CN110823431B - 由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机结构载荷测量领域，具体涉及飞机活动舵面(升降舵、方向舵、副翼等)在飞行过程中的铰链力矩测量。本发明提供一种由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法，该测量方法包括，对后梁连杆加装应变电桥；对加装后的后梁连杆进行载荷校准试验；建立活动舵面的铰链力矩模型；获取飞行中后梁连杆的电桥响应值ε，依据所述铰链力矩模型，得到实际飞行中活动舵面的铰链力矩。

Description

由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法
技术领域
本发明属于飞机结构载荷测量领域，具体涉及飞机活动舵面(升降舵、方向舵、副翼等)在飞行过程中的铰链力矩测量。
背景技术
飞机活动舵面的铰链力矩测量一般通过分别测量活动舵面与各个舵机结构连接的连杆和作动器上加装的应变电桥响应值来测量铰链力矩。主要内容包括：在相应的连杆和作动器上加装应变电桥，然后对连杆和作动器进行地面载荷校准试验得到电桥与载荷的函数关系，根据舵机的动力学分析计算得到活动舵面的铰链力矩。
然而，在某新型民机的研发过程中，该飞机的活动舵面采用了一种由返力连杆驱动机构的方式，这种结构的力学特性复杂，导致活动舵面的铰链力矩分别由作动器和与舵面连接的连杆共同产生，但舵机中的作动器尺寸小无法加装应变电桥，因此无法采用之前的方法对飞机舵面铰链力矩进行测量。
发明内容
本发明的目的是，提供一种由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法，能够对由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩进行测量。
根据结构动力学分析发现，可通过测量与舵面无连接的后梁连杆的受力间接测得舵面的铰链力矩。因此仅在与舵面和作动器都无直接连接的后梁连杆上加装应变电桥，通过载荷校准试验建立的铰链力矩模型即可得到飞机活动部件的铰链力矩。目前已通过地面联机载荷验证试验验证该方法准确有效，已用于飞机活动舵面铰链力矩的飞行实测。
本发明提供一种由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法，所述活动舵面与作动器和返力连杆的一端连接，返力连杆的另一端与后梁连杆连接，所述测量方法包括，
对后梁连杆加装应变电桥；
对加装后的后梁连杆进行载荷校准试验；
建立活动舵面的铰链力矩模型；
获取飞行中后梁连杆的电桥响应值ε，依据所述铰链力矩模型，得到实际飞行中活动舵面的铰链力矩。
进一步地，在对后梁连杆加装应变电桥之前，所述测量方法还包括将后梁连杆从飞机活动舵面相应舵机上拆除，然后通过力学分析，找出应变电桥加装的合适位置，根据不同位置、不同受力方式选择相应规格的应变片，设计电桥组桥方式。
进一步地，所述力学分析包括活动舵面与后梁连杆的受力和传力分析。
进一步地，对后梁连杆加装拉压应变电桥。
进一步地，所述后梁连杆为双臂杆，呈Y型结构。
进一步地，所述后梁连杆的两端为铰接。
进一步地，所述载荷校准试验包括脱机载荷校准试验或地面联机载荷校准试验，根据载荷校准试验，获取载荷和应变电桥响应值之间的关系k。
进一步地，所述铰链力矩模型公式为:
Figure BDA0002239362300000021
式中：
M为活动舵面总的铰链力矩；
i为第i个舵机机构；
εij为加装在第i个舵机机构的后梁连杆上的第j个应变电桥的响应值；
kij为加装在第i个舵机机构的后梁连杆上的第j个应变电桥的载荷校准系数；
li为第i个舵机机构中的后梁连杆到活动舵面转轴之间的距离，一般情况下为活动舵面偏转角θ的函数。
本发明的技术效果：对于由作动器提供一部分或全部铰链力矩的舵机结构且作动器无法加装应变电桥的情况下，提供了一种新的测量活动舵面铰链力矩的方法；
现有的对于由作动器只提供一部分铰链力矩的舵机结构中，需要对与活动舵面连接的连杆和作动器同时加装应变电桥并进行校准试验，才能得到铰链力矩模型；而本发明作为一种间接测量活动舵面铰链力矩的方法，只需要对后梁连杆加装应变电桥并进行校准试验即可，电桥改装、线缆铺设和后期维护等工作量小。
附图说明
图1活动舵面舵机操纵机构示意图；
