一种舱门作动器开关门静力疲劳试验系统及方法

技术领域

本发明涉及一种舱门作动器开关门静力疲劳试验系统及方法，属于长寿命伺服机构及系统技术领域。

背景技术

大飞机舱门作动系统采用直线式机电作动方案作为开关舱门的执行机构，在运动至开、关门到位位置后存在两种工况：1)在开门到位位置作动器需持续支撑舱门，该时间段内存在舱门重力载荷以及风载叠加载荷；2)在关门到位位置作动器需受持续3s以内的密封载荷。按照全生命周期的设计要求，需对作动器进行试验验证。按照常规试验方法搭建模拟负载台考核这些指标需要浪费大量的人力、物力和财力(数百万级)。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种舱门作动器开关门静力疲劳试验系统及方法，等效模拟作动器在开关门到位位置的载荷工况，提高试验效率。

本发明的技术解决方案是：

一种舱门作动器开关门静力疲劳试验系统，包括加载控制及数据采集系统、加载试验台、测力计、位移传感器、应变计；

加载控制及数据采集系统配置试验载荷曲线、加载次数以及加载频率，为加载试验台提供加载控制及驱动指令，并采集测力计及位置传感器的数据；

所述加载试验台上安装被测作动器，执行加载控制及驱动指令，对被测作动器施加载荷；

若干个所述位移传感器放置在加载试验台与被测作动器前、后支耳连接位置，测量被测作动器受载荷后导致结构变形产生的位移；

若干个所述应变计放置在被测作动器丝杠中部的周向上，记录并监测所在位置应力变化量；

所述测力计用于测量加载试验台施加的载荷量。

优选的，所述加载测试及数据采集系统包括控制模块、驱动模块、测试系统显示及操作单元；

所述测试系统显示及操作单元包括显示面板、加载控制输入参数设置子模块，通过配置自动生成试验载荷曲线，调加载次数、频率，生成指令信号发送至控制模块；

控制模块对指令信号解析后发送至驱动模块，监控驱动模块发送的电流电压信号，采集压力、位移信息，在电流、电压、压力、位移任一项超过预设阈值时，控制驱动模块停止工作；

驱动模块包括驱动电路、电机，驱动电路根据解析后的信号，生成驱动电机的三相UVW信号并发送至电机，并实时反馈电机的电流电压信号至控制模块。

优选的，控制模块根据电流信号，检测电机输出是否满足指令要求。

优选的，所述加载试验台包括基座、立柱梁、弯矩梁、液压缸、被测作动器连接转接工装；

所述基座是加载试验台的底座，力柱梁轴向安装于基座两端；弯矩梁安装于垂直立柱梁的方向，是液压缸以及被测作动器的支撑承力部件；

所述液压缸垂直安装于弯矩梁中心位置，与被测作动器前支耳连接，对被测作动器施加处于开、关门位置所受的压力、拉力负载；

所述被测作动器连接转接工装固定在基座上，与被测作动器后支耳铰接。

优选的，所述加载试验台还包括激光发射器，安装于液压缸与被测作动器连接转接工装之间，用于对被测作动器安装位置校准。

一种舱门作动器开关门静力疲劳试验方法，包括：

根据试验要求及被测作动器的性能指标，确定开门到位载荷变化曲线、关门到位密封载荷、开门加载频率、开门加载次数、关门加载次数，将被测作动器安装在舱门作动器开关门静力疲劳试验系统上；

循环执行预定次数的下述操作：

将被测作动器调整至开门到位位置；按照开门加载次数，依次施加等效开门到位的常规工况下载荷变化曲线，再施加等效开门到位的大侧风工况下载荷变化曲线，测力计、应变计、位移传感器敏感压力、应变量、位移数据，加载测试及数据采集系统监测上述数据及电机电压电流数据；

将被测作动器调整至关门到位位置，按照关门加载次数，施加反向关门到位密封载荷，测力计、应变计、位移传感器敏感压力、应变量、位移数据，加载测试及数据采集系统监测上述数据及电机电压电流数据；

