CN102901595A - 一种舵面铰链力矩测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种舵面铰链力矩测量方法，用于针对飞行器模型的舵面进行风洞实验时，利用天平测量所述舵面的铰链力矩；所述方法采用单分量天平直接连接到延伸到机身中的舵面的转轴上，利用天平直接测量舵面的铰链力矩，克服了三分量天平受机翼变形影响测量误差大的缺陷，另外，由于机身中的空间足够宽敞，可以实现更高精度的天平设计，并且天平以及测量线缆等设备的安装调试都非常方便。另外，本发明的铰链力矩的测量方法中，除了采用单分量天平直接测量舵面的铰链力矩之外，还可以用同样一台天平直接测量不同角度下舵面的铰链力矩，而不需要像现有的三分量天平那样，不同的角度更换不同的天平，实验的灵活性大大提高，适应性更好。

Description

一种舵面铰链力矩测量方法

技术领域

本发明涉及一种航空空气动力学实验设备，尤其是一种用于飞行器风洞实验过程中，对飞行器模型的舵面进行风洞实验时的测量方法，特别是一种舵面铰链力矩测量方法，用于针对飞行器模型的舵面进行风洞实验时，测量舵面的铰链力矩的方法。

背景技术

飞行器的舵面的铰链力矩是指流过舵面的气流对舵轴形成的空气力矩。飞行器的操纵机构一般是通过机械传递控制舵面的偏转，为了使舵面偏转到需要的位置，必须克服作用在舵轴上的铰链力矩。

风洞是进行空气动力学研究与飞行器研制最基本的试验设备，每一种新型飞行器的研制都需要在风洞中进行大量的试验。风洞试验的主要目的是要获取飞行器模型的各种空气动力参数的变化规律。评价每一种飞行器的飞行性能，除了如速度、高度、飞机重量及发动机推力等要素外，最重要的标准之一是飞行器的空气动力性能。

飞行器的舵面如襟副翼、升降舵、全动平尾、方向舵、前翼等，都需要在风洞中测量其空气动力性能，其中，舵面的铰链力矩是设计飞行器操纵系统的重要依据。飞行器对舵面的基本要求是：舵面能产生足够的操纵力矩，以保证飞行器能在所要求的状态下飞行，舵面偏转到所要求角度的时间短，以保证飞行器具有良好的机动性，要满足这些要求必须知道舵面的铰链力矩的大小，以便设计合适的操纵面的助力器。风洞铰链力矩试验的目的即在于测量作用在飞行器舵面上的气动力对其转轴的力矩。

铰链力矩测量方案的设计，尤其是天平的设计，是试验成功的关键。试验时舵面经常变更角度，受冲击载荷大，为了保证试验精度，天平与模型舵面之间的连接要可靠，定位要准确。但由于舵面一般都很薄，安装空间小，这使得天平固定端的连接尺寸受到限制，连接稳定性不好，给天平的设计带来很大的困难。此外，测量天平，特别是扁平片式天平，一般固定端设置在主翼上，主翼受到气动力影响的变形会使舵面的气动力特性测量产生误差。虽然选择较大尺度风洞可以在一定程度上增加安装天平的空间，但是这大大提高了试验和加工成本，在飞行器初始设计阶段这是不可取的。

在名称为“四分量片式铰链力矩天平技术及风洞实验应用研究”（刘喜贺等，《实验流体力学》2011年02期）的现有技术中，提到了测量铰链力矩的几种不同模型实验方法,其中,天平一般直接固定在舵面所附属的翼型内,由于尺寸空间限制,通常天平结构为片式结构。

但是，正如上述现有技术所述，由于机翼较薄，因此通常需要针对不同的机型设置相应的天平结构，并且为了适应机翼厚度不够的问题，需要特别设计相应的片式结构的天平，从而才能将其置于机翼中。这样的问题是，片式结构的天平受到机翼空间大小的限制，导致设计的片式天平无法发挥最佳的效能，测量误差较大，而且由于天平需要安装在狭小的空间中，安装调整困难。

