CN111623950A - 舵面自动偏转的铰链力矩测量装置、系统及测量方法 - Google Patents

Abstract

一种舵面自动偏转的铰链力矩测量装置、系统及测量方法，装置的舵轴驱动单元包括电机驱动组件和舵轴传动组件；电机驱动组件固装在舵机主体上，用于提供正反旋转的动力，其输出动力轴与舵轴传动组件固连，舵轴传动组件将电机驱动组件的输出动力转化为偏转的动力输出，电机驱动组件的输出动力轴轴线与舵轴传动组件的旋转轴线垂直交错，所述铰链力矩天平一端与舵轴传动组件固连，另一端与待测量舵轴固连，并随舵轴传动组件同步偏转。该装置体积小，结构简单，能实现多个舵轴分别单独控制和带自锁的±360°精确偏转，并实现各舵面自动偏转下的铰链力矩的连续和实时测量，能够全面考察各舵面的铰链力矩的变化规律，使得经济、时间和人工成本大幅降低。

Description

舵面自动偏转的铰链力矩测量装置、系统及测量方法

技术领域

本发明涉及的是舵面自动偏转的铰链力矩测量装置和方法，属于精确制导技术和风洞试验技术领域。

背景技术

电动舵机作为精确制导武器的操纵装置，接收机载计算机或自动驾驶仪发出的舵偏角指令，克服舵面的铰链力矩并进行快速角位置跟踪，从而改变制导武器的飞行姿态及飞行轨迹。对于便携式导弹或箭炮，在局限的内部空间内对各操纵面(鸭舵或尾翼)的舵面进行单独控制的结构设计是一个挑战，而在此基础上不仅实现各舵面单独精密控制，而且实现各舵面铰链力矩的精确测量更是难上加难。

随着现代战争对便携式导弹或箭炮的需求越来越迫切，面临的竞争也越来越严酷，为了满足便携式导弹或箭炮的研发周期越发快速的要求，对鸭舵和尾翼等舵面的空间位置、最大舵偏角度和迎风来流速度和角度等情况下铰链力矩的全方位和高效地测量成为重要的考核指标，为前期导弹气动外形快速设计提供筛选数据，也为后期舵机的选择和舵偏角的安全裕度等提供理论依据；同时，在真实导弹的飞行过程中，通过对舵面铰链力矩的监测，也能够在导弹应对复杂飞行环境时保证舵面的有效性而不至于损毁。

传统的舵机比如液压、气动舵机结构复杂，体积较大，且维护成本较高，并不适用于便携式导弹；在便携式导弹或箭炮中设计电动舵机需要考虑多方面的因素，比如速度越快对舵或翼的扭矩要求越大，控制越稳对舵或翼的偏转精度要求越高，复杂姿态的增加对舵或翼的偏转角度要求增多等。同时，为了获得精准的舵面铰链力矩数据，也对舵面偏转精度提出了很高的要求。另外，传统的舵面铰链力矩测量主要是通过对导弹模型在风洞中进行吹风试验来获得，铰链力矩试验是舵面气动特性研究的主要方法，它通过在风洞中测定飞行器的各操纵面(或称舵面，如副翼、方向舵、升降舵或全动平尾)所作用的气动力绕其铰链轴中心线(称铰链力矩线)的力矩，得到舵面所需的操纵功率，为选择或设计合适的操纵装置的助力器提供依据。风洞中对导弹模型的舵面铰链力矩的测量的方式主要有两种：

1)纵轴式铰链力矩天平测量(见附图6)

2)横轴式铰链力矩天平测量(见附图7)

纵轴式铰链力矩天平的轴线与模型机体轴系一致(或平行)，与舵面铰链力矩轴线垂直，天平固定端与模型连接，测量端与舵面连接，测量端与舵面间设计舵面变角结构，测量舵面法向力必须有轴向力分量。纵轴式天平的优点是可以充分利用模型腔内纵轴方向的空间，容易实现天平通用化、系列化，且可测量作用在操作面上的六分量的空气动力与力矩。

