CN109484671A - 飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构及加载方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构及恒定铰链力矩加载方法，包括：上扭簧组，包括多个上扭簧；上扭簧固定杆，穿过所述上扭簧组中的各上扭簧；上扭簧固定板，与所述上扭簧的第一上扭臂抵接；固定架，其上设置有上弧形滑槽和下弧形滑槽；上角度调节杆，穿过所述上弧形滑槽与所述上扭簧固定板连接；下扭簧组，包括多个下扭簧；下扭簧固定杆，穿过所述下扭簧组中的各下扭簧；下扭簧固定板，与所述下扭簧的第二上扭臂抵接；下角度调节杆，穿过所述下弧形滑槽与所述下扭簧固定板连接；所述上扭簧的第一下扭臂和所述下扭簧的第二下扭臂与飞行器舵面抵接；所述固定架位于所述扭簧固定杆和扭簧固定板的两端。根据本发明的加载机构结构简单可靠。

Description

飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构及加载方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构以及利用飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构的恒定铰链力矩加载方法。
背景技术
飞行器在研制过程中需要对其组成部件性能进行测试，以保证飞行过程中的整体性能。其中，飞行器舵面需要在克服铰链力矩的同时实现对飞行器姿态的调整，作为飞行器上的关键组成部件，其性能直接关系到飞行器能否正常使用。
舵面铰链力矩加载系统用于在实验室环境下模拟飞行器舵面系统正常运行或调整自身姿态时受到的外界阻力矩(即铰链力矩)，以测试舵系统受载时的响应特性，因此铰链力矩加载系统的加载性能是否可靠直接关系着测试结果是否可信。
目前的铰链力矩加载系统主要以配重式和电液式铰链力矩加载系统为主。配重式铰链力矩加载系统直接在飞行器舵面上施加配重，以模拟所需铰链力矩，此种方式最为简单直接，其缺点在于此种方式引入了额外的质量体，当舵面偏转存在角加速时会引入多余力矩(配重的转动惯量与角加速度的乘积)，造成加载力矩变化。电液式铰链力矩通过液压作动筒对舵面上数个加载点进行加载，并通过前馈控制消除液压作动筒本身的多余力矩，此种方式加载力矩稳定，其缺点在于液压系统复杂，成本高，无法普及应用。
发明内容
本发明的目的在于解决上述问题，提供一种结构简单，并且铰链力矩不随飞行器舵面偏角变化而变化的的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构以及恒定铰链力矩加载方法。
为实现上述发明目的，本发明提供一种飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构，包括：
上扭簧组，包括多个上扭簧；
上扭簧固定杆，穿过所述上扭簧组中的各上扭簧，用于约束所述上扭簧的位置；
上扭簧固定板，与所述上扭簧的第一上扭臂抵接，用于约束所述第一上扭臂的位置；
固定架，其上设置有上弧形滑槽和下弧形滑槽；
上角度调节杆，穿过所述上弧形滑槽与所述上扭簧固定板连接，用于调节所述上扭簧固定板和所述第一上扭臂的位置；
下扭簧组，包括多个下扭簧；
下扭簧固定杆，穿过所述下扭簧组中的各下扭簧，用于约束所述下扭簧的位置；
下扭簧固定板，与所述下扭簧的第二上扭臂抵接，用于约束所述第二上扭臂的位置；
下角度调节杆，穿过所述下弧形滑槽与所述下扭簧固定板连接，用于调节所述下扭簧固定板和所述第二上扭臂的位置；
所述上扭簧的第一下扭臂和所述下扭簧的第二下扭臂与飞行器舵面抵接，并随飞行器舵面运动。
根据本发明的一个方面，所述上扭簧固定板上设置有用于与所述第一上扭臂抵接的凹槽。
根据本发明的一个方面，所述下扭簧固定板上设置有用于与所述第二上扭臂抵接的凹槽。
为实现上述发明目的，本发明提供一种利用上述的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构的恒定铰链力矩加载方法，包括以下步骤：
a.确定飞行器舵面待测试偏转角度范围和待测试铰链力矩；
b.将飞行器舵面上偏至所述角度范围内的一个角度，调节下角度调节杆的位置，使下扭簧组中的各下扭簧处于被压缩状态；
c.保持下角度调节杆的位置不变，调节上角度调节杆的位置，使上扭簧组中的各上扭簧和下扭簧组中的各下扭簧产生的力矩之和为定值M；
d.将飞行器舵面下偏至所述角度范围内任意角度，测得上扭簧和下扭簧之间产生的力矩之和。
根据本发明的上述飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构及恒定铰链力矩加载方法，其不引入多余力矩，机构的结构简单并且稳定，用于实现加载试验时可靠，并且实验结果可信，而且成本低。可实现加载试验时铰链力矩恒定(不随飞行器舵面偏角变化)，同时铰链力矩可调。
附图说明
图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构的剖面图；
图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构的立体图；
图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构的透视图；
图4示意性表示根据本发明的恒定铰链力矩加载方法的流程图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构的剖面图。
