CN103542997B - 一种基于高焓风洞力/热环境的舵系统动态试验方法 - Google Patents
一种基于高焓风洞力/热环境的舵系统动态试验方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明通过构建了一种基于高焓风洞力／热环境的舵系统动态试验方法，可模拟飞行器飞行过程或复现飞行试验中空气舵在高速高热来流中的实时连续动态运动过程，形成模拟真实飞行过程的实时动态气动力／热环境、弯矩／扭矩复合载荷状态，可一次性完成空气舵热防护、空气舵-舵系统传动结构热密封、弯矩／扭矩复合载荷下舵系统性能的综合试验，解决多类型试验数据测量、多性能指标试验考核的问题，有效提高舵系统试验考核效率。
Description
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器产品测试领域，特别是涉及一种基于高焓风洞模拟的连续动态气动力／热环境的飞行器舵系统的试验考核方法。
背景技术
飞行控制技术是高超声速飞行器的核心关键技术，而空气舵是飞行控制力矩的生产部件，可根据飞行控制系统发出的实时偏转指令，经舵机控制系统由舵机操作实现实时连续随动偏转，从而产生所需的动态飞行控制力矩。如何在真实安装结构及气动力、气动力矩、气动热等综合条件下，进行舵系统工作性能及工作流程、空气舵热防护的综合考核，是高超声速飞行控制系统研制的重点试验项目。
目前，舵系统考核试验一般是真实飞行环境状态模拟下的单项性能试验，试验项目包括无连续动态力／力矩载荷下的空气舵-舵系统传动结构热密封及空气舵热防护的静态考核试验、常温瞬时或短时固定弯矩载荷下的舵系统动态扭矩性能试验、固定载荷下解锁机构考核试验等。飞行环境状态模拟的逼真度及试验数据的有效获取是影响试验有效性的关键因素，这些单项试验项目，需要搭建各自的环境模拟试验装置，模拟出产品工作环境条件，但是其模拟的试验环境条件与实际飞行环境存在较大的差异，有的试验条件是静态而非连续动态的，有的试验条件是单因素而非多因素耦合的，无法很好的模拟实现实际飞行过程中实时的、连续动态的、多因素耦合的试验条件，因此对参试产品的考核也是片面的。另外，在单项试验中，部分影响试验结果的环境数据和产品工作参数也无法有效获取。因此各单项考核试验不能有效地对舵系统的综合性能实施考核测试，也无法消除实际飞行复杂环境下舵系统工作失效的隐患。
发明内容
为解决现有技术手段无法解决的舵系统真实耦合飞行条件的实时连续动态模拟以及舵系统综合性能试验问题，本发明提出了一种基于高焓风洞力／热环境的舵系统动态试验方法。
本发明通过以下技术方案来完成发明任务：
一种基于高焓风洞力／热环境的舵系统动态试验方法，包括以下步骤：
第一步，构建试验产品，动态试验的试验产品，包括空气舵、舵机、解锁机构、舵机控制系统、传动结构、飞行器控制系统，机体外壳模拟结构，空气舵和舵机通过舵轴、传动结构实现机械固连，空气舵随舵机同状态转动；解锁机构安装在机体外壳模拟结构上，具有可操作伸缩锁销，初始状态下锁销伸出至空气舵的锁定销孔中，实现对空气舵的固定，解锁操作后锁销缩进机体外壳，解除对空气舵的锁定；舵机、解锁机构由电缆与舵机控制系统实现电气连接，由舵机控制系统供电，并实现指令信息交互；舵机控制系统与飞行器控制系统相连，实现指令信息交互；
第二步，构建试验系统，包括试验产品与地面保障系统、高焓风洞组成实时动态耦合试验系统；其中地面保障系统包括试验测控系统、测试传感器组合、氮气瓶、高压供气管路、舵机供电电源；试验产品通过机体外壳模拟结构固定于高焓风洞的产品安装支座上；测试传感器组合包括若干个温度传感器、振动传感器、应变传感器，根据试验需要布置在试验产品上，并将其数据传送给试验测控系统进行记录；飞行器控制系统与地面保障系统实现电气连接，并实现指令及数据交互；氮气瓶通过高压供气管路与解锁机构实现气路连接，当高压供气管路打开，高压氮气进入解锁机构时，解锁机构实现解锁操作；
第三步，地面保障系统准备好，试验测控系统开始记录数据；
第四步，高焓风洞启动，产生高速高热气流，模拟飞行器真实飞行过程中的外部大气状态；
