赵婵 吕帅帅 盛锴

摘 要：在某型机全机疲劳试验中，加载载荷由机体结构载荷和主起落架载荷构成，试验时机体结构载荷与主起落架载荷按照试验顺序轮流加载。该试验项目采取前起-主起支持方式约束试验件，主起落架垂向载荷采用被动加载的方式。在前期调试过程中，由于起落架假轮的变形、试验加载误差、其余加载点累积误差等原因，主起落架载荷理论上被动加载到最大值时，主起假轮垂向传感器反馈比理论值小很多，基于此提出了被动加载点的主动控制技术，并在试验中得到验证。

关键词：加载载荷；误差消除；主动控制；信号切换

中图分类号：TP391.4TP 文献标志码：A 文章编号：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

全尺寸飞机结构强度试验作为一种传统的、可靠的验证手段，一直占据着不可替代的重要位置。试验过程中，对试验件施加的外载理论上应是平衡的。但由于加载误差和结构变形的影响，试验件上会产生少量不平衡力和力矩。为了保持试验件的姿态，保证试验载荷的施加，必须支持并约束试验件，通常要求支持和约束是静定的。

在静定约束的情况下，无论约束点是否参与了全机平衡，它的载荷反馈总是真实存在的，约束点处的载荷反馈在试验前可以通过理论计算得到。试验过程中，由于加载误差、安装误差、计算误差、扣重误差及飞机的变形等因素影响，实际约束点载荷往往与理论计算结果不一致。

在某型机全机状态疲劳试验中，按照设计者要求，需要对约束点施加载荷，施加方式为主起落架垂向载荷采用被动加载。但在试验过程中，发现主起假轮垂向传感器反馈比理论值小很多，为了解决该问题，需其他方面技术支持，如控制设备功能、控制通道改造等，在目前所使用Aero-90协调加载控制系统无相应软件功能，并且若对控制设备控制通道进行改装，较为繁琐。通过分析及研讨，研制出一种多通道间输出信号相互切换的控制器，通过该控制器把控制系统及试件上的加载点相连接，能简便、快速、安全实现该被动加载点的主动控制技术，节约时间、人力、物力及资金等，提高工作效率，并且达到试验所需要求，并为以后类似的问题提供良好的技术支持。

2 总体方案

如图1所示，是本技术的系统框图。多通道输出信号切换控制器包括信号输入面板，信号切换装置和信号输出面板[1]。其中，信号输入面板包括输入信号1、输入信号2、24V电源信号和控制信号；信号输出面板包括输出信号和切换灯。

3 原理分析

如图2所示，该控制器包括输入插座（1），HH54P继电器（2），输出插座（3）， 输入插座（4），切换显示灯（5），控制信号插座（6），24V电源显示灯（7），24V电源插座（8）；输入信号1插座接入继电器的第2、5、10位，输入信号2插座接入继电器的第4、7、8位，输出信号插座接入继电器的第3、6、9位，24V电源插座接入继电器的第1和11位。

输入信号1、输入信号2与继电器连接，当试验加压时，该控制器的电源指示灯将亮起，这时，若控制输入信号为“1”时，24V电源为继电器供电，继电器输出信号为输入信号1，同时切换灯与24V电源形成回路，切换灯亮起；控制输入信号为“0”时，24V电源不给继电器供电，继电器输出信号为输入信号2，切换灯灭。可以根据试验需要，可以再增加一个继电器，输入信号增加两路，则输出信号再可增加一路[2]，以此类推。

4 试验验证

根据试验需求，进行了实物的研发与制作。成品如图3所示。为了确保试验件的安全，制作完成后，进行了测试验证，首先做了功能测试，并进行了72小时的通电考机，功能达到设计要求，电路工作正常，元件工作稳定。接着在某型飞机疲劳试验中进行技术验证试验。

为了保证试验的顺利进行，将多通道输出信号切换控制器串联接入控制回路中。根据试验需要在控制系统中设定转换的时间，再由控制系统的数字输出控制24V电源信号的通。从而实现继电器对输出信号的选择，现场人员由切换显示灯可直接察看是哪路输入信号在进行输出。如图4所示。

5 结束语

本技术实现了被动加载点的主动控制技术，目前在多项飞机结构强度试验中应用，均达到试验所需要求。节省了人力资源，为试验过程中的误差消除提供了极大的便利。該技术也可运用于其他领域类似的输出信号切换，具有可靠性高，响应速度快等优点，为以后该类问题提供了良好的技术支持，对于更复杂的项目具有借鉴意义。

参考文献：

[1]路秋生.LED照明与应用[J].灯与照明，2009，33（4）：24-28.

[2]赵明洪，王敏锡，陈凯亚，等.高效率线性功率放大器设计[J].电子技术应用，2010（1）：95-98.