上述操作执行完毕后，对被测作动器进行质量检查，确定被测作动器开关门静力疲劳极限下是否发生疲劳损伤，若未损伤则认定作动器功能性能良好。

优选的，试验载荷通过机上试验测试确定，将被测作动器安装于货舱门上，安装应变计及位移传感器，得到开门到位位置在常规工况、大侧风工况下受舱门重力拉力，关门到位位置密封压力；叠加不同工况下的低频小幅交变风载力，形成在开门到位位置的实际载荷变化曲线。

优选的，若加载测试及数据采集系统监测压力、应变量、位移数据任一项数据超过预设阈值，则认定被测作动器功能性能存在缺陷；若电机电压电流数据超过预设阈值，则加载测试及数据采集系统控制试验暂停。

优选的，施加等效开门到位的常规工况下载荷变化曲线，再施加等效开门到位的大侧风工况下载荷变化曲线，常规工况的次数与大侧风工况下的次数比为不小于8：1。

优选的，加载频率为被测作动器低频振动上限值。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提出一种适用于民用航空舱门用作动器静力疲劳试验方法，直接在开关门到位位置施加载荷，不需要执行十万次甚至百万次的开关门操作，试验便捷简单，且验证准确。

(2)本发明提出一种适用于民用航空舱门用作动器静力疲劳试验装置，装置简单且能同时满足被试验件载荷、位移、应变闭环反馈试验控制。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1为本发明实施例静力疲劳试验系统组成框图；

图2为本发明实施例加载控制及数据采集系统组成框图；

图3为本发明实施例线性作动器位移传感器及应变计安装位置；

图4为本发明实施例试验剖面设计框图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

本发明提出了一种舱门作动器开关门静力疲劳试验系统及方法，可等效模拟其在开门到位位置收到的重力载荷以及风载叠加载荷，以及在关门到位位置受到的密封载荷。该方法具体包括：

1)建立舱门作动器开关门静力疲劳试验系统

系统包括加载控制及数据采集系统1、加载试验台2、测力计3、位移传感器4、应变计5，如图1所示。

加载控制及数据采集系统1如图2所示，配置生成试验载荷曲线、加载次数以及加载频率，可为加载试验台2提供加载控制及驱动指令，以及通过接收压力及位置传感器的反馈，通过与输入控制指令信号进行解析，以形成闭环反馈，自适应调节控制参数。

加载控制及数据采集系统1主要包括如下单元：测试系统显示及操作单元、控制模块以及驱动模块。测试系统显示及操作单元主要包括显示面板以及加载控制输入参数设置模块，可通过配置自动生成试验载荷曲线，调加载次数、频率以及启停试验试验。控制模块通过信号接口电路收到测试系统显示及操作单元发送的指令后，进行指令解析，发送给驱动模块。驱动模块接收控制模块指令后，通过驱动电路，生成驱动电机的三相UVW信号。电机在接收到UVW三相驱动信号后工作，电机转动从而带动负载(加载试验台2液压缸)运动。驱动模块中驱动电路实时反馈相关电流、电压信号至控制模块，控制模块对上述信息进行监控，以检测是否过载，如过载，将采取相应的过载保护措施。电机将电流信号反馈至控制模块中，用以检测电机输出是否满足指令要求。同时控制模块可对加载试验台上被测作动器反馈的压力信号以及位移变化信号进行处理分析，在被测作动器发生超出阈值变化的压力以及位移信号时，暂停试验。

加载试验台2为加载控制及数据采集系统1的执行机构，加载试验台两端安装接口可进行高度调节，以适应作动器分别在开、关门位置进行加载试验。加载试验台2包括立柱梁、弯矩梁、激光发射器、液压缸、工装、基座。试验台基座是试验台搭建的底座，力柱梁轴向安装于试验台基座两端，弯矩梁安装于垂直立柱梁的方向，平行于试验台，是液压缸以及被测作动器的支撑承力部件。液压缸作为液压系统的执行元件，可将液压能转换为机械能，对被测件提供压力负载。液压缸垂直安装于弯矩梁中心位置，作动器后支耳与被测作动器连接转接工装铰接连接，工装通过预制孔位与试验台基座连接。激光发射器安装于液压缸与被测作动器连接转接工装之间，用于进行被测作动器安装中心的位置校准。

