CN110717222A - 一种飞机舵面铰链力矩的确定方法 - Google Patents

一种飞机舵面铰链力矩的确定方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于飞机舵面铰链力矩的确定技术领域，具体涉及一种飞机舵面铰链力矩的确定方法，包括以下步骤：基于静态流量计算公式得到外载荷引起的负载压力差；将负载压力差带入伺服作动系统动态平衡方程，求解得到铰链力矩。该飞机舵面铰链力矩的确定方法基于静态流量计算公式、伺服作动系统动态平衡方程计算得到铰链力矩，间捷、高效，且能够得到较为准确的结果，为飞机伺服作动系统的设计、优化、改进提供有力支撑。

Description

一种飞机舵面铰链力矩的确定方法
技术领域
本申请属于飞机舵面铰链力矩的确定技术领域，具体涉及一种飞机舵面铰链力矩的确定方法。
背景技术
飞机通过伺服系统控制舵面偏转，以控制飞机的飞行姿态，伺服作动系统是影响飞机安全的重要系统。
铰链力矩是伺服系统重要设计参数，其过大将使伺服作动系统重量过重不符合当下飞机减重的要求，且会造成材料、能源不必要的浪费；其设计过小会影响飞机的安全飞行。
在实际中准确的确定飞机舵面铰链力矩的可为飞机伺服作动系统的设计、优化、改进提供有力支撑，但当前缺少能够便捷、准确确定飞机舵面铰链力矩的可行方法，影响了伺服作动系统设计在该方面的优化、改进。
鉴于现有技术的上述缺陷提出本申请。
发明内容
本申请的目的是提供一种飞机舵面铰链力矩的确定方法，以克服或减轻现有技术至少一方面的缺陷。
本申请的技术方案是：
一种飞机舵面铰链力矩的确定方法，包括以下步骤：
基于静态流量计算公式得到外载荷引起的负载压力差；
将负载压力差带入伺服作动系统动态平衡方程，求解得到铰链力矩。
根据本申请的至少一个实施例，静态流量计算公式为：
Figure BDA0002246742170000021
其中，
Q为伺服作动系统舵机流量；
K为伺服作动系统舵机阀口流量系数，根据伺服作动系统舵机阀芯开口形状、个数以及伺服作动系统舵机参数确定；
XV为伺服作动系统舵机阀芯开口量；
Ps为伺服作动系统进、回油压力差；
PL外载荷引起的负载压力差；
ρ为伺服作动系统油液密度。
根据本申请的至少一个实施例，
Figure BDA0002246742170000022
其中，
Figure BDA0002246742170000023
为舵面偏转速度；
A为伺服作动系统作动筒活塞面积；
Cb为伺服作动系统作动筒与舵面偏度比。
根据本申请的至少一个实施例，
Figure BDA0002246742170000024
由飞机试飞数据中舵面偏度反馈数据ψ微分计算得到。
根据本申请的至少一个实施例，XV由基于伺服作动系统舵机参数搭建的仿真模型计算得到，该仿真模型以飞机试飞数据中的舵面偏转指令、舵面偏度反馈数据为输入。
根据本申请的至少一个实施例，外载荷包括铰链力矩、惯性载荷、粘性载荷、弹性载荷。
根据本申请的至少一个实施例，伺服作动系统动态平衡方程为：
Figure BDA0002246742170000025
其中，
Figure BDA0002246742170000026
为惯性载荷；
A为伺服作动系统作动筒活塞面积；
PL外载荷引起的负载压力差；
R为作动筒输出力距舵面转轴力臂；
粘性载荷；
K(ψ)ψ弹性载荷；
M铰链铰链力矩。
根据本申请的至少一个实施例，惯性载荷中
Figure BDA0002246742170000032
为舵面偏转角加速度，由飞机试飞数据中舵面偏度反馈数据ψ二次微分计算得到；
粘性载荷中
Figure BDA0002246742170000033
为舵面偏转速度，由飞机试飞数据中舵面偏度反馈数据ψ微分计算得到。
根据本申请的至少一个实施例，弹性载荷K(ψ)ψ为0。
根据本申请的至少一个实施例，粘性载荷
Figure BDA0002246742170000034
为0。
附图说明
图1是本申请实施例提供的飞机舵面铰链力矩的确定方法的流程图；
图2是本申请实施例提供的伺服作动系统受载的示意图；
