襟缝翼耐久性试验中,襟翼结构为大后退量、非定轴转动运动方式,缝翼为定轴转动运动方式,试验中翼面不断运动,施加载荷大小及方向需跟随协同变化。根据不同运动及受载模式的翼面结构,分别设计襟翼、缝翼协同加载方案,通过协调加载系统控制施加载荷,伺服电机或电动缸位置控制系统控制加载方向,实现不同载荷工况加载点加载方向与翼面相对位置保持不变。依据上述方案,通过试验验证,试验过程中加载点位置控制精度、加载点载荷施加结果均满足试验误差要求,验证了上述方案的可行性,确保了试验载荷施加的精度和准确性,为不同运动模式的翼面结构随动加载提供借鉴。

在某些飞机起落架结构疲劳试验中,需要在不同受力情况下进行循环载荷加载疲劳试验。为了加载精确、降低成本、减少人力物力消耗,采用随动加载方式进行加载,即对加载设备使用位移定位控制,通过改变加载设备位置间接对试验件进行载荷加载,从而完成不同状态的载荷试验。以往位移控制一般使用伺服控制液压加载设备,控制信号易受外界干扰,存在定位不准确、加载器抖动等,从而导致位移定位存在误差,试验加载精度不够。为了解决这一问题,引入电驱动控制系统,该系统响应快、精度高,无液压油中间介质,性能稳定,多执行器同步性高。经过理论分析与研究并通过验证试验,使用液压驱动与电驱动交互控制技术完成试验加载控制,提高了试验加载精度,满足了起落架疲劳试验需求。试验结果表明,该技术可应用于一些特殊的飞机起落架结构强度疲劳试验。