图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构的立体图。
图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构的透视图。
结合图1、图2和图3所示，根据本发明的一种实施方式的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构包括上扭簧组1、上扭簧固定杆2、上扭簧固定板3、固定架4、上角度调节杆5、下扭簧组6、下扭簧固定杆7、下扭簧固定板8和下角度调节杆9。
在本实施方式中，上扭簧组1具有多个上扭簧101，下扭簧组6具有多个下扭簧601。上扭簧固定杆2穿过上扭簧组1中的所有上扭簧101，约束了所有上扭簧101的位置，使得上扭簧101的位置可以保持在上扭簧固定杆2上，不会掉落至其他位置。同样，下扭簧固定杆7穿过下扭簧组6中的所有下扭簧601，约束了下扭簧601的位置，使得下扭簧601的位置可以保持在下扭簧固定杆7上不会脱落。
在本实施方式中，上扭簧101具有第一上扭臂1011和第一下扭臂1012，下扭簧601具有第二上扭臂6011和第二下扭臂6012。上扭簧固定板3与第一上扭臂1011抵接，这样可以约束上扭簧组1中各个上扭簧101的上扭臂的位置。下扭簧固定板8与第二上扭臂6011抵接，这样可以约束下扭簧组6中的各个下扭簧601的上扭臂的位置。
通过上述设置，各上扭簧101和各下扭簧601通过扭簧固定杆和扭簧固定板限定了各自的位置，这样可以保证在运动时能够保持在正确的位置上，并且保证机构的稳定性，不会因为受力或者外力而失位或者脱落。
在本实施方式中，固定架4上设置有上弧形滑槽401和下弧形滑槽402。如图2和图3所示，固定架4为相对设置的两组，并且分别位于扭簧固定杆和扭簧固定板的两端部位置。这样一来，上角度调节杆5穿过上弧形滑槽401与上扭簧固定板3连接，如此一来，可以通过上角度调节杆5在上弧形滑槽401中的运动来调节上扭簧固定板3以及与上扭簧固定板3相互抵接的第一上扭臂1011的位置(即调节上扭簧固定板3和第一上扭臂1011相对于飞行器舵面的角度)。同样地，下角度调节杆9穿过下弧形滑槽402与下扭簧固定板7连接，用于调节下扭簧固定板7和第二上扭臂6011的位置(即调节下扭簧固定板7和第二上扭臂6011相对于飞行器舵面的角度)。
在本实施方式中，上扭簧101的第一下扭臂1012和下扭簧601的第二下扭臂6012分别与飞行器舵面的两侧面相抵接，这样即可随着飞行器舵面的运动而运动。
根据本发明的一种实施方式，上扭簧固定板3上设置有用于与第一上扭臂1011抵接的凹槽。下扭簧固定板8上设置有用于与第二上扭臂6011抵接的凹槽。第一上扭臂1011和第二上扭臂6011嵌入凹槽中可以使得位置更加稳定，不会偏离或者滑离，使得根据本发明的机构更加稳定可靠。
图4示意性表示根据本发明的恒定铰链力矩加载方法的流程图。如图4所示，根据本发明的恒定铰链力矩加载方法包括以下具体步骤：
a.确定舵面的待测试偏转角度范围-θ-+θ和待测试铰链力矩M；
b.将飞行器舵面上偏至+θ，此时调节下角度调节杆9的位置，使下扭簧组6中的所有下扭簧601处于被压缩状态；
c.保持下角度调节杆9的位置不变，调节上角度调节杆5的位置，使上扭簧组1中的各上扭簧101和下扭簧组6中的各下扭簧601产生的力矩之和为定值M；
d.将飞行器舵面下偏至上述角度范围内任意角度，测得上扭簧101和下扭簧601之间产生的力矩之和。
在本实施方式中，在上述c步骤中，确定上扭簧101和下扭簧601力矩之和的方式可为：通过扭簧材料属性、簧圈数量、扭转角度等参数计算得到。
在本发明中，在上述d步骤中，当舵面下偏时，上扭簧101压缩量变小，弹簧力变小，对铰链力矩的构成比例减小；下扭簧601压缩量增大，弹簧力变大，对铰链力矩的构成比例增大，由于扭簧弹簧力随压缩量呈线性变化，因此整体表现为上扭簧和下扭簧产生的力矩之和M不变。因此在上述d步骤中，测得的上扭簧101和下扭簧601之间产生的力矩之和仍为定值M。
此外，当需要调节待测试铰链力矩时，可通过重复上述b-d步骤实现。
根据本发明的上述飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构及恒定铰链力矩加载方法，其不引入多余力矩，机构的结构简单并且稳定，用于实现加载试验时可靠，并且实验结果可信，而且成本低。可实现加载试验时铰链力矩恒定(不随飞行器舵面偏角变化)，同时铰链力矩可调。
上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构，其特征在于，包括：
上扭簧组(1)，包括多个上扭簧(101)；
上扭簧固定杆(2)，穿过所述上扭簧组(1)中的各上扭簧(101)，用于约束所述上扭簧(101)的位置；
上扭簧固定板(3)，与所述上扭簧(101)的第一上扭臂(1011)抵接，用于约束所述第一上扭臂(1011)的位置；
固定架(4)，其上设置有上弧形滑槽(401)和下弧形滑槽(402)；
上角度调节杆(5)，穿过所述上弧形滑槽(401)与所述上扭簧固定板(3)连接，用于调节所述上扭簧固定板(3)和所述第一上扭臂(1011)的位置；
下扭簧组(6)，包括多个下扭簧(601)；
下扭簧固定杆(7)，穿过所述下扭簧组(1)中的各下扭簧(601)，用于约束所述下扭簧(601)的位置；
下扭簧固定板(8)，与所述下扭簧(601)的第二上扭臂(6011)抵接，用于约束所述第二上扭臂(6011)的位置；
下角度调节杆(9)，穿过所述下弧形滑槽(402)与所述下扭簧固定板(7)连接，用于调节所述下扭簧固定板(7)和所述第二上扭臂(6011)的位置；