图3是本申请实施例提供的基于伺服作动系统舵机参数搭建的仿真模型的示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示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，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
一种飞机舵面铰链力矩的确定方法，包括以下步骤：
基于静态流量计算公式得到外载荷引起的负载压力差；
将负载压力差带入伺服作动系统动态平衡方程，求解得到铰链力矩。
对于上述实施例公开的飞机舵面铰链力矩的确定方法，本领域技术人员可以理解的是，其基于静态流量计算公式、伺服作动系统动态平衡方程计算得到铰链力矩，以该种方法在实际中对飞机舵面铰链力矩进行确定，间捷、高效，且能够得到较为准确的结果，为飞机伺服作动系统的设计、优化、改进提供有力支撑。
在一些可选的实施例中，静态流量计算公式为：
Figure BDA0002246742170000041
其中，
Q为伺服作动系统舵机流量；
K为伺服作动系统舵机阀口流量系数，根据伺服作动系统舵机阀芯开口形状、个数以及伺服作动系统舵机参数确定；
XV为伺服作动系统舵机阀芯开口量；
Ps为伺服作动系统进、回油压力差；
PL外载荷引起的负载压力差；
ρ为伺服作动系统油液密度。
对于上述实施例公开的飞机舵面铰链力矩的确定方法，本领域技术人员可以理解的是，基于静态流量计算公式可容易的得到外载荷引起负载压力差的计算式为：
Figure BDA0002246742170000051
在一些可选的实施例中，
Figure BDA0002246742170000052
其中，
Figure BDA0002246742170000053
为舵面偏转速度；
A为伺服作动系统作动筒活塞面积；
Cb为伺服作动系统作动筒与舵面偏度比。
在一些可选的实施例中，
Figure BDA0002246742170000054
由飞机试飞数据中舵面偏度反馈数据ψ微分计算得到。
对于上述实施例公开的飞机舵面铰链力矩的确定方法，本领域技术人员可以理解的是，其舵面偏度反馈数据ψ取自飞机的试飞数据，无需在飞机上加装额外的设备采集数据，简单易于实施。
在一些可选的实施例中，XV由基于伺服作动系统舵机参数搭建的仿真模型计算得到，该仿真模型以飞机试飞数据中的舵面偏转指令、舵面偏度反馈数据为输入。
对于上述实施例公开的飞机舵面铰链力矩的确定方法，本领域技术人员可以理解的是，其基于伺服作动系统舵机参数搭建的仿真模型，并以舵面偏转指令、舵面偏度反馈数据作为该仿真模型的输入，计算得到伺服作动系统舵机阀芯开口量XV，具有较高的准确性，其中舵面偏转指令、舵面偏度反馈数据取自飞机的试飞数据，易于获取。
在一些可选的实施例中，外载荷包括铰链力矩、惯性载荷、粘性载荷、弹性载荷。
在一些可选的实施例中，伺服作动系统动态平衡方程为：
Figure BDA0002246742170000061
其中，
Figure BDA0002246742170000062
为惯性载荷；
A为伺服作动系统作动筒活塞面积；
PL外载荷引起的负载压力差；
R为作动筒输出力距舵面转轴力臂；
Figure BDA0002246742170000063
粘性载荷；
K(ψ)ψ弹性载荷；
M铰链铰链力矩。
对于上述实施例公开的飞机舵面铰链力矩的确定方法，本领域技术人员可以理解的是，基于伺服作动系统动态平衡方程可容易的得到铰链力矩的计算式为：
Figure BDA0002246742170000064
在一些可选的实施例中，惯性载荷中
Figure BDA0002246742170000065
为舵面偏转角加速度，由飞机试飞数据中舵面偏度反馈数据ψ二次微分计算得到；
粘性载荷中
Figure BDA0002246742170000066
为舵面偏转速度，由飞机试飞数据中舵面偏度反馈数据ψ微分计算得到。
在一些可选的实施例中，可假设液压油密度为常量，不可压缩，以此可忽略弹性载荷K(ψ)ψ的影响，将弹性载荷K(ψ)ψ设为0。
在一些可选的实施例中，因粘性摩擦系数为不定值，且粘性载荷为小量，在计算中可忽略粘性载荷
Figure BDA0002246742170000067
将粘性载荷
