机翼垂向大变形会导致航向载荷加载力线方向发生变化,引起附加载荷,从而影响试验加载精度。为了真实模拟机翼航向受载状态,航向载荷的施加需要根据机翼的变形实时调整加载方向,确保大变形下航向加载力线方向与实际受载方向始终一致。为了满足试验要求,提出一种考虑机翼变形的主动反馈式双力控机翼航向自适应加载技术,基于机翼大变形的主动反馈,结合力的矢量合成原理,通过2个力控加载作动筒实时主动控制保证机翼航向加载的大小与方向,从而解决机翼大变形下航向载荷施加难题。通过设计模拟试验验证了新方法的可行性、有效性和实用性。最后将所提技术成功应用于某型号稳定俯仰2.5 g工况限制载荷静力试验。结果表明此技术能够有效实现大变形机翼航向载荷的随动加载,提升了试验的加载精度。

航向载荷是飞机着陆载荷的重要组成部分,受到起落架航向刚度的影响并影响着起落架的设计。对航向刚度进行理论分析,推导出起落架的挠度计算公式,以某型无人机的缩比验证机起落架为研究对象,并用Hypermesh对公式进行了仿真验证。结果显示,有限元软件仿真得到的挠度最大值与公式计算得到的挠度最大值仅相差3.3%。在进行落震试验过程中发现航向载荷存在滞后,在LMS Virtual.lab motion中建立落震试验模型,仿真分析发现航向载荷滞后是由地面载荷测量平台的惯性力引起的,通过测量平台的航向加速度并转化为平台的航向惯性力,叠加到试验数据上可抵消地面载荷测量平台的惯性力。