滑橇式起落架无人直升机的落震试验载荷测量方法与装置与流程

[0001]
本发明属于无人直升机落震试验技术领域，特别是一种滑橇式起落架无人直升机的落震试验地面冲击载荷测量方法与装置。


背景技术：

[0002]
为了提高飞机品质，保障飞机飞行安全，各飞机设计院所以及其他研发、试验机构通常采用落震试验获取飞机着陆过程中的动态响应和冲击载荷来指导飞机设计；合理的试验方案、适合测量手段是决定落震试验准确性和真实性的重要指标。但大型飞机落震试验所采用的三向测量平台由于其结构复杂、占地空间大，抗冲击吨位大，对于小质量试验件跌落动态响应灵敏度低、且造价昂贵，而小型飞机特别是无人直升机的设计与研发而言，研发成本有限、设计周期短，机体吨位小冲击响应灵敏度要求高，飞机机动性能要求较低，因此不适宜选用此类试验设备进行落震试验。
[0003]
此外，目前此类落震试验范围和方法仅针对双橇着陆工况而考虑，而忽略了带速度侧飞或前飞着陆的情况，但对于带有滑橇式起落架的直升机而言，带速度前飞或侧飞着陆是其使用过程中的普遍现象。


技术实现要素：

[0004]
本发明的目的在于提供一种滑橇式起落架无人直升机的落震试验载荷测量方法与装置，实现无人直升机落震过程的冲击载荷的测量。
[0005]
实现本发明目的的技术解决方案为：
[0006]
一种滑橇式起落架无人直升机的落震试验载荷测量装置，包括载荷测量系统、无人直升机模拟试验件、地面支撑系统和起吊控制系统；
[0007]
所述起吊控制系统设置在地面支撑系统上，用于起吊无人直升机模拟试验件，完成无人直升机模拟试验件的双橇垂直着陆和带速度前飞或侧飞着陆，并控制无人直升机模拟试验件的跌落高度；
[0008]
所述载荷测量系统设置在地面支撑系统的支撑平台上，用于采集无人直升机模拟试验件着陆时的冲击载荷和加速度。
[0009]
一种滑橇式起落架无人直升机的落震试验地面冲击载荷测量方法，包括以下步骤：
[0010]
步骤1、布置载荷测量系统和搭建地面支撑系统；
[0011]
步骤2、组装无人直升机模拟试验件，调节配置块的重量、数量及在模拟机身框架上的位置；
[0012]
步骤3、将无人直升机模拟试验件放置在跌落平台上，并调整其前后左右的位置保证起吊吸盘与悬挂的电磁铁同轴；
[0013]
步骤4、使用起吊控制箱控制电磁铁通电，通电后电磁铁产生磁力将无人直升机模拟试验件吸附并升至一定高度；通过调节机身重心调整装置的调平砝码并观察放置在模拟
机身框架的俯仰和滚转方向的角度尺，实现对无人直升机模拟试验件重心的微调，保证其下落时无偏心；
[0014]
步骤5、进行着陆试验，获取传感器采集的数据。
[0015]
本发明与现有技术相比，其显著优点是：
[0016]
(1)本发明通过使用动态采集系统获取无人直升机落震试验载荷传感器和加速度传感器的动态响应，并且依据力学平衡、动态信号滤波处理方法获取其等效的地面冲击载荷，解决了无人直升机起落架跌落地面时，其反馈载荷无法准确识别与测量的问题。
[0017]
(2)该冲击载荷测量装置各组件模块化、装卸简单、占地空间小，适用于无人直升机滑橇式起落架落震试验以及其他产品跌落试验获取地面冲击载荷时使用；测量装置可根据试验对象、试验要求和实验室软硬件条件进行个性化组合实现。
[0018]
(3)该装置不仅可以完成传统双橇垂直着陆试验工况，还可以传统试验装置不能完成直升机特有的带速度侧向着陆和向前着陆试验工况。
附图说明
[0019]
图1为滑橇式起落架的无人直升机落震试验地面冲击载荷测量装置的组装图。
[0020]
图2为载荷测量系统结构图。
[0021]
图3为无人直升机模拟试验件结构图。
[0022]
图4为带速度前飞工况落震试验图。
[0023]
图5为带速度侧飞工况落震试验图。
[0024]
图6为电动牵引装置安装图。
[0025]
图7为电动牵引装置组成图。
[0026]
图8为侧向或前向初速度理论计算图。
[0027]
图9为落震试验冲击载荷的理论分析图。
具体实施方式
[0028]
下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。
[0029]