Figure BDA0002246742170000068
设为0。
在一些可选的实施例中，为能够充分体现作动器能力，选取舵面偏转指令快速变化的试飞数据。
在一些可选的实施例中，为保证计算的准确性，可选取伺服作动系统舵机阀口全开的数据点作为计算点，通过阀芯开口仿真计算，确定可用数据点指令与反馈差值范围，从试飞数据中查找计算点飞机高度、速度等参数，并记录。
在一个具体的实施例中，经仿真计算，得到舵面偏转指令与舵面偏度反馈数据之差大于0.5度时，舵机阀口可快速打开至最大，计算中采用舵面指令与反馈值之差大于0.5度的数据。
在一个具体的实施例中，
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
基于静态流量计算公式得到外载荷引起的负载压力差；
将所述负载压力差带入伺服作动系统动态平衡方程，求解得到铰链力矩。
2.根据权利要求1所述的飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，
所述静态流量计算公式为：
Figure FDA0002246742160000011
其中，
Q为伺服作动系统舵机流量；
K为伺服作动系统舵机阀口流量系数，根据伺服作动系统舵机阀芯开口形状、个数以及伺服作动系统舵机参数确定；
XV为伺服作动系统舵机阀芯开口量；
Ps为伺服作动系统进、回油压力差；
PL外载荷引起的负载压力差；
ρ为伺服作动系统油液密度。
3.根据权利要求2所述的飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，
Figure FDA0002246742160000012
其中，
Figure FDA0002246742160000013
为舵面偏转速度；
A为伺服作动系统作动筒活塞面积；
Cb为伺服作动系统作动筒与舵面偏度比。
4.根据权利要求3所述的飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，
Figure FDA0002246742160000014
由飞机试飞数据中舵面偏度反馈数据ψ微分计算得到。
5.根据权利要求2所述的飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，
XV由基于伺服作动系统舵机参数搭建的仿真模型计算得到，该仿真模型以飞机试飞数据中的舵面偏转指令、舵面偏度反馈数据为输入。
6.根据权利要求2所述的飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，
外载荷包括铰链力矩、惯性载荷、粘性载荷、弹性载荷。
7.根据权利要求2所述的飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，
所述伺服作动系统动态平衡方程为：
Figure FDA0002246742160000021
其中，
Figure FDA0002246742160000022
为惯性载荷；
A为伺服作动系统作动筒活塞面积；
PL外载荷引起的负载压力差；
R为作动筒输出力距舵面转轴力臂；
粘性载荷；
K(ψ)ψ弹性载荷；
M铰链铰链力矩。
8.根据权利要求7所述的飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，
惯性载荷中
Figure FDA0002246742160000024
为舵面偏转角加速度，由飞机试飞数据中舵面偏度反馈数据ψ二次微分计算得到；
粘性载荷中
Figure FDA0002246742160000025
为舵面偏转速度，由飞机试飞数据中舵面偏度反馈数据ψ微分计算得到。
9.根据权利要求7所述的飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，
弹性载荷K(ψ)ψ为0。
10.根据权利要求7所述的飞机舵面铰链力矩的确定方法，其特征在于，粘性载荷
Figure FDA0002246742160000031
为0。
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