可以进行多加载点验证试验。

1. 5. 2 多加载点验证试验

多加载点验证试验主要验证拉压垫及配套杠杆系统是否满足协调加载的要求,试验共设置36 个加载点,按照结构强度正式试验的步骤,先进行40%验证载荷预试,然后进行67% 验证载荷验证试验,最后进行95% 验证载荷试验。

67% 验证载荷试验共重复进行了3 次,试验的应变和位移重复性好; 加载系统未发现异常,加载协调性良好。

67% 试验完成后开始进行95% 极限载荷验证试验。在加载过程中没有发现异常响声。加载到95% 极限载荷时,整个加载系统保持稳定,试验位移数据见表5,应变数据见表6。

在静力试验完成后,随后进行了循环加载验证试验。试验按载荷大小共分3 种方式,试验载荷范围分别在20% ~ 40% 验证载荷、20% ~ 60% 验证载荷、0 ~ 60% 验证载荷。每个试验分别进行200 个循环,试验过程中拉压垫无震动、卡滞等现象,应变和位移未发现异常。

通过单加载点验证试验、多加载点验证试验,证明了拉压垫加载技术的可靠性、稳定性,为拉压垫加载技术的正式应用提供了保障。通过验证试验,发现了拉压垫加载技术中的不足,为后续改进提供了参考。

2 拉压垫加载技术的应用

拉压垫加载技术在多个型号试验中进行了应用,其在加快试验进度、便于无损检测等方面效果显著。图3 为采用拉压垫加载技术的机身舱门试验。

某飞机全机静力地面验证试验中共有7 个全机工况,共进行了12 次试验,所有试验中机翼采用一套杠杆系统和作动筒,选取采用胶布带-杠杆载荷加载系统的某型飞机全机静力地面验证试验与之对比,该型飞机全机静力地面验证试验有4 个全机工况,进行8 次试验,每次试验均需要安装一次不同的杠杆系统和作动筒,向上加载点安装在承力顶棚上,根据实际经验,一个向上加载点的安装强度( 时间、人力) 为地面加载点的3 倍,因此在对比中,所有工况的加载点按换装次数叠加在一起,所有加载点均换算成为地面加载点。具体对比数据见表7。

图3拉压垫加载技术的应用Fig.3 The application of tension/compression pad load technique

对比表7 中数据,拉压垫的粘贴数目仅为胶布带粘贴数目的四分之一,需要打磨面积仅为胶布带的一半,加载点安装个数不到胶布带的三分之一,加载速率也比胶布带提高了10% ,通过这些数据可以看出,拉压垫加载技术是一种高效率、低安装量的载荷模拟加载技术。

上述两种型号飞机的机翼均使用了复合材料,复合材料结构完成一次结构强度试验后,必须进行无损检测。采用胶布带-杠杆系统进行加载时,需要完全覆盖在结构的表面,会对无损检测造成不便,影响检测精度,但采用拉压垫加载技术进行加载,不但能够传递双向载荷,而且载荷传递效率高,不需要布满整个结构就能满足加载要求,非常有利于进行无损检测。因此,复合材料结构的强度试验中非常适合使用拉压垫加载技术进行加载。

3 总结

通过研究试验和验证试验,以及多个型号试验的应用,说明拉压垫加载技术可以应用于航空结构强度试验领域,具有工程应用的可行性。拉压垫-杠杆系统的研制,解决了结构强度试验中传统加载技术( 胶布带-杠杆系统,卡板加载系统等) 无法解决的问题,如多节点自由分布情况压载的施加、试验变形和裂纹的实时观测等,提高了试验加载速率,便于试验过程的实时观察以及试验后的无损检测。

参考文献

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飞机试验 第10篇

通过CCD双目立体视觉系统获取多幅二维投影图像,对图像进行相应的预处理,实现特征点的提取匹配和三维重建,最后通过计算分析得出飞机模型的位姿变化。

1 计算机视觉测量飞机模型位姿的原理和结构

计算机视觉系统结构框图如图1所示,该系统主要包括由两个CCD摄像机组成的双目立体视觉系统部分和计算机处理部分。其工作原理为:CCD双目立体视觉系统完成飞机模型及其上基准点的成像,通过图像采集卡完成图像的数字采集,运用图像处理软件对数字图像去噪,通过目标提取、对应特征点匹配、摄像机定标和计算分析得出飞机模型的位姿结果。

CCD双目立体视觉系统是基于视差的原理[1],图2所示为其成像几何模型,OL、OR为两摄像机的的光心位置,两摄像机投影中心连线的距离为基线d,f是透镜的有效焦距。目标点P在左右两个CCD摄像机成像面上的像坐标分别是PL(x1,y1)和PR(x2,y2)。目标点P即位于直线CLPL,又位于直线CRPR上,所以P点是CLPL和CRPR两条直线的交点,即它的三维位置是唯一确定的[2]。

CCD摄相机在进行摄像前必须先定标,才能结合图像处理进行三维重建并获得所需的飞机模型位姿。

假设所摄得的图像里的每一像素在数组中的列数与行数称为像素坐标,记为(u,v);并以(x,y)表示图像坐标系。该坐标系以图像内某一点O1为原点,x轴与y轴分别与u,v轴平行,如图2所示。O1在u,v坐标系中的坐标为(u0,v0),每个像素在x轴与y轴方向上的物理尺寸为dx、dy。

如图4,由点O与XC、YC、ZC轴组成的直角坐标系为摄像机坐标系。

为了描述环境中任何物体的位置,需要建立一个世界坐标系,它由Xw、Yw、Zw轴组成。在本例中,Xw为十字架的短臂轴线,Yw为十字架的长臂轴线,Zw同时垂直于Xw和Yw。