横轴式铰链力矩天平的轴线与舵面铰链力矩轴线一致。这种天平刚度大，结构简单，天平加工方便，目前被普遍采用于结构特殊，难以布置纵轴式天平的飞行器铰链力矩试验中，也是全机半模全动舵铰链力矩、全动舵部件测力主要采用的天平。因结构尺寸限制，这种天平难以对各分量进行有效分解，且比较难以实现通用化、系列化，较难提高测量灵敏度。但随着采集设备和校准能力的提高，这种天平现在也被用于长细比较大直径不足以布置纵轴天平的弹箭兵器铰链力矩试验，采用简单的柱梁结构也能基本满足测量灵敏度需要。由于横轴式铰链力矩天平尺寸小、角度变化方便等特点，很适合开展多天平同时测量试验。

对于以上两种舵面铰链力矩的测量方法，舵面的偏转均采用传统的角度销来机械定位，一次风洞试验只能进行一个舵面偏转角下的铰链力矩测量，如需要进行多组合舵面偏转角的测量试验，则需要做大量次数的风洞，在时间成本和经济成本上花费的代价特别大；另外，利用角度销变换舵偏角需要耗费大量的人工成本。为了大幅减少风洞试验次数，更为全面考察各种工况下鸭舵和尾翼等各舵面的铰链力矩的变化规律，同时为了更为有效监测真实导弹飞行过程中面对复杂气流时舵面铰链力矩的真实信息，实现舵轴自动精准偏转下的舵面铰链力矩的实时连续测量成为便携式导弹或箭炮急需解决的难题。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种舵面自动偏转的铰链力矩测量装置。

本发明解决技术的方案是：舵面自动偏转的铰链力矩测量装置，包括舵轴驱动单元、铰链力矩天平和舵机主体；所述的舵轴驱动单元包括电机驱动组件和舵轴传动组件；电机驱动组件固装在所述的舵机主体上，用于提供正反旋转的动力，其输出动力轴与舵轴传动组件固连，舵轴传动组件将所述电机驱动组件的输出动力转化为偏转的动力输出，所述电机驱动组件的输出动力轴轴线与舵轴传动组件的旋转轴线垂直交错，所述铰链力矩天平一端与舵轴传动组件固连，另一端与待测量舵轴固连，并随舵轴传动组件同步偏转。

优选的，舵轴驱动单元和所述铰链力矩天平组合的布置数量和方式根据导弹模型主体的舵面数量和布局形式决定。

优选的，所述铰链力矩天平的轴线与舵轴轴线或舵面铰链力矩轴线保持一致或平行。

优选的，所述的舵轴传动组件优选具备自锁特征的蜗轮蜗杆传动，蜗杆与电机驱动组件的输出动力轴连接，蜗轮与铰链力矩天平的一端固连，优选锥配合固连。

优选的，控制所述电机驱动组件的输出动力轴轴线与所述舵轴传动组件的旋转轴线的最短距离偏离蜗轮蜗杆中心距±0.01mm以内，其旋转回程间隙在3′以内。

舵面自动偏转的铰链力矩测量系统，包括权利要求1所述的铰链力矩测量装置、导弹模型主体和信号采集处理系统；

铰链力矩测量装置置于导弹模型主体的不同舵面部位，每个铰链力矩测量装置分别用于在试验过程中按照预设的试验目的驱动对应舵面旋转并实时测量铰链力矩；

导弹模型主体置于预设速度来流流场中用于模拟待测试位姿；

信号采集处理系统实时采集和处理所述铰链力矩天平获得的铰链力矩测量数据，当某舵面达到系统设定的所能承受最大力和力矩安全裕度时，发送指令至该舵面对应的舵轴驱动单元，停止该舵面的旋转并返回至初始状态。

优选的，通过张带支撑、尾支撑或线支撑，与所述导弹模型主体固连，用于实现所述导弹模型主体的六自由度运动姿态。

优选的，所述的导弹模型主体从前之后依次包括安装带舵面前后弹身和中弹身；中弹身的两端分别与前后弹身相连，中弹身沿轴向的长度能调整替换，与前后弹身合为一体。

舵面自动偏转的铰链力矩测量方法，步骤如下：

(1)导弹模型主体在动力驱动或支撑件支撑下，置于来流流场中，其轴线与来流方向平行；所述的导弹模型主体包括带舵面的弹身以及用于连接二者的连接弹身；

(2)预设速度来流的流场稳定后，旋转导弹模型主体到某一预设角度，各舵轴驱动单元按照预设的试验目的，分别驱动对应舵面分别或同时连续地以某一角速度进行旋转，由铰链力矩天平实时获得连续角度变换下各舵面的铰链力矩数据；