第五步，舵机供电电源为舵系统供电，同时氮气瓶阀门打开，经高压供气管路为解锁机构供气，解除空气舵的锁定，实现真实气动力／热条件下的舵系统解锁功能考核；
第六步，飞行器控制系统发出空气舵实时连续动态偏转指令，经舵机控制系统驱动舵机工作，带动空气舵在高速高热气流中进行连续动态运动，实现连续动态的气动力／热条件下的空气舵热防护考核；同时，作用在空气舵上的气动力对舵轴形成连续动态的弯矩和扭矩，并经传动结构传导到舵机上，形成对舵机的弯矩、扭矩复合载荷条件；另外，连续动态的气动热作用于空气舵上及舵轴、传动结构的安装缝隙中，并传导到舵系统上，形成对空气舵-舵系统传动结构、舵系统的实时动态弯矩／扭矩／热考核；
第七步，试验测控系统持续记录各类试验数据，包括空气舵偏转指令、舵机偏转角、解锁指令、解锁状态，以及空气舵所受气动力、试验产品各测点的温度、振动、形变参数；
第八步，试验产品下电，高焓风洞关车，结束真实飞行环境的高速高热模拟；
第九步，试验测控系统停止记录数据；动态试验结束。
本发明通过以上九个步骤，构建了一套航天飞行器舵系统综合试验系统，形成了一种基于高焓风洞力／热环境的舵系统动态试验方法，可模拟飞行器飞行过程或复现飞行试验中空气舵在高速高热来流中的实时连续动态运动过程，形成模拟真实飞行过程的实时动态气动力／热环境、弯矩／扭矩复合载荷状态，可一次性完成空气舵热防护、空气舵-舵系统传动结构热密封、弯矩／扭矩复合载荷下舵系统性能的综合试验，解决多类型试验数据测量、多性能指标试验考核的问题，有效提高舵系统试验考核效率。
附图说明
图1是试验产品连接示意图；
图2是高焓风洞中试验产品安装示意图；
图3是连续动态耦合考核试验时序图。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明做进一步描述。
本发明通过以下技术方案来完成发明任务：
本发明所述舵系统包括舵机102、解锁机构103、舵机控制系统104。
第一步，构建试验产品，如图1所示，动态试验的试验产品110包括空气舵101、舵机102、解锁机构103、舵机控制系统104、传动结构105、飞行器控制系统106、机体外壳模拟结构107，空气舵101和舵机102通过舵轴、传动结构105实现机械固连，空气舵101随舵机102同状态转动；解锁机构103安装在机体外壳模拟结构107上，具有可操作伸缩锁销，初始状态下锁销伸出至空气舵101的锁定销孔中，实现对空气舵的固定，解锁操作后锁销缩进机体外壳，解除对空气舵101的锁定；舵机102、解锁机构103由电缆与舵机控制系统104实现电气连接，由舵机控制系统104供电，并实现指令信息交互；舵机控制系统104与飞行器控制系统106相连，实现指令信息交互。
第二步，构建试验系统，如图1、图2所示，包括试验产品110与地面保障系统210、高焓风洞310组成实时动态耦合试验系统。其中地面保障系统210包括试验测控系统201、测试传感器组合202、氮气瓶203、高压供气管路204、舵机供电电源205；试验产品110通过机体外壳模拟结构107固定于高焓风洞的产品安装支座上；测试传感器组合202包括若干个温度传感器、振动传感器、应变传感器，根据试验需要布置在试验产品110上，并将其数据传送给试验测控系统201进行记录；飞行器控制系统106与地面保障系统210实现电气连接，并实现指令及数据交互；氮气瓶203通过高压供气管路204与解锁机构103实现气路连接，当高压供气管路204打开，高压氮气进入解锁机构103时，解锁机构103实现解锁操作。
第三步，地面保障系统210准备好，试验测控系统201开始记录数据，如图3所示。
第四步，高焓风洞310启动，产生高速高热气流301，模拟飞行器真实飞行过程中的外部大气状态。
第五步，舵机供电电源205为舵系统供电，同时氮气瓶203阀门打开，经高压供气管路204为解锁机构103供气，解除空气舵101的锁定，实现真实气动力/热条件下的舵系统解锁功能考核。
第六步，飞行器控制系统106发出空气舵101实时连续动态偏转指令，经舵机控制系统104驱动舵机102工作，带动空气舵101在高速高热气流301中进行连续动态运动，实现连续动态的气动力/热条件下的空气舵101热防护考核。同时，作用在空气舵101上的气动力对舵轴形成连续动态的弯矩和扭矩，并经传动结构105传导到舵机102上，形成对舵机102的弯矩、扭矩复合载荷条件；另外，连续动态的气动热作用于空气舵101上及舵轴、传动结构105的安装缝隙中，并传导到舵系统上，形成对空气舵-舵系统传动结构、舵系统的实时动态弯矩、扭矩、热考核。