所述上扭簧(101)的第一下扭臂(1012)和所述下扭簧(601)的第二下扭臂(6012)与飞行器舵面抵接，并随飞行器舵面运动；
所述固定架(4)位于所述上扭簧固定杆(2)、上扭簧固定板(3)、下扭簧固定杆(7)和下扭簧固定板(8)的两端。
2.根据权利要求1所述的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构，其特征在于，所述上扭簧固定板(3)上设置有用于与所述第一上扭臂(1011)抵接的凹槽。
3.根据权利要求1所述的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构，其特征在于，所述下扭簧固定板(8)上设置有用于与所述第二上扭臂(6011)抵接的凹槽。
4.一种利用如权利要求1至3之一所述的飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构的恒定铰链力矩加载方法，其特征在于，包括以下步骤：
a.确定飞行器舵面待测试偏转角度范围和待测试铰链力矩；
b.将飞行器舵面上偏至所述角度范围内的一个角度，调节下角度调节杆(9)的位置，使下扭簧组(6)中的各下扭簧(601)处于被压缩状态；
c.保持下角度调节杆(9)的位置不变，调节上角度调节杆(5)的位置，使上扭簧组(1)中的各上扭簧(101)和下扭簧组(6)中的各下扭簧(601)产生的力矩之和为定值M；
d.将飞行器舵面下偏至所述角度范围内任意角度，测得上扭簧(101)和下扭簧(601)之间产生的力矩之和。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110823431A (zh) * 2019-10-18 2020-02-21 中国飞行试验研究院 由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3971532A (en) * 1975-08-04 1976-07-27 Craig Fountain Rudder restraint for grounded aircraft
CN201964991U (zh) * 2011-03-04 2011-09-07 中国科学院沈阳自动化研究所 一种扑翼飞行机器人气动力测试装置
CN102239083A (zh) * 2008-12-04 2011-11-09 空中客车运作有限公司 飞机方向控制和稳定化表面
CN203037442U (zh) * 2012-12-14 2013-07-03 中国航空工业空气动力研究院 单分量抱轴式低速铰链力矩测量装置
CN106768550A (zh) * 2016-11-30 2017-05-31 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种计算飞行器舵面旋转作动器铰链力矩的方法
CN206847902U (zh) * 2017-03-02 2018-01-05 中国航天空气动力技术研究院 一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量装置
CN208070050U (zh) * 2018-04-08 2018-11-09 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种舵面驱动和舵面角度测量机构

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3971532A (en) * 1975-08-04 1976-07-27 Craig Fountain Rudder restraint for grounded aircraft
CN102239083A (zh) * 2008-12-04 2011-11-09 空中客车运作有限公司 飞机方向控制和稳定化表面
CN201964991U (zh) * 2011-03-04 2011-09-07 中国科学院沈阳自动化研究所 一种扑翼飞行机器人气动力测试装置
CN203037442U (zh) * 2012-12-14 2013-07-03 中国航空工业空气动力研究院 单分量抱轴式低速铰链力矩测量装置
CN106768550A (zh) * 2016-11-30 2017-05-31 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种计算飞行器舵面旋转作动器铰链力矩的方法
CN206847902U (zh) * 2017-03-02 2018-01-05 中国航天空气动力技术研究院 一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量装置
CN208070050U (zh) * 2018-04-08 2018-11-09 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种舵面驱动和舵面角度测量机构

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110823431A (zh) * 2019-10-18 2020-02-21 中国飞行试验研究院 由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法

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