(3)信号采集处理系统实时采集和处理所述铰链力矩天平获得的铰链力矩测量信号，当某舵面达到系统设定的所能承受最大力和力矩安全裕度时，发送指令至该舵面对应的舵轴驱动单元，停止该舵面的旋转并返回至初始状态；

(4)带舵面的两个弹身相对旋转某一角度，重复步骤(2)和步骤(3)的操作，通过所述信号采集处理系统获得的铰链力矩测量数据，评估和优选所述两个弹身上舵面沿轴向视角的交错最佳位置；

(5)通过替换不同长度的连接弹身，重复步骤(2)、步骤(3)和步骤(4)的操作，通过信号采集处理系统获得的铰链力矩测量数据，评估和优选所述两个弹身上舵面沿轴向视角的交错最佳位置和前后最佳距离。

优选的，通过对导弹模型主体在不同来流速度、不同位姿以及不同舵面的不同偏转角、不同交错位置和不同前后距离下的铰链力矩测量，实时获得以上各参数状态下所述导弹模型主体的各舵面的铰链力矩数据。

优选的，导弹模型主体上沿其轴线分布的舵面的数量不限，弹身的数量则随所述舵面自动偏转的铰链力矩测量需要而相应增减。

优选的，不同弹身之间的舵面沿轴向视角的交错位置通过机械固定定位或传动定位来调整。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明采用模块化设计舵轴驱动单元，装置结构简单，各组件拆装维护方便，能实现了传动自锁，舵轴±360°的角度偏转和偏转回程间隙在3′以内，增强了舵轴角度偏转的操控能力和控制范围，保证了舵面铰链力矩测量的精准度；

舵机主体一体化加工，通过在局限的空间内对舵轴驱动单元的数量和布局形式进行设计，实现一字、品字、十字、米字、对称和非对称舵面布局等，能够适用于不同舵面布局的导弹铰链力矩测量需要；

通过在舵轴驱动单元的舵轴末端固定铰链力矩天平，实现了各舵面自动偏转下的铰链力矩的连续和实时测量，能够全面考察各舵面的铰链力矩的变化规律，减少了人工定位舵偏角下的试验次数和人力成本，经济成本和时间成本也大幅降低；

通过在导弹模型主体不同部位内置舵面自动偏转的铰链力矩测量装置，实现导弹模型主体在不同来流速度、不同位姿以及各操纵面的不同偏转角、不同交错位置和不同前后距离下的铰链力矩实时监测并对参数进行优选。

附图说明

图1为本发明舵面自动偏转的铰链力矩测量方法示意图；

图2为本发明舵面自动偏转的铰链力矩测量装置示意图；

图3为本发明导弹操纵面沿周向的数量和布局形式示意图；

图4为本发明鸭舵和尾翼沿轴向视角的交错位置电机驱动定位调整示意图；

图5为本发明鸭舵和尾翼沿轴向视角的交错位置示意图；

图6为纵轴式铰链力矩天平测量示意图；

图7为横轴式铰链力矩天平测量示意图。

具体实施方式

下面结合实施例及附图1-5对本发明作进一步阐述。

下面根据附图1对本发明的具体实施方案进行进一步的详细描述。

舵面自动偏转的铰链力矩测量装置2为一个具有舵轴驱动单元、铰链力矩天平25和舵机主体21的单元主体，见附图2；虽然从附图2的视图视角仅能看到一套完整的舵轴驱动单元+铰链力矩天平25，但显示的三套电机驱动组件围绕舵机主体圆形阵列可知，在一个舵机主体上沿其周向圆形布置了三套舵轴驱动单元+铰链力矩天平25，当然不仅限于圆形阵列，也不仅限于三套，根据导弹模型的操纵面数量和布局而定，有一字、品字、十字、米字、对称和非对称等多种舵面布局，见附图3。舵轴驱动单元包括电机驱动组件22和舵轴传动组件。电机驱动组件22，包括可正反转的电机、精密减速器和编码器等，固定在舵机主体21上，其能够提供正反旋转的动力，输出动力轴与舵轴传动组件固连。舵轴传动组件将电机驱动组件22的输出动力轴的动力转化为舵轴偏转的动力输出，电机驱动组件22的输出动力轴轴线与舵轴旋转轴线为垂直交错，舵轴传动组件的传动方式可以是滚珠丝杠拨叉螺母传动、蜗轮蜗杆传动及摆缸传动等多种方式，优选蜗轮蜗杆传动。以蜗轮蜗杆为例，铰链力矩天平25一端与蜗轮24固连，一端与舵轴固连，并随蜗轮24同步偏转，蜗杆连接电机的输出动力轴。铰链力矩天平25的轴线和舵轴24轴线保持一致或平行。舵面自动偏转的铰链力矩测量装置2的外径小于50mm，其能够能实现各舵面的单独控制，驱动各舵面分别实现±360°带自锁的角度偏转，旋转回程间隙在3′以内。