因此，为了提高舵面的铰链力矩试验精度，有待开发一种新的铰链力矩测量技术。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种舵面铰链力矩测量方法，以减少或避免前面所提到的问题。

具体来说，本发明提供了一种舵面铰链力矩测量方法，其提供了新的舵面铰链力矩测量中的支撑方案，并针对该支撑方案提供了新的天平设计，根据新的支撑方案和天平设计，提出了一种新的舵面铰链力矩的测量方法，针对机翼薄、安装空间小、应用传统片式天平测量误差大的问题，设计了铰链力矩试验轴式测量方案，提高了试验精度，为选择合适的助力器提供了重要依据。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种舵面铰链力矩测量方法，用于针对飞行器模型的舵面进行风洞实验时，利用天平测量所述舵面的铰链力矩；所述舵面通过第一转轴和第二转轴安装在飞行器模型的机翼上，所述第一转轴设置靠近所述飞行器模型的机身一侧，所述第二转轴设置远离所述飞行器模型的机身一侧；所述天平通过天平底座安装在所述飞行器模型的机身上，并且所述天平与所述第一转轴连接，所述方法包括如下步骤：

（A）将所述天平安装在所述天平底座上，将所述天平底座及其上的天平穿在所述舵面的所述第一转轴上并连接好，在所述舵面的所述第一转轴和第二转轴上设置轴承，之后，将所述舵面装到所述机翼上，将所述天平底座通过螺钉安装到所述机身上；

（B）根据所述舵面的形状计算确定所述舵面的压心的位置，然后在所述舵面的压心位置加载不同质量的砝码，采集所述天平上安装的应变片的测量数据；根据不同质量的砝码计算获得的舵面铰链力矩，以及对应的所述应变片的测量数据，拟合获得所述舵面铰链力矩与所述应变片的测量数据的曲线；

（C）将安装好的所述飞行器模型支撑在风洞里，将所述舵面相对所述机翼设置成不同的角度，然后进行吹风，采集所述应变片的测量数据；通过所述步骤B中获得的所述函数关系，计算得到所述舵面铰链力矩。

优选地，所述步骤C中，通过改变所述风洞吹风马赫数与所述飞行器模型的姿态，可以得到不同速度和姿态下的所述舵面铰链力矩。

优选地，所述步骤B中，所述砝码的加载的方向垂直于所述舵面的弦平面。

优选地，所述天平包括一个抱紧所述第一转轴的转轴固定部、一个与所述天平底座固定连接的安装部以及一个分别与所述转轴固定部和所述安装部连接的应变部，所述应变片贴在所述应变部的表面。

优选地，所述转轴固定部具有一个可供所述第一转轴穿过的轴套；所述轴套的两端分别具有与之固定连接的两对间隔设置的第一对耳片和第二对耳片；在所述第一对耳片的两个耳片之间，所述轴套沿所述第一转轴的轴线方向具有一个第一调整间隙；在所述第二对耳片的两个耳片之间，所述轴套沿所述第一转轴的轴线方向具有一个第二调整间隙；所述第一调整间隙和第二调整间隙对准但不连续；所述第一对耳片和第二对耳片上分别具有供调整所述第一调整间隙和第二调整间隙的间距的螺钉穿过的螺钉孔。

优选地，所述应变部设置在所述两对间隔设置的耳片的正中间，所述应变部与所述轴套连接成一体。

优选地，所述应变部在邻接所述安装部的一侧具有一个向下突出的弯折部；所述弯折部具有一个开口向上的第一缺口，所述第一缺口的宽度等于其深度的1/4-1/6。

优选地，所述安装部邻接所述弯折部的一侧具有一个开口向下的第二缺口，所述第二缺口的宽度等于所述第一缺口的宽度，所述第二缺口的宽度等于其深度的4/5-2/3。

优选地，所述天平底座具有供所述第一转轴穿过的两个的支撑耳片，所述两个支撑耳片间隔布置在所述天平的转轴固定部的两侧，所述支撑耳片上的支撑孔与所述天平的轴套孔对准。

优选地，所述天平底座对应于所述天平的转轴固定部和应变部的位置为镂空结构，所述天平通过其安装部悬臂固定在所述天平底座上。

在本发明的舵面铰链力矩测量方法中，提出了一种新的测量思路，即，将单分量天平直接连接到延伸到机身中的舵面的转轴上，利用天平直接测量舵面的铰链力矩，克服了三分量天平受机翼变形影响测量误差大的缺陷，另外，由于机身中的空间足够宽敞，可以实现更高精度的天平设计，并且天平以及测量线缆等设备的安装调试都非常方便。