测力计3安装在加载试验台2上，给加载测试及数据采集系统提供压力信号反馈。在加载试验台与作动器前支耳安装位置放置位移传感器4，如图3所示，实时测量作动器受负载力后导致结构变形产生的位移随载荷变化关系。作动器丝杠中部安装一圈应变计5，本实施例中安装了4个，用来记录并监测该位置作动器应力变化情况，将数据反馈至加载控制及数据采集系统，应变计灵敏度系数精度为1％，满度测试精度要求。

2)将舱门作动器安装在舱门作动器开关门静力疲劳试验系统上，建立试验环境

加载试验台上作动器前支耳安装位置使用50t·m立柱梁和50t·m弯矩梁组成，以满足结构极限载荷能承受的上限弯矩要求。将作动器固定于梁中心。通过激光发射器发射激光可垂直确定加载位置，作动器前支耳与试验台液压缸连接，用于施加开、关门位置作动器所受压、拉力。作动器后支耳与被测作动器连接转接工装铰接连接，工装通过预制孔位与固定在地面的试验台连接，由此可组成一个自平衡框架。

3)开展试验

试验要求：

依据作动器全寿命周期(30年)内工作次数(60000次)，在单次工作中存在如下需要验证的疲劳载荷工况：

在开门到位位置在受舱门重力载荷的同时叠加低频小幅度交变风载载荷；

在关门到位位置受短时恒定舱门密封载荷；

验证其在开、关门(伸出、缩回到位)位置静力疲劳强度。如图4所示，本试验按照如下剖面进行试验设置。

试验载荷确定：

试验载荷通过力学仿真和机上试验测试的方法确定，将作动器安装于货舱门上，分别按照图3所示位置安装应变计及位移传感器，可得出在运动过程中的实际载荷变化曲线。开门到位位置在常规工作时，受舱门重力载荷13000N,叠加低频小幅交变风载1300N；在受大侧风工作时，受最大载荷20000N,叠加低频小幅交变风载2000N；实际开门工作中假设常规载荷工况占比90％，最大载荷工况占比10％；关门到位位置密封载荷25000N。

试验设计：

试验为调频试验设计，交变载荷频率设置为3HZ(性能确定的变化极限)正弦曲线交变载荷，3HZ的振动频率为该试验低频振动上限值，可保证整个试验台架与被测作动器不发生谐振，同时符合机上低频振动频率要求，不对整个试验产生加速失效机理的破坏。

试验按照实际工况对两种载荷进行周期试验设计方法。在加载控制及数据采集系统1上设置载荷谱，将作动器调整至开门到位位置，分别在加载控制及数据采集系统1上设置载荷曲线，依次施加等效开门到位额定交变载荷定位13000N+-1300N 90000次，施加等效开门到位最大交变载荷定位25000N+-2500N 10000次后，进行一次作动器开、关门功能测试后将作动器调整至关门到位位置，施加反向关门到位密封载荷25000N 10000次。本实施例单个试验循环总数为110000次，总循环数为10个。在试验过程中，测力计、应变计、位移传感器信号将信号反馈至加载控制及数据采集系统控制模块，当出现异常时，控制模块中止试验。

该载荷频率设计为分区疲劳试验设计，充分考虑作动器开、关门使用工况及频次，设置10个循环试验，保证失效机理不变的前提下，尽可能减少开关门动作，减少试验时间。

依据疲劳试验机理，材料不发生破坏的应力最大值称为疲劳极限。再循环次数与疲劳极限的关系曲线中，分为有限寿命区和无限寿命区。零件在应变力达到屈服极限和循环次数N低于10

该被测作动器依据材料特性N

将低周疲劳理论应用于试验中，本试验需在10次循环后，试验加载次数可达到1100000次，即可满足进入无限寿命区的极限循环基数。可验证作动器的开关门静疲劳极限。试验后经过分解检查，产品未发生裂纹以及损伤，可给出结论在该试验疲劳载荷下，作动器不会发生疲劳损伤。经开关门功能测试，可验证作动器功能性能良好。

以上所述实施例只是本发明较优选具体实施方式，本领域技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换应包含在本发明的保护范围内。