结合图1，本实施例的一种滑橇式起落架无人直升机的落震试验载荷测量方法与装置，其组成包括载荷测量系统10、无人直升机模拟试验件20、地面支撑系统30和起吊控制系统40；其中，地面支撑系统30用于支撑和固定试验系统，起吊控制系统40用于控制无人直升机模拟试验件20试验跌落高度；载荷测量系统10用于采集和处理落震试验过程试验数据。
[0030]
结合图2，所述的载荷测量系统10包括跌落平台11，支撑转接板12，载荷传感器13，安装螺栓14、加速度传感器15和动态采集仪系统(含动态采集仪与计算机)，未图示；其中跌落平台11为具有较强刚度和硬度的平板，其材质可为金属、混凝土或复合材料等材质制造。跌落平台11为两块，分别对应无人直升机模拟试验件20底部的两个滑橇；跌落平台11四边布置三个及以上与载荷传感器匹配的安装孔，中心位置预留与安装加速度传感器15匹配的安装孔，跌落平台11四角外边缘处设置若干个用于安装装卸吊耳的安装孔；支撑转接板12为方形钢板，中心预制与安装载荷传感器13匹配的安装孔，支撑转接板12的四边分别开矩形凹槽，通过使用安装螺栓14与支撑平台33连接，支撑平台33上设有安装槽，螺栓头卡入安
装槽内，将支撑转接板12与支撑平台33连接；载荷传感器13和加速度传感器15需根据试验对象、试验要求和实验室软硬件条件进行匹配选型；其载荷传感器13根据其要求的安装方式固定在跌落平台11与支撑转接板12之间，即通过三个及以上的载荷传感器13作为跌落平台11的支点坐落在对应的支撑转接板12上，在安装过程中，注意安装调节过程可采用水平仪校准，以确保跌落平台11保持水平。地面载荷测量装置10，其特征是使用安装螺栓14将其与地面支撑30的支撑平台33固定连接成为整体；
[0031]
结合图3，所述的无人直升机模拟试验件20包括无人直升机起落架21和模拟机身框架22、机身重心调整装置23、起吊吸盘24和配重块25，其中模拟机身框架22结构形式可以为金属架板或其他结构任意形式，根据试验对象的原型机的要求，模拟机身框架22底部设有无人直升机起落架21；在模拟机身框架22的四角布置若干配重块25，确保其特性指标如重量、重心和惯性矩等可以描述试验对象的原型机；起吊吸盘24为中心带螺纹孔的钢质金属块，通过与模拟机身框架22重心剖面横梁上端带外螺纹的金属柱紧固连接，从而使用通电的电磁铁43将其吸附以实现将无人直升机模拟试验件20整体起吊。机身重心调整装置(23)由四个接头23-1、四根长度匹配的圆管杆23-2及能够在圆管杆上移动的调平砝码23-3组成；机身框架22上端四个角分别设有接头23-1，四个接头之间连接有四个圆管杆23-2，形成矩形结构；通过观察放置模拟机身框架21的俯仰和滚转方向放置角度尺，调节四个调平砝码23-3在其各自圆管杆23-2的位置，实现对无人直升机模拟试验件20的重心的微调。
[0032]
结合图1，所述的地面支撑系统30包括横梁31、立柱32、支撑平台33和导轨34；所述支撑平台33上固定有两个立柱32；抗弯刚度较好的横梁31安装在两个立柱32之间，三者搭建形成“龙门架”式的结构固定在支撑平台33上，为落震试验系统提供支撑；
[0033]
结合图4-图7，所述的起吊控制系统40包括起吊控制箱41、链条滑轮组件42和电磁铁43；起吊控制箱41内设有电机和链条的链轮；电机驱动链轮转动，调节链条滑轮组件42的升降；其中起吊控制箱41通过plc可编程控制器调节链条滑轮组件42的升降与电磁铁43的通断电；电磁铁43悬置在链条滑轮组件42的挂钩上，通过通断电控制其产生和消失磁力。
[0034]
对于双橇着陆试验工况，
[0035]
通过控制起吊控制箱41控制链条滑轮组件42将无人直升机模拟试验件20上升至试验要求高度；断开电磁铁43的通电，无人直升机模拟试验件20在要求高度自由落体至跌落平台11，待稳定后停止数据采集；
[0036]
对于带速度前飞着陆试验工况或侧飞着陆试验工况，所述的起吊控制系统40还包括电动牵引装置44；电动牵引装置44由牵引导轨44-1、牵引滚轮44-2、牵引滚轮轴44-3、牵引驱动器44-4、牵引连接座44-5和牵引钢丝绳44-6组成；牵引导轨44-1通过两个螺杆固定在横梁31上，通过调节螺杆长度实现牵引导轨44-1呈现一定的安装角度；牵引滚轮轴44-3与牵引滚轮44-2转动配合并将其安装在牵引导轨44-1的滑槽内。牵引滚轮轴44-3的外伸端通过螺栓与起吊控制箱41的安装杆固定连接为一体。牵引驱动器44-4固定在牵引导轨44-1两侧的隔板之间，牵引驱动器44-4内含牵引钢丝绳44-6的缠绕线滚轴和驱动其转动的电机。牵引钢丝绳44-6的另外一端连接到牵引连接座44-5上。牵引连接座44-5为u型连接杆，u型两个侧边通过卡箍安装固定在牵引滚动轴44-3上。通过起吊控制箱41控制驱动牵引驱动器44-4实现将牵引滚轮轴44-3和牵引滚轮44-2在牵引导轨44-1的滑槽内运动。