另外，本发明的铰链力矩的测量方法中，除了采用单分量天平直接测量舵面的铰链力矩之外，还可以用同样一台天平直接测量不同角度下舵面的铰链力矩，而不需要像现有的三分量天平那样，不同的角度更换不同的天平，实验的灵活性大大提高，适应性更好。

附图说明

以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，

图1显示的是，在根据本发明的一个具体实施例的舵面铰链力矩测量方法中，舵面铰链力矩的测量方式的结构示意图；

图2显示的是根据本发明的另一个具体实施例的天平及其安装结构的示意图；

图3显示的是根据本发明的一个具体实施例的天平的结构示意图；

图4为图3所示天平的侧视图；

图5显示的是根据本发明的一个具体实施例的天平底座的结构示意图。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。

图1显示的是，在根据本发明的一个具体实施例的舵面铰链力矩测量方法中，舵面铰链力矩的测量方式的结构示意图，如图所示，与背景技术部分的现有技术中所述的三分量天平以及四分量天平不同的是，本发明采用的是单分量天平直接测量舵面的铰链力矩。具体来说，现有技术为了测量舵面的铰链力矩，沿舵面长度方向间隔设置了多个平行设置的天平梁，根据测量得到的每个天平上的受力情况以及天平之间的距离，通过受力与距离的乘积计算获得舵面的铰链力矩。

但是正如现有技术所述的缺陷，对于风洞试验的模型飞机来说，由于其相对于真机已经缩小了很多倍，因此模型飞机的机翼已经变得非常薄了，机翼变形将对测量结果产生很大干扰，更何况还要将相关测量电缆连接在一起，这实在是件非常困难的事。

因此，在本发明的图1所示的实施例中，提出了一种新的测量思路，即，将单分量天平直接连接到延伸到机身中的舵面的转轴上，利用天平直接测量舵面的铰链力矩，另外，由于机身中的空间足够宽敞，可以实现更高精度的天平设计，并且天平以及测量线缆等设备的安装调试都非常方便。

如图1所示，在本发明的舵面铰链力矩的测量方式的结构中，附图标记1表示的是舵面，例如，其可以是襟副翼、升降舵、方向舵、前翼等，为便于理解，在以下说明中，可以将该舵面1想象成副翼。舵面1通过第一转轴11和第二转轴12安装在飞行器模型的机翼2上，所述第一转轴11设置靠近飞行器模型的机身3一侧，所述第二转轴12设置远离飞行器模型的机身3一侧。

实际上，第一转轴11和第二转轴12可以是同一个轴，本发明中将其称为第一转轴11和第二转轴12实际上是为了便于区分这同一个轴的两端罢了。

第一转轴11穿过机翼2延伸到机身3内部，在第一转轴11的端部连接有天平4及天平底座5（下面将对此详细说明），为了将舵面1支撑在机翼2上，在第一转轴11以及第二转轴12上均设置有轴承（未显示），这些轴承的内圈与第一转轴11和第二转轴12固定连接，外圈与机翼2上相应的支撑结构固定连接，以此将舵面1支撑在机翼2上并可绕第一转轴11和第二转轴12自由转动。对于舵面较长的情况，为了防止受到气动载荷变形，舵面可以采用多个轴承进行支撑，例如可以在舵面1的中部设置相应的轴承支撑结构。为了保证第一转轴11和第二转轴12不变形，试验时舵面不剧烈抖动，支撑转轴的轴承可以采用摩檫力矩十分小的高精度滚珠微型轴承，这些轴承可以采用非密封的形式，使用煤油或汽油润滑，这样可以减小摩檫力。