用齐次坐标与矩阵表示的在世界坐标系下的P点与其投影点p的坐标(u,v)的关系为(1)式。

(1)式中,mij为需要标定的参数。摄像机的定标需要一个放在摄像机前的特制的标定参考物,用摄像机拍摄该参考物,可以得出若干已知点的像素坐标和其对应的世界坐标;将六个以上已知点的像素坐标和世界坐标分别带入式(1),可以得到一个含有12个以上方程的线性方程组;求解该方程组得出mij,可以得出摄像机的参数矩阵M。

2 图像预处理、目标提取与匹配

不失一般性,以飞机的抽象模型十字架为研究对象。在其上适当位置取若干参考点,运用两台摄像机CCD(为简单起见,分别记为CCD1和CCD2)获取十字架位姿变化前后的图像,如图5所示。

在进行特征点提取与匹配之前,要先对图像进行去噪声处理[3]。对CCD采集的图像,可直接运用数字图像处理软件(Matlab、Visual C++.NET)轻松去噪。

通过图像采集卡获得的图像是一个用十六进制表示的640480的二维矩阵。根据参考点与其周围图像灰度的差别(若参考点用黑色标识,所以灰度值比周围图像的灰度值小得多),可以在该二维矩阵中读出参考点的灰度信息。如图6阴影部分是CCD1拍摄位姿变化之前的图像中参考点1的部分范围。

阴影部分每个像素点的灰度值与其上下、左右、左对角、右对角方向上的相邻像素点的灰度值的差的平方和,即运用式(2)进行计算。平方和最小的像素点可看作是该参考点的特征点P1[4]。

在用计算机视觉测量的方法中,问题的关键是正确地找到与特征点P1相对应的点。在此例中,需要在其他三幅图中分别找到与P1相匹配的点P2、P3和P4,下面以幅度排序相关算法进行图像的匹配[1],首先为特征点选取一个33的邻域,如表1所示。

把排序后的灰度值分成数目相等的两组,且幅度大的一组赋值为1,而幅度值小的一组赋值为0,若幅度数为奇数,则中间那个幅度就规定为,然后进一步把每组分成两半,并同样赋予1值和0值,这个过程一直进行到各组划分为一个单元为止,并由此形成二进制排序,如表2所示。

根据二进制排序的次序(1)、(2)、(3)和各个二进制及其位置,便可构成C1、C2、C3等二进制阵列,如表3~表5所示。

首先,将C1矩阵分别放在参考点2、参考点3和参考点4的灰度矩阵的某一基准位置(u,v)上时,与C1中的1值所对应的像元值之和减去与C1中的0值所对应的像元值之和(而与C1中号所对应的像元则被忽略)。即求两幅图中最粗糙的图像结构信息(一种高低表示)的相关,公式如式(3)。

在所有可选的点进行式(3)的运算后,设定一个门限值,将小于该门限值的点舍弃,在用C2与剩余的点对齐进行式(4)的运算,并设定一个较之前大的门限值舍弃掉更多的点。

再用C3与剩余的点对其进行式(5)的运算,如此进行下去,最后剩下的点便是匹配出来的点。

通过以上操作,可以得出其它三幅图中与P1相对应的点P2、P3、P4。

3 空间点三维重建与位姿计算

用立体视觉方法进行重建,在计算视觉中指由两幅或多幅二维图像恢复物体三维几何形状的方法。如图7所示,如果用两个摄像机或者用同一摄像机在不同位置观察点P,如果能够确定,CCD1采集的图像上的点P1与CCD2采集的图像上的点P2是空间同一点P的图像点。便可得到空间点P的坐标[2]。

在完成摄像机定标和特征点的提取和匹配后,将提取和匹配出来的点P1和P2,还有CCD1和CCD2的参数矩阵M1和M2分别带入式(1),便能求出位姿变化之前的参考点1在世界坐标系中的坐标。将P3和P4以及CCD1和CCD2的参数矩阵M1和M2分别带入式(1),便能求出位姿变化之后的参考点1在世界坐标系中的坐标。运用与参考点1同样的处理方法,可以得出其它参考点在世界坐标系中的坐标。利用这些参考点在世界坐标系中的几何关系,便能求出飞机模型的位姿变化。

三维重建后,得到姿态变化前四个特征点在世界坐标系中的对应坐标分别为:P1w(45.0,0,0)、P2w(0,-115.0,0)、P3w(-45.0,0,0)、P4w(0,75.0,0)。姿态变化后四个特征点在世界坐标系中的对应坐标分别为:P11w(32.7,17.9,0)、P12w(65.0,-97.2,0)、P13w(-35.1,-40.2,0)、P14w(-48.6,46.5,0)由以上四个对应点可计算出,十字架向x负方向移动了1.2 mm,向y轴负方向移动了11.2 mm,偏航角为40.6°,没有俯仰角和翻滚角。

4 结论

着重研究应用计算机视觉技术测量飞行器模型六自由度姿态测试系统。具有精度高、非接触、效率高、成本低等诸多优点。文中针对实际应用需要和存在的问题,提出了一套基于计算机视觉的测量系统,分析了可行的技术路线,并针对其中的一些关键技术:数字图像处理、摄像机定标、特征点提取、对应点匹配、基本矩阵的计算以及点的三维重建,进行了深入的研究,并给出了摄像机的成像模型,旨在寻求一种精度高、简单可行的测量解决方案。

摘要：运用计算机视觉技术对测量飞机模型位姿进行研究。通过CCD获取飞机模型姿态变化前后的多幅二维投影图像,运用计算机视觉理论进行特征点的提取、匹配,最后实现特征点的三维重建并通过重建出的空间点计算出飞机模型的位姿。

关键词：计算机视觉,位姿测量,特征点提取,三维重建

参考文献

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