[0037]
利用上述滑橇式起落架无人直升机的落震试验载荷测量方法，该方法包括以下步
骤：
[0038]
1、按照无人直升机模拟试验件20的尺寸与空间布置载荷测量系统10和搭建地面支撑系统30；
[0039]
2、组装无人直升机模拟试验件20，通过调节配置块25的重量、数量及在模拟机身框架21上的位置，使其满足试验指标的要求；
[0040]
3、将无人直升机模拟试验件20放置在跌落平台11上，并调整其前后左右的位置保证起吊吸盘24与悬挂的电磁铁43同轴；
[0041]
4、使用起吊控制箱41控制电磁铁43通电，通电后电磁铁43产生磁力将无人直升机模拟试验件20吸附并升至一定高度；通过调节机身重心调整装置23的调平砝码23-3并观察放置在模拟机身框架21的俯仰和滚转方向的角度尺，实现对无人直升机模拟试验件20重心的微调，保证其下落时无偏心。
[0042]
5、在双橇着陆试验工况
[0043]
试验准备完毕后，使用起吊控制箱41控制电磁铁43通电，通电后电磁铁43产生磁力将无人直升机模拟试验件20吸附，然后控制链条滑轮组件42上升至试验要求高度；
[0044]
动态采集系统与传感器平衡清零并开始采集数据后，断开电磁铁43的通电，无人直升机模拟试验件20在要求高度自由落体至跌落平台11，待稳定后停止数据采集；
[0045]
6、在带速度前飞或侧飞着陆试验工况：
[0046]
通过起吊控制箱41控制驱动电动牵引装置44将电磁铁43及相关组件放置无人直升机模拟试验件20的正上方，启动电磁铁43通过吸附起吊吸盘24，实现将无人直升机模拟试验件20起吊；而后控制驱动电动牵引装置44的驱动电机将无人直升机模拟试验件20沿牵引导轨44-1的滑槽内升至试验要求高度。
[0047]
试验准备完毕后，动态采集系统与传感器平衡清零并开始采集数据，停止控制电动牵引装置44，由于重力牵引作用，无人直升机模拟试验件20沿牵引导轨44-1下滑，当滑落要求距离时，启动电动牵引装置44制动，同时断开电磁铁的通电，此时由于惯性作用，无人直升机模拟试验件20仍保持v0的水平或侧向初速度着落在跌落平台11上。待稳定后停止数据采集；
[0048]
结合图8，其水平或侧向的初速度v0由安装牵引导轨44-1的两个螺杆的高度差δh、在牵引导轨44-1内的滑动距离l和重力加速度g所决定，具体计算公式为：
[0049][0050]
7、结合图9，通过使用动态采集仪获取跌落试验中载荷传感器13和加速度传感器15的响应值。鉴于试验件冲击跌落平台时传感器采集的信号含有较高的信号的信噪比，建议采用小于跌落平台11基频进行低通滤波处理，从而获得传感器采集信号的处理值。根据力学平衡与数字信号处理方法获得各个方向的等效冲击载荷其计算公式为
[0051][0052]
式中：m为跌落平台11质量，g为重量加速度常数，a
j
为第j加速度传感器某正交方向上的响应信号处理值，f
i
第i载荷传感器某正交方向上响应信号处理值；若想丰富试验过
程数据种类的采集，可选择配置高速摄影机记录和动态位移传感器配合动态采集仪使用，在试验中同时记录位移历程。
[0053]
本发明提出的方法通过使用动态采集系统获取无人直升机落震试验载荷传感器和加速度传感器的动态响应，并且依据力学平衡、动态信号滤波处理方法获取其等效的地面冲击载荷，解决了无人直升机起落架跌落地面时，其反馈载荷无法准确识别与测量的问题。
[0054]
该冲击载荷测量装置各组件模块化、装卸简单、占地空间小，适用于无人直升机滑橇式起落架落震试验以及其他产品跌落试验获取地面冲击载荷时使用；测量装置可根据试验对象、试验要求和实验室软硬件条件进行个性化组合实现。
[0055]
此外发明的该装置不仅可以完成传统双橇着陆试验工况，还可以传统试验装置不能完成直升机特有的带速度侧向着陆和向前着陆试验工况，弥补了此类试验方法的空白。

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