图2显示的是根据本发明的另一个具体实施例的天平及其安装结构的示意图，如图1-2所示，本实施例的天平4通过天平底座5安装在飞行器模型的机身3上，天平底座5及其上的天平4穿在舵面1的第一转轴11上，并且天平4与第一转轴11连接在一起，天平底座5通过螺钉安装在机身3上。关于天平4与天平底座5的具体结构后面还会进一步说明。

下面参照图1和图2详细说明本发明的舵面铰链力矩测量方法的操作步骤。

如图1、2所示，本发明的舵面铰链力矩测量方法可用于针对飞行器模型的舵面1进行风洞实验时，利用天平测量舵面1的铰链力矩；该方法包括如下步骤：

（A）将天平4安装在天平底座5上，将天平底座5及其上的天平4穿在舵面1的第一转轴11上并连接好，在舵面1的第一转轴11和第二转轴12上设置轴承，之后，将舵面1装到机翼2上，将天平底座5通过螺钉安装到机身3上；

（B）根据舵面1的形状计算确定舵面1的压心的位置（由于压心位置与气流速度相关，因此计算获得的压心位置仅仅是某一流速下的压心位置，通常低流速情况下压心位置大体上变化不大，可以将低流速下的压心位置确定为舵面的压心位置），然后在舵面1的压心位置附近加载不同质量的砝码，采集天平4上安装的应变片（图1-2中未示出）的测量数据；根据不同质量的砝码计算获得的舵面铰链力矩，以及对应的所述应变片的测量数据，拟合获得所述舵面铰链力矩与所述应变片的测量数据的曲线。实际上，由于力矩等于力与距离的乘积，因此，根据砝码的质量、砝码的位置可以计算获得舵面铰链力矩，该铰链力矩对应有一个应变片的测量数据，根据多个这样的对应数据，即可拟合获得一条标准曲线。

（C）将安装好的飞行器模型支撑在风洞里，将舵面1相对机翼2设置成不同的角度，然后进行吹风，采集所述应变片的测量数据；通过所述步骤B中获得的所述曲线，计算得到舵面铰链力矩。

实验时，所述步骤C中，可以通过改变风洞吹风马赫数与所述飞行器模型的姿态，可以得到不同速度和姿态下的舵面铰链力矩。另外应当注意，砝码的加载的方向应当垂直于舵面1的弦平面，这样可以避免加载方向偏差导致函数中的舵面铰链力矩不准。

本发明的铰链力矩的测量方法中，除了采用单分量天平直接测量舵面的铰链力矩之外，还可以用同样一台天平4直接测量不同角度下舵面1的铰链力矩，而不需要像现有的三分量天平那样，不同的角度更换不同的天平，实验的灵活性大大提高，适应性更好。

为了进一步详细说明本发明的测量方法，下面对天平4及其安装结构进行详细说明。

图3显示的是根据本发明的一个具体实施例的天平4的结构示意图，图4为图3所示天平4的侧视图。如图3、4所示，天平4包括一个抱紧所述第一转轴11的转轴固定部41、一个与天平底座5固定连接的安装部42以及一个分别与转轴固定部41和安装部42连接的应变部43，应变片44贴在应变部43的表面。

转轴固定部41具有一个可供第一转轴11穿过的轴套411；轴套411的两端分别具有与之固定连接的两对间隔设置的第一对耳片412和第二对耳片413；在第一对耳片412的两个耳片之间，所述轴套41沿第一转轴11的轴线方向具有一个第一调整间隙414；在第二对耳片413的两个耳片之间，所述轴套41沿第一转轴11的轴线方向具有一个第二调整间隙415；所述第一调整间隙414和第二调整间隙415对准但不连续；第一对耳片412和第二对耳片413的耳片上具有供调整所述第一调整间隙414和第二调整间隙415的间距的螺钉（图中未示出）穿过的螺钉孔416。

应变部43设置在所述两对间隔设置的耳片的正中间，所述应变部43与所述轴套41连接成一体。

应变部43在邻接安装部42的一侧具有一个向下突出的弯折部431；所述弯折部431具有一个开口向上的第一缺口432，所述第一缺口432的宽度等于其深度的1/4-1/6。

