CN110160758A - 开裂式舵系统地面刚度试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种开裂式舵系统地面刚度试验方法。其中，该方法包括：根据飞行航迹确定开裂式舵系统的试验工况，建立全机流场三维网格，开展CFD分析获得飞行器全机气动力分布，基于气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据，舵面包括上舵面和下舵面；基于飞行器的机翼设计支持工装，以模拟机翼对开裂式舵系统的支持边界；舵机根据试验工况发送舵偏指令控制上舵面和下舵面偏转；利用加载装置根据舵面的载荷数据分别对上舵面和下舵面逐级加压进行正式试验；利用位移传感器分别对上舵面和下舵面进行位移测量；基于位移测量结果绘制刚度曲线。由此，可以排除机翼变形带来的干扰，能够大幅降低操纵面刚度试验测量误差，获得高精度的刚性试验数据。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器气动弹性技术领域，尤其涉及一种开裂式舵系统地面刚度试验方法。
背景技术
开裂式舵系统是一种飞行器操纵面形式，通常布置在机翼后缘，在飞行过程中，通过控制上下两片舵面的夹角产生单侧阻力，从而产生偏航力矩。由于气动外形限制，开裂式舵面一般厚度较小，导致结构刚度偏低，同时，在飞行过程中舵面打开时，两片舵面主要受到单面气动压力，导致开裂式舵面比常规的单片舵面受到气动力大，在结构和气动双重因素作用下，开裂式舵面会产生显著的气动弹性变形，影响舵系统操纵效率。为了准确预测开裂式舵面弹性舵效，需要通过地面刚度试验校核开裂式舵系统结构有限元模型，为静气动弹性分析提供依据，然而由于开裂式舵面尺寸较小，如果固定在机翼上进行试验容易受到机翼变形干扰，获取的刚度试验数据存在一定偏差；另一方面常规的刚度试验一般用胶布带-杠杆软式连接加载系统在模型施加拉力，而开裂式舵系统上下两片舵面同时受压，常规的加载方式无法满足。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种开裂式舵系统地面刚度试验方法，能够解决上述现有技术中的问题。
本发明的技术解决方案：一种开裂式舵系统地面刚度试验方法，其中，该方法包括：
根据飞行航迹确定开裂式舵系统的试验工况，建立全机流场三维网格，开展CFD分析获得飞行器全机气动力分布，基于所述气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据，所述舵面包括上舵面和下舵面；
基于飞行器的机翼设计支持工装，以模拟机翼对所述开裂式舵系统的支持边界，所述开裂式舵系统的舵面和舵机安装在所述支持工装上；
所述舵机根据试验工况发送舵偏指令控制所述上舵面和所述下舵面偏转；
利用加载装置根据舵面的载荷数据分别对所述上舵面和所述下舵面逐级加压进行正式试验；
利用位移传感器分别对所述上舵面和所述下舵面进行位移测量，所述上舵面和所述下舵面均布置有所述加载装置和所述位移传感器；
基于位移测量结果绘制刚度曲线。
优选地，在进行正式试验之前，该方法还包括：
利用所述加载装置根据预定比例的舵面的载荷数据分别对所述上舵面和所述下舵面逐级加压进行预试验；
利用位移传感器分别对预试验加压下的所述上舵面和所述下舵面进行位移测量；
基于预试验的位移测量结果判断位移传感器是否存在异常，在不存在异常的情况下执行正式试验步骤。
优选地，基于预试验的位移测量结果判断位移传感器是否存在异常包括：
基于预试验的位移测量结果绘制刚度曲线，并与标准刚度线性规律进行比较；
在符合标准刚度线性规律的情况下，判断位移传感器不存在异常，否则判断位移传感器存在异常。
优选地，基于所述气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据包括：
基于所述气动力分布根据上舵面尺寸、下舵面尺寸和所述加载装置的尺寸确定载荷分区，进而确定所述载荷分区的区域压心和载荷大小。
优选地，基于飞行器的机翼设计支持工装包括：
基于飞行器的机翼设计用于舵面支持的舵根部的悬挂接头和用于舵机支持的舵机支持夹具。
优选地，所述预试验中的预定比例为40％。
优选地，所述加载装置为拉压垫-杠杆硬式连接加载装置。