第七步，试验测控系统201持续记录各类试验数据，包括空气舵偏转指令、舵机偏转角、解锁指令、解锁状态，以及空气舵101所受气动力、试验产品110各测点的温度、振动、形变参数。
第八步，试验产品110下电，高焓风洞310关车，结束真实飞行环境的高速高热模拟。
第九步，试验测控系统201停止记录数据；动态试验结束。
Claims (1)
1.一种基于高焓风洞力/热环境的舵系统动态试验方法，包括以下步骤：
第一步，构建试验产品，动态试验的试验产品(110)包括空气舵(101)、舵机(102)、解锁机构(103)、舵机控制系统(104)、传动结构(105)、飞行器控制系统(106)、机体外壳模拟结构(107)，空气舵(101)和舵机(102)通过舵轴、传动结构(105)实现机械固连，空气舵(101)随舵机(102)同状态转动；解锁机构(103)安装在机体外壳模拟结构(107)上，具有可操作伸缩锁销，初始状态下锁销伸出至空气舵(101)的锁定销孔中，实现对空气舵(101)的固定，解锁操作后锁销缩进机体外壳，解除对空气舵(101)的锁定；舵机(102)、解锁机构(103)由电缆与舵机控制系统(104)实现电气连接，由舵机控制系统(104)供电，并实现指令信息交互；舵机控制系统(104)与飞行器控制系统(106)相连，实现指令信息交互；
第二步，构建试验系统，包括试验产品(110)与地面保障系统(210)、高焓风洞(310)组成实时动态耦合试验系统；其中地面保障系统(210)包括试验测控系统(201)、测试传感器组合(202)、氮气瓶(203)、高压供气管路(204)、舵机供电电源(205)；试验产品(110)通过机体外壳模拟结构(107)固定于高焓风洞(310)的产品安装支座上；测试传感器组合(202)包括若干个温度传感器、振动传感器、应变传感器，根据试验需要布置在试验产品(110)上，并将其数据传送给试验测控系统(201)进行记录；飞行器控制系统(106)与地面保障系统(210)实现电气连接，并实现指令及数据交互；氮气瓶(203)通过高压供气管路(204)与解锁机构(103)实现气路连接，当高压供气管路(204)打开，高压氮气进入解锁机构(103)时，解锁机构(103)实现解锁操作；
第三步，地面保障系统(210)准备好，试验测控系统(201)开始记录数据；
第四步，高焓风洞(310)启动，产生高速高热气流(301)，模拟飞行器真实飞行过程中的外部大气状态；
第五步，舵机供电电源(205)为舵系统供电，同时氮气瓶(203)阀门打开，经高压供气管路(204)为解锁机构(103)供气，解除空气舵(101)的锁定，实现真实气动力/热条件下的舵系统解锁功能考核；
第六步，飞行器控制系统(106)发出空气舵(101)实时连续动态偏转指令，经舵机控制系统(104)驱动舵机(102)工作，带动空气舵(101)在高速高热气流(301)中进行连续动态运动，实现连续动态的气动力/热条件下的空气舵(101)热防护考核；同时，作用在空气舵(101)上的气动力对舵轴形成连续动态的弯矩和扭矩，并经传动结构(105)传导到舵机(102)上，形成对舵机(102)的弯矩、扭矩复合载荷条件；另外，连续动态的气动热作用于空气舵(101)上及舵轴、传动结构(105)的安装缝隙中，并传导到舵系统上，形成对空气舵-舵系统传动结构(105)、舵系统的实时动态弯矩/扭矩/热考核；
第七步，试验测控系统(201)持续记录各类试验数据，包括空气舵偏转指令、舵机偏转角、解锁指令、解锁状态，以及空气舵(101)所受气动力、试验产品(110)各测点的温度、振动、形变参数；
第八步，试验产品(110)下电，高焓风洞(310)关车，结束真实飞行环境的高速高热模拟；
第九步，试验测控系统(201)停止记录数据；动态试验结束。
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