附图标记说明：1.作动器，2.后梁连杆，3.返力连杆，4.铰链轴，5.舵面前梁。
具体实施方式
本实施例，提供由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法，主要包括以下步骤：
步骤1：力学分析
在对后梁连杆2加装应变电桥之前，将后梁连杆2从飞机活动部件相应舵机上拆除，然后通过力学分析，找出加装应变电桥的合适位置，根据不同位置、不同受力方式选择相应规格的应变片，设计电桥组桥方式。力学分析包括活动舵面与后梁连杆的受力和传力分析。
图1活动舵面舵机操纵机构示意图，如图1所示活动舵面的舵面前梁5与作动器1和返力连杆3的一端铰接，返力连杆3的另一端与后梁连杆2铰接；铰链轴4与舵面前梁5连接。
如图1所示，基于返力连杆3驱动的舵机与机体的连接方式进行力学分析，通过研究舵机结构与活动舵面及机体的受力及传力方式，可知活动舵面的铰链力矩M铰链计算公式如下式所示。
M铰链＝M1O+M2O (1)
其中，M1O为作动器1相对铰链轴4的力矩，M2O为返力连杆3相对铰链轴4的力矩。返力连杆3的力线与返力连杆方向不完全重合，即不是二力杆。
根据力矩平衡原理可知：
M1O+M2O+M3O＝0 (2)
其中，M3O为后梁连杆2相对铰链轴4的力矩。
由式(1)和(2)可得活动舵面的铰链力矩等于负的后梁连杆相对铰链轴的力矩，如下式(3)所示。因此，可通过测量后梁连杆相对铰链轴的力矩间接测量活动舵面的铰链力矩。
M铰链＝-M3O (3)
通过力学分析，电桥组桥方式应为拉压全桥组桥方式，用于测量后梁连杆承受的拉压力。
步骤2：对后梁连杆加装应变电桥
将后梁连杆从飞机活动舵面相应舵机上拆除，然后通过力学分析或有限元分析，找出应变电桥改装的最合适位置，根据不同位置、不同受力方式选择相应规格的应变片，设计电桥组桥方式。其中应变计及测试线缆的加装应根据各自后梁连杆的特点进行，但须应遵循以下原则：
a)应变电桥必需灵敏地反映该部件受载时的应变响应情况；
b)应变电桥加装位置应该尽量避开应力集中区；
c)应变电桥加装位置要充分考虑电桥改装工艺的可操作性及维护性；
d)应变电桥加装完成后的相应部件能在飞机上正常安装及工作；
一般来说，后梁连杆有单臂和双臂(呈Y型结构)两种形式，耳片连接多为双耳，后梁连杆的两端为铰接，其传力方式可简化为二力杆结构，可在传力最合适的位置改装应变电桥。对呈Y型结构的后梁连杆的两个单臂加装拉压应变电桥。
步骤3：对后梁连杆进行载荷校准试验
载荷校准试验的目的是为了建立载荷方程，即载荷和应变电桥响应之间的关系。对后梁连杆进行的载荷校准试验有两种方法：脱机载荷校准试验或地面联机载荷校准试验。可根据实际情况，选择合适的载荷校准方法。
对于脱机载荷校准试验，首先设计载荷校准试验方案，然后根据后梁连杆的外形结构、受力方式等设计合理的夹具及加载方式，最后将后梁连杆安装在拉压试验机上，模拟后梁连杆的机上连接情况，进行加载，加载时应保持后梁连杆的轴向与拉压试验机的加载方向一致，不能有偏心。
对于地面联机载荷校准试验，首先设计载荷校准试验方案，然后将加装应变电桥的试验件安装到飞机上，在做好飞机约束、安全监控、数据采集的条件下，给飞机通电，将活动舵面的偏角调整到设计值并在试验过程中给舵面打压保持该状态，最后按照设计好的试验工况对活动舵面上相应的加载点进行载荷加载。
步骤4：建立活动舵面的铰链力矩模型
完成载荷校准试验后，首先进行分析计算得到每个试验件与相应舵机结构的载荷方程，然后通过动力学分析得到试验件在整个活动舵面运动过程中的力学模型和几何关系建立起铰链力矩和应变电桥之间的函数关系，即铰链力矩载荷方程。一般，活动舵面总铰链力矩为：
Figure BDA0002239362300000051
式中：
M为活动舵面总的铰链力矩；
i为第i个舵机机构；
εij为加装在第i个舵机机构上的第j个应变电桥的响应值；
kij为加装在第i个舵机机构上的第j个应变电桥的载荷校准系数；
li为第i个舵机机构中的后梁连杆到活动舵面转轴之间的距离，一般情况下为活动舵面偏转角θ的函数。
步骤5：飞行试验
将铰链力矩模型中使用的应变电桥测试线缆与机载数据采集系统对接，检查电桥及线路无误后，即可进行飞行试验。在确保飞行安全的前提下，飞机完成设计的飞行动作，最后根据飞行数据和铰链力矩模型计算出活动舵面在飞行过程中的铰链力矩。飞行数据指铰链力矩模型中的应变电桥在飞行试验过程中的响应值ε。

Claims (7)