舵面自动偏转的铰链力矩测量方法，包括一个具有舵面自动偏转的铰链力矩测量装置2、导弹模型主体1和信号采集处理系统6的主体，见附图1；导弹模型主体1包括前弹身11、中弹身12和后弹身13，置于前弹身11的鸭舵3与置于后弹身13的尾翼4沿轴向视角的交错位置通过机械固定定位或传动定位来调整，附图1所示为通过一系列的不同角度的销孔进行机械定位，附图4所示为通过一电机驱动前弹身旋转定位。导弹模型主体1，中弹身12的两端分别与前弹身11和后弹身13相连，中弹身12沿轴向的长度可调整替换。支撑件5包括张带支撑、尾支撑或线支撑，与导弹模型主体1固连，能实现导弹模型主体1的六自由度运动姿态。舵面自动偏转的铰链力矩测量装置2置于导弹模型主体1的鸭舵3部位和尾翼4部位，驱动鸭舵3和尾翼4旋转并实时测量铰链力矩的步骤如下：

(1)导弹模型主体1在动力驱动或支撑件支撑下，置于来流流场中，其轴线与来流方向平行；

(2)预设速度来流的流场稳定后，旋转导弹模型主体1到某一预设角度，舵轴驱动单元驱动鸭舵3和尾翼4分别或同时连续地以某一角速度进行旋转，铰链力矩天平25根据舵面受到来流施加的力和力矩，实时获得连续角度变换下舵面的铰链力矩数据。

(3)信号采集处理系统6实时采集和处理铰链力矩天平25获得的铰链力矩测量信号，当达到系统设定鸭舵3或尾翼4所能承受最大力和力矩安全裕度时，停止鸭舵3或尾翼4的继续旋转，并在舵轴驱动单元的驱动下返回到鸭舵3或尾翼4的初始状态。

(4)前弹身11相对后弹身13旋转某一角度，重复步骤(2)和步骤(3)的操作，通过信号采集处理系统6获得的铰链力矩测量数据，评估和优选鸭舵3和尾翼4沿轴向视角的交错最佳位置，见附图5。

(5)通过替换不同长度的中弹身12，重复步骤(2)、步骤(3)和步骤(4)的操作，通过信号采集处理系统6获得的铰链力矩测量数据，评估和优选鸭舵3和尾翼4沿轴向视角的交错最佳位置和前后最佳距离。

(6)通过对导弹模型主体1在不同来流速度、不同位姿以及鸭舵3和尾翼4的不同偏转角、不同交错位置和不同前后距离下的铰链力矩测量，获得以上各参数状态下导弹模型主体1的鸭舵3和尾翼4的铰链力矩数据。

值得指出的是，鸭舵和尾翼均为导弹上的操纵面(亦称舵面)，分布在导弹弹体轴线的前后位置，针对不同类型的导弹，不仅仅只存在鸭舵和尾翼两种操纵面，或者只有鸭舵或尾翼，或者恰好有鸭舵和尾翼两种操纵面，或者有三种或三种以上的操纵面，以上铰链力矩测量方法对于不同数量和位置的操纵面均适用。另外，中弹身可以跟前弹身或后弹身整合为一个单件，整合后的前弹身或后弹身承担整合前中弹身的长度变化等功能。具体的，弹身的数量则随所述舵面自动偏转的铰链力矩测量需要而相应增减，例如需要测试尾翼处的铰链力矩，那弹身1和弹身2就可以合成一体，也不需要弹身1上面布置自动偏转机构。

本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (12)