通过上述技术方案，可以基于飞行器的机翼设计支持工装以模拟机翼对所述开裂式舵系统的支持边界，舵机根据试验工况发送舵偏指令控制所述上舵面和所述下舵面偏转以与飞行器的飞行状态保持一致，然后利用加载装置根据舵面的载荷数据分别对所述上舵面和所述下舵面逐级加压进行正式试验，利用位移传感器分别对所述上舵面和所述下舵面进行位移测量，进而可以基于位移测量结果绘制刚度曲线。由此，通过支持工装模拟机翼对开裂式舵系统的支持边界，可以排除机翼变形带来的干扰，能够大幅降低操纵面刚度试验测量误差，获得高精度的刚性试验数据。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，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。
图1为本发明实施例提供的一种开裂式舵系统地面刚度试验方法的流程图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种开裂式舵系统地面刚度试验方法的流程图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种开裂式舵系统地面刚度试验方法，其中，该方法包括：
S100，根据飞行航迹确定开裂式舵系统的试验工况，建立全机流场三维网格，开展CFD分析获得飞行器全机气动力分布，基于所述气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据，所述舵面包括上舵面和下舵面；
其中，载荷数据包括上舵面载荷数据和下舵面载荷数据，开裂舵的上舵面、下舵面单独划分为两个物面，进行典型飞行状态下的CFD分析。
S102，基于飞行器的机翼设计支持工装，以模拟机翼对所述开裂式舵系统的支持边界，所述开裂式舵系统的舵面和舵机安装在所述支持工装上；
举例来讲，开裂式舵系统主要包含舵面、舵机和传动机构，为了避免机翼变形影响舵面变形测量结果，单独以开裂式舵系统为对象开展刚度试验，根据结构模型设计支持工装，模拟机翼对开裂式舵系统的支持边界。
S104，所述舵机根据试验工况发送舵偏指令控制所述上舵面和所述下舵面偏转；
也就是，控制上下舵面偏转以与飞行器的飞行状态保持一致，进而实现开裂式舵系统飞行状态下的地面刚度试验。
S106，利用加载装置根据舵面的载荷数据分别对所述上舵面和所述下舵面逐级加压进行正式试验(根据上舵面载荷数据对所述上舵面逐级加压，根据下舵面载荷数据对所述下舵面逐级加压)；
举例来讲，在正式试验中，S100中确定的舵面的载荷数据作为逐级加压时的载荷限制条件，即正式试验最大加载载荷(包括上舵面最大加载载荷和下舵面最大加载载荷)。也就是，加载装置的加载载荷不超过最大加载载荷，且每级载荷例如不超过最大载荷的10％。
S108，利用位移传感器分别对所述上舵面和所述下舵面进行位移测量，所述上舵面和所述下舵面均布置有所述加载装置和所述位移传感器；
S110，基于位移测量结果绘制刚度曲线。
通过上述技术方案，可以基于飞行器的机翼设计支持工装以模拟机翼对所述开裂式舵系统的支持边界，舵机根据试验工况发送舵偏指令控制所述上舵面和所述下舵面偏转以与飞行器的飞行状态保持一致，然后利用加载装置根据舵面的载荷数据分别对所述上舵面和所述下舵面逐级加压进行正式试验，利用位移传感器分别对所述上舵面和所述下舵面进行位移测量，进而可以基于位移测量结果绘制刚度曲线。由此，通过支持工装模拟机翼对开裂式舵系统的支持边界，可以排除机翼变形带来的干扰，能够大幅降低操纵面刚度试验测量误差，获得高精度的刚性试验数据。
根据本发明一种实施例，在进行正式试验之前，该方法还可以包括：
利用所述加载装置根据预定比例的舵面的载荷数据分别对所述上舵面和所述下舵面逐级加压进行预试验；
利用位移传感器分别对预试验加压下的所述上舵面和所述下舵面进行位移测量；
基于预试验的位移测量结果判断位移传感器是否存在异常，在不存在异常的情况下执行正式试验步骤。
也就是，可以在正式试验之前对位移传感器的测量数据进行校验，并在其不存在异常的情况下执行正式试验，以确保正式刚度试验的可靠性和精度。
其中，预定比例的舵面的载荷数据作为预试验中的逐级加压时的载荷限制条件，即预试验最大加载载荷。
根据本发明一种实施例，基于预试验的位移测量结果判断位移传感器是否存在异常包括：
基于预试验的位移测量结果绘制刚度曲线，并与标准刚度线性规律进行比较；
在符合标准刚度线性规律的情况下，判断位移传感器不存在异常，否则判断位移传感器存在异常。
在位移传感器存在异常的情况下，可以检查位移传感器连接或者更换传感器，以确保进行正常试验。
根据本发明一种实施例，基于所述气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据包括：
基于所述气动力分布根据上舵面尺寸、下舵面尺寸和所述加载装置的尺寸确定载荷分区，进而确定所述载荷分区的区域压心和载荷大小。