安装部42邻接所述弯折部43的一侧具有一个开口向下的第二缺口422，所述第二缺口422的宽度等于所述第一缺口432的宽度的2/3，所述第二缺口422的宽度等于其深度的4/5-2/3。

图5显示的是根据本发明的一个具体实施例的天平底座的结构示意图，如图所示，天平底座5具有供所述第一转轴11穿过的两个支撑耳片51，所述两个支撑耳片51间隔布置在所述天平4的转轴固定部41的两侧，所述支撑耳片51上的支撑孔52与所述天平4的轴套孔对准。

天平底座5对应于所述天平的转轴固定部41和应变部43的位置为镂空结构，所述天平4通过其安装部42悬臂固定在所述天平底座5上。

下面参照图1-5说明本发明的天平4的工作原理及过程。如图3-5所示，在本发明的测量步骤A中，先将天平4通过螺钉固定到天平底座5上（参见图2），然后使舵面1的第一转轴11穿过天平底座5的两个支撑耳片51上的支撑孔52，当然，同时第一转轴11也穿过了天平4的轴套孔。之后，通过螺钉拧紧转轴固定部41的两对耳片412和413，使得第一调整间隙414和第二调整间隙415缩小，从而将第一转轴11抱紧连接在一起。当第一转轴11在舵面铰链力矩的作用下转动时，第一转轴11将会带动与其抱紧连接的两对耳片412和413扭转，从而使与两对耳片固定连接的轴套扭转，进一步带动与轴套连接成一体的应变部43发生变形，最后从应变部43上的应变片44获得所需的测量数据。

由于天平4是通过安装部42悬臂支撑在天平底座5上的，天平4的转轴固定部41和应变部43没有与天平底座5接触，因此天平底座5对于测量数据没有任何影响。当然，为了避免第一转轴11的横向变形传递给天平4的转轴固定部41，在天平4的转轴固定部41的两侧，所述天平底座5设置了两个支撑耳片51，从而可以限制第一转轴11在这两个支撑耳片51的支撑孔52之间横向偏转。优选地，在一个具体实施例中，这两个支撑耳片51的支撑孔52中还设置有与第一转轴11连接的轴承，以减少支撑孔52与第一转轴11之间的摩擦力，避免舵面铰链力矩的测量误差。

另外，本发明的天平4的结构中，应变部43采用了柔性梁的设计，亦即，在应变部43设置有弯折部431、第一缺口432和第二缺口422，这些结构的设置，一方面增加了应变部43的长度，另一方面也降低了应变部43的刚度，从而增加了应变部43的柔性，使得应变部43上的应变片44可以获得尽可能大的变形量。由于传统的片式天平没有足够的安装空间，因此难以设计获得本发明的柔性梁设计所需的空间以及灵活性，而本发明的天平4的设计形式，由于其可以安装于机身内部，因而该设计不会受到空间狭小的限制，因而这种柔性梁的设计可以获得更好的测量精度。

另外，弯折部431、第一缺口432和第二缺口422选择邻接安装部42设置，也是为了尽量防止天平4与天平底座5之间连接产生的应力传递到天平4的应变部43上影响测量精度。

进一步的，第一缺口432和第二缺口422宽度和深度的数值范围的选择，乃是在实验过程中基于提高测量精度的偶然发现，在没有相关参考资料的情况下，根据摸索发现，设定这样的一组数值范围，可以将测量精度提高10%左右，这在本领域相当出人意料，其原理虽然难以解释，但是效果确实是非显而易见的，因此本发明将其记录于此加以保护。

在本发明的舵面铰链力矩测量方法中，提出了一种新的测量思路，即，将单分量天平直接连接到延伸到机身中的舵面的转轴上，利用天平直接测量舵面的铰链力矩，不需要采用力与距离的乘积进行换算，另外，由于机身中的空间足够宽敞，可以实现更高精度的天平设计，并且天平以及测量线缆等设备的安装调试都非常方便。

另外，本发明的铰链力矩的测量方法中，除了采用单分量天平直接测量舵面的铰链力矩之外，还可以用同样一台天平直接测量不同角度下舵面的铰链力矩，而不需要像现有的三分量天平那样，不同的角度更换不同的天平，实验的灵活性大大提高，适应性更好。