1.舵面自动偏转的铰链力矩测量装置，其特征在于：包括舵轴驱动单元、铰链力矩天平和舵机主体；所述的舵轴驱动单元包括电机驱动组件和舵轴传动组件；电机驱动组件固装在所述的舵机主体上，用于提供正反旋转的动力，其输出动力轴与舵轴传动组件固连，舵轴传动组件将所述电机驱动组件的输出动力转化为偏转的动力输出，所述电机驱动组件的输出动力轴轴线与舵轴传动组件的旋转轴线垂直交错，所述铰链力矩天平一端与舵轴传动组件固连，另一端与待测量舵轴固连，并随舵轴传动组件同步偏转。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：舵轴驱动单元和所述铰链力矩天平组合的布置数量和方式根据导弹模型主体的舵面数量和布局形式决定。

3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述铰链力矩天平的轴线与舵轴轴线或舵面铰链力矩轴线保持一致或平行。

4.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的舵轴传动组件优选具备自锁特征的蜗轮蜗杆传动，蜗杆与电机驱动组件的输出动力轴连接，蜗轮与铰链力矩天平的一端固连，优选锥配合固连。

5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于：控制所述电机驱动组件的输出动力轴轴线与所述舵轴传动组件的旋转轴线的最短距离偏离蜗轮蜗杆中心距±0.01mm以内，其旋转回程间隙在3′以内。

6.舵面自动偏转的铰链力矩测量系统，其特征在于：包括权利要求1所述的铰链力矩测量装置、导弹模型主体和信号采集处理系统；

铰链力矩测量装置置于导弹模型主体的不同舵面部位，每个铰链力矩测量装置分别用于在试验过程中按照预设的试验目的驱动对应舵面旋转并实时测量铰链力矩；

导弹模型主体置于预设速度来流流场中用于模拟待测试位姿；

信号采集处理系统实时采集和处理所述铰链力矩天平获得的铰链力矩测量数据，当某舵面达到系统设定的所能承受最大力和力矩安全裕度时，发送指令至该舵面对应的舵轴驱动单元，停止该舵面的旋转并返回至初始状态。

7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于：包括张带支撑、尾支撑或线支撑，与所述导弹模型主体固连，用于实现所述导弹模型主体的六自由度运动姿态。

8.根据权利要求6所述的系统，其特征在于：所述的导弹模型主体从前之后依次包括安装带舵面前后弹身和中弹身；中弹身的两端分别与前后弹身相连，中弹身沿轴向的长度能调整替换，与前后弹身合为一体。

9.舵面自动偏转的铰链力矩测量方法，其特征在于步骤如下：

(1)导弹模型主体在动力驱动或支撑件支撑下，置于来流流场中，其轴线与来流方向平行；所述的导弹模型主体包括带舵面的弹身以及用于连接二者的连接弹身；

(2)预设速度来流的流场稳定后，旋转导弹模型主体到某一预设角度，各舵轴驱动单元按照预设的试验目的，分别驱动对应舵面分别或同时连续地以某一角速度进行旋转，由铰链力矩天平实时获得连续角度变换下各舵面的铰链力矩数据；

(3)信号采集处理系统实时采集和处理所述铰链力矩天平获得的铰链力矩测量信号，当某舵面达到系统设定的所能承受最大力和力矩安全裕度时，发送指令至该舵面对应的舵轴驱动单元，停止该舵面的旋转并返回至初始状态；

(4)带舵面的两个弹身相对旋转某一角度，重复步骤(2)和步骤(3)的操作，通过所述信号采集处理系统获得的铰链力矩测量数据，评估和优选所述两个弹身上舵面沿轴向视角的交错最佳位置；

(5)通过替换不同长度的连接弹身，重复步骤(2)、步骤(3)和步骤(4)的操作，通过信号采集处理系统获得的铰链力矩测量数据，评估和优选所述两个弹身上舵面沿轴向视角的交错最佳位置和前后最佳距离。

10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于：通过对导弹模型主体在不同来流速度、不同位姿以及不同舵面的不同偏转角、不同交错位置和不同前后距离下的铰链力矩测量，实时获得以上各参数状态下所述导弹模型主体的各舵面的铰链力矩数据。

11.根据权利要求9所述的方法，其特征在于：导弹模型主体上沿其轴线分布的舵面的数量不限，弹身的数量则随所述舵面自动偏转的铰链力矩测量需要而相应增减。

12.根据权利要求9所述的方法，其特征在于：不同弹身之间的舵面沿轴向视角的交错位置通过机械固定定位或传动定位来调整。

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