根据本发明一种实施例，基于飞行器的机翼设计支持工装包括：
基于飞行器的机翼设计用于舵面支持的舵根部的悬挂接头和用于舵机支持的舵机支持夹具。
举例来讲，开裂式舵系统的支持工装主要包含舵面和舵机支持两部分，对舵面支持主要是舵根部的悬挂接头，可以包括三组，约束除舵旋转外的其余自由度，模拟实际结构加工轴承机构，为了避免试验中出现结构非线性问题，轴承加工间隙等精度应满足技术要求。舵机支持主要位于舵机根部，根据结构设计方案，此处可以为固支约束工装。所有支持夹具刚度应足够大，变形的修正量比测量点的变形量至少小一个数量级。
更进一步地，对与开裂式舵系统与支持工装的设置，例如可以按照如下顺序：首先布置支持工装，三组悬挂接头和舵机支持夹具的相对位置与在机翼上的位置保持一致，以避免安装不协调或者存在结构内部应力的问题。布置完工装后安装舵面，连接悬挂接头后舵面需能够自由旋转，且旋转阻尼很小，确定舵面安装后不存在明显的结构内部应力。其次安装舵机，对舵机通电，输送试验工况舵偏指令，此时舵面位置应已被固定，无法自由活动。
根据本发明一种实施例，所述预试验中的预定比例为40％。
也就是，预试验时加载载荷一般不超过40％正式试验最大加载载荷。
根据本发明一种实施例，所述加载装置为拉压垫-杠杆硬式连接加载装置。
也就是，拉压垫-杠杆硬式连接加载系统是一种可以施加压力的加载装置，对于开裂式舵面，上下两片舵面同时受到气动压力载荷，可以利用拉压垫-杠杆硬式连接加载装置模拟上舵面和下舵面所受压力载荷，解决了胶布带-杠杆软式连接加载装置只能施加拉力的问题。
举例来讲，可以通过杠杆把载荷分配到舵面不同区域，模拟舵面载荷分布。基于此，位移传感器的安装可以按照位移测点沿舵面展向和弦向均匀布置，数量可以在满足足够反映舵面的弯扭变形分布的情况下根据实际情况而定，安装时注意避开加载装置，以免互相干扰。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。
Claims (7)
1.一种开裂式舵系统地面刚度试验方法，其特征在于，该方法包括：
根据飞行航迹确定开裂式舵系统的试验工况，建立全机流场三维网格，开展CFD分析获得飞行器全机气动力分布，基于所述气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据，所述舵面包括上舵面和下舵面；
基于飞行器的机翼设计支持工装，以模拟机翼对所述开裂式舵系统的支持边界，所述开裂式舵系统的舵面和舵机安装在所述支持工装上；
所述舵机根据试验工况发送舵偏指令控制所述上舵面和所述下舵面偏转；
利用加载装置根据舵面的载荷数据分别对所述上舵面和所述下舵面逐级加压进行正式试验；
利用位移传感器分别对所述上舵面和所述下舵面进行位移测量，所述上舵面和所述下舵面均布置有所述加载装置和所述位移传感器；
基于位移测量结果绘制刚度曲线。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在进行正式试验之前，该方法还包括：
利用所述加载装置根据预定比例的舵面的载荷数据分别对所述上舵面和所述下舵面逐级加压进行预试验；
利用位移传感器分别对预试验加压下的所述上舵面和所述下舵面进行位移测量；
基于预试验的位移测量结果判断位移传感器是否存在异常，在不存在异常的情况下执行正式试验步骤。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，基于预试验的位移测量结果判断位移传感器是否存在异常包括：
基于预试验的位移测量结果绘制刚度曲线，并与标准刚度线性规律进行比较；
在符合标准刚度线性规律的情况下，判断位移传感器不存在异常，否则判断位移传感器存在异常。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述气动力分布确定开裂舵系统的舵面的载荷数据包括：
基于所述气动力分布根据上舵面尺寸、下舵面尺寸和所述加载装置的尺寸确定载荷分区，进而确定所述载荷分区的区域压心和载荷大小。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于飞行器的机翼设计支持工装包括：
基于飞行器的机翼设计用于舵面支持的舵根部的悬挂接头和用于舵机支持的舵机支持夹具。
6.根据权利要求2-4中任一项所述的方法，其特征在于，所述预试验中的预定比例为40％。
7.根据权利要求2-4中任一项所述的方法，其特征在于，所述加载装置为拉压垫-杠杆硬式连接加载装置。
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