本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种舵面铰链力矩测量方法，用于针对飞行器模型的舵面进行风洞实验时，利用天平测量所述舵面的铰链力矩；所述舵面通过第一转轴和第二转轴安装在飞行器模型的机翼上，所述第一转轴设置靠近所述飞行器模型的机身一侧，所述第二转轴设置远离所述飞行器模型的机身一侧；所述天平通过天平底座安装在所述飞行器模型的机身上，并且所述天平与所述第一转轴连接，所述方法包括如下步骤：

（A）将所述天平安装在所述天平底座上，将所述天平底座及其上的天平穿在所述舵面的所述第一转轴上并连接好，在所述舵面的所述第一转轴和第二转轴上设置轴承，之后，将所述舵面装到所述机翼上，将所述天平底座通过螺钉安装到所述机身上；

（B）根据所述舵面的形状计算确定所述舵面的压心的位置，然后在所述舵面的压心位置加载不同质量的砝码，采集所述天平上安装的应变片的测量数据；根据不同质量的砝码计算获得的舵面铰链力矩，以及对应的所述应变片的测量数据，拟合获得所述舵面铰链力矩与所述应变片的测量数据的曲线；

（C）将安装好的所述飞行器模型支撑在风洞里，将所述舵面相对所述机翼设置成不同的角度，然后进行吹风，采集所述应变片的测量数据；通过所述步骤B中获得的所述曲线，计算得到所述舵面铰链力矩。

2.根据权利要求1所述的测量方法，其特征在于，所述步骤C中，通过改变所述风洞吹风马赫数与所述飞行器模型的姿态，可以得到不同速度和姿态下的所述舵面铰链力矩。

3.根据权利要求2所述的测量方法，其特征在于，所述步骤B中，所述砝码的加载的方向垂直于所述舵面的弦平面。

4.根据权利要求3所述的测量方法，其特征在于，所述天平包括一个抱紧所述第一转轴的转轴固定部、一个与所述天平底座固定连接的安装部以及一个分别与所述转轴固定部和所述安装部连接的应变部，所述应变片贴在所述应变部的表面。

5.根据权利要求4所述的测量方法，其特征在于，所述转轴固定部具有一个可供所述第一转轴穿过的轴套；所述轴套的两端分别具有与之固定连接的两对间隔设置的第一对耳片和第二对耳片；在所述第一对耳片的两个耳片之间，所述轴套沿所述第一转轴的轴线方向具有一个第一调整间隙；在所述第二对耳片的两个耳片之间，所述轴套沿所述第一转轴的轴线方向具有一个第二调整间隙；所述第一调整间隙和第二调整间隙对准但不连续；所述第一对耳片和第二对耳片上分别具有供调整所述第一调整间隙和第二调整间隙的间距的螺钉穿过的螺钉孔。

6.根据权利要求5所述的测量方法，其特征在于，所述应变部设置在所述两对间隔设置的耳片的正中间，所述应变部与所述轴套连接成一体。

7.根据权利要求6所述的测量方法，其特征在于，所述应变部在邻接所述安装部的一侧具有一个向下突出的弯折部；所述弯折部具有一个开口向上的第一缺口，所述第一缺口的宽度等于其深度的1/4-1/6。

8.根据权利要求7所述的测量方法，其特征在于，所述安装部邻接所述弯折部的一侧具有一个开口向下的第二缺口，所述第二缺口的宽度等于所述第一缺口的宽度，所述第二缺口的宽度等于其深度的4/5-2/3。

9.根据权利要求8所述的测量方法，其特征在于，所述天平底座具有供所述第一转轴穿过的两个的支撑耳片，所述两个支撑耳片间隔布置在所述天平的转轴固定部的两侧，所述支撑耳片上的支撑孔与所述天平的轴套孔对准。

10.根据权利要求9所述的测量方法，其特征在于，所述天平底座对应于所述天平的转轴固定部和应变部的位置为镂空结构，所述天平通过其安装部悬臂固定在所述天平底座上。

Images