1.一种由返力连杆驱动的活动舵面的铰链力矩测量方法，所述活动舵面的舵面前梁(5)与作动器(1)和返力连杆(3)的一端铰接，返力连杆(3)的另一端与后梁连杆(2)铰接；铰链轴(4)与舵面前梁(5)连接；活动舵面的铰链力矩等于负的后梁连杆相对铰链轴的力矩，其特征在于，所述测量方法包括，
对后梁连杆加装应变电桥；
对加装应变电桥后的后梁连杆进行载荷校准试验；
建立活动舵面的铰链力矩模型；所述铰链力矩模型公式为:
Figure FDA0002936901530000011
式中：
M为活动舵面总的铰链力矩；
i为第i个舵机机构；
εij为加装在第i个舵机机构的后梁连杆上的第j个应变电桥的响应值；
kij为加装在第i个舵机机构的后梁连杆上的第j个应变电桥的载荷校准系数；
li为第i个舵机机构中的后梁连杆到活动舵面转轴之间的距离，为活动舵面偏转角θ的函数；
获取飞行中后梁连杆的电桥响应值ε，依据所述铰链力矩模型，计算得到实际飞行中活动舵面的铰链力矩。
2.根据权利要求1所述的测量方法，其特征在于，在对后梁连杆加装应变电桥之前，所述测量方法还包括将后梁连杆从飞机活动舵面相应舵机上拆除，然后通过力学分析，找出加装应变电桥的位置，根据后梁连杆的位置、受力方式选择相应规格的应变片，设计电桥组桥方式。
3.根据权利要求2所述的测量方法，其特征在于，所述力学分析包括活动舵面与后梁连杆的受力和传力分析。
4.根据权利要求1所述的测量方法，其特征在于，所述后梁连杆为双臂，呈Y型结构。
5.根据权利要求4所述的测量方法，其特征在于，对呈Y型结构的后梁连杆的两个单臂加装拉压应变电桥。
6.根据权利要求4所述的测量方法，其特征在于，所述后梁连杆的两端为铰接。
7.根据权利要求1所述的测量方法，其特征在于，所述载荷校准试验包括脱机载荷校准试验或地面联机载荷校准试验，根据载荷校准试验，获取载荷和应变电桥响应值之间的关系k。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112816172A (zh) * 2021-04-19 2021-05-18 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种舵面偏转装置
CN115783300A (zh) * 2022-11-11 2023-03-14 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种用于返力连杆作动器的验收测试装置

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2323424C1 (ru) * 2006-11-15 2008-04-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный горный институт имени Г.В. Плеханова (технический университет)" Стенд для исследования параметров ловителей для конвейеров с подвесной лентой
CN101554894A (zh) * 2009-05-14 2009-10-14 重庆大学 一种能感知地面反力的仿人机器人的脚板结构
CN204432281U (zh) * 2015-01-22 2015-07-01 石宇 导出式多承点独立悬架

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN2299189Y (zh) * 1996-11-05 1998-12-02 赵子辉 气缸驱动旋转切刀的传动机构
JP2002082014A (ja) * 2000-06-26 2002-03-22 Kitakiyuushiyuu Techno Center:Kk 高精度非定常空気力測定装置および測定方法
CN101762348A (zh) * 2009-12-31 2010-06-30 武汉大学 一种测试球磨机衬板受力的装置
CN103207057B (zh) * 2013-03-19 2015-10-14 大连理工大学 一种压电式舵面铰链力矩测量装置
KR101566758B1 (ko) * 2014-11-19 2015-11-09 현대자동차 주식회사 인체 더미의 다관절 척추 조절장치
CN105550446B (zh) * 2015-12-14 2018-08-24 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种含舵面偏度的舵面载荷谱编制方法
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
CN106840593B (zh) * 2017-03-02 2023-11-10 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及方法
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
CN206756352U (zh) * 2017-03-31 2017-12-15 邱建道 一种热熔焊接机机架所受拖动力后的反力采集装置
CN208282977U (zh) * 2018-06-26 2018-12-25 中电科芜湖钻石飞机制造有限公司 飞行器舵面铰链力矩的测量装置
CN109484671B (zh) * 2018-11-27 2020-06-05 北京空间技术研制试验中心 飞行器舵面恒定铰链力矩加载机构及加载方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2323424C1 (ru) * 2006-11-15 2008-04-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский государственный горный институт имени Г.В. Плеханова (технический университет)" Стенд для исследования параметров ловителей для конвейеров с подвесной лентой
CN101554894A (zh) * 2009-05-14 2009-10-14 重庆大学 一种能感知地面反力的仿人机器人的脚板结构
CN204432281U (zh) * 2015-01-22 2015-07-01 石宇 导出式多承点独立悬架

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《基于单分量天平的机翼部件铰链力矩测量方法研究》;潘华烨，王树民，唐新武，苗磊;《电子测量与仪器学报》;20180531;全文 *

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