CN113933017A - 高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统及方法 - Google Patents

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关春
王栋
余爱英
郭宁敏
雷倩楠
徐玲
王诚慧
胡强
郝华
王斌
王西昊
刘新原
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Abstract

本发明提供了一种高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统及方法，解决现有空气舵的外舵连接转轴没有对接口，无法安装角度传感器，实现空气舵展开过程外舵角度测量的问题。该系统包括定位板、传动轴、传动轴支撑架、L型连杆、角度传感器、传感器固定支架和2个固定螺钉；定位板安装在飞行器侧壁上；传动轴通过传动轴支撑架安装在定位板上，且传动轴与外舵连接转轴同轴；L型连杆的一端与传动轴垂直固连，另一端开设U形缺口；2个固定螺钉分别位于U形缺口的两侧，以压接方式分别与外舵两侧面接触；角度传感器通过传感器固定支架安装在定位板上，且角度传感器的输入轴与传动轴同轴连接。

Description

高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统及方法
技术领域
本发明属于地面风洞试验领域，具体涉及一种高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统及方法。
背景技术
空气舵是飞行器飞行过程调整飞行姿态、运动轨迹，维持飞行器稳定飞行的关键设备，飞行器飞行过程中，在空气舵展开时，因空气舵展开过程同步性较差或受气动影响，会引起飞行器自身产生额外力矩，致使飞行器失稳，飞行失败。
地面风洞试验是飞行器获取飞行状态各类参数的重要措施。飞行器在风洞试验中模拟实际的飞行状态，包含其飞行过程的气动参数。空气舵在展开过程中受气动力、飞行器分离干扰等因素会对折叠舵(空气舵)面展开过程有较大影响。
因此，在飞行器进行地面风洞试验时，需要对舵面在展开过程中展开角度随时间的变化进行测量，从而对空气舵的展开性能进行分析和验证，以评估空气舵展开的状态。
现有飞行器的空气舵包含内舵、外舵和外舵连接转轴，内舵固定于飞行器表面，起固定支撑作用，外舵与内舵通过外舵连接转轴连接，初始阶段外舵为收缩状态，飞行过程外舵通过外力围绕外舵连接转轴转动展开，属于一个动态过程。
由于现有空气舵的外舵连接转轴没有对接口，无法安装角度传感器，不能将角度的变化传递到角度传感器，完成空气舵展开过程的外舵角度测量。
发明内容
为了解决现有空气舵的外舵连接转轴没有对接口，无法安装角度传感器，实现空气舵展开过程外舵角度测量的技术问题，本发明提供了一种高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统及方法。
为实现上述目的，本发明提供的技术方案是：
一种高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统，飞行器的外侧壁上设有空气舵，空气舵包括固定在飞行器外侧壁的内舵以及通过外舵连接转轴连接在内舵外侧的外舵，其特殊之处在于：
包括定位板、传动轴、传动轴支撑架、L型连杆、角度传感器、传感器固定支架和2个固定螺钉；
所述定位板安装在飞行器侧壁上；
所述传动轴通过传动轴支撑架安装在定位板上，且传动轴与外舵连接转轴同轴；
所述L型连杆的一端与传动轴垂直固连，另一端开设U形缺口；
所述2个固定螺钉分别位于U形缺口的两侧，以压接方式分别与外舵两侧面接触；
所述角度传感器通过传感器固定支架安装在定位板上，且角度传感器的输入轴与传动轴同轴连接。
进一步地，所述L型连杆的一端和角度传感器输入轴分别位于传动轴的两端；
所述传动轴与角度传感器输入轴连接的一端中部沿轴向开设有盲孔，侧壁设有与盲孔连通的径向安装孔，通过锁紧螺钉穿过径向安装孔，且端部压紧在角度传感器输入轴侧壁，实现传动轴与角度传感器输入轴的连接。
进一步地，所述定位板为与飞行器侧壁相适配的圆弧板。
进一步地，所述传动轴外表面粗糙度≤1.6μm；传动轴支撑架和传动轴之间的配合偏差≤0.5mm。
进一步地，所述固定螺钉直径≤3mm。
进一步地，所述传感器固定支架与定位板之间、传动轴支撑架和定位板之间均设有垫片。
同时，本发明提高了一种高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量方法，其特征在于，采用上述高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统，包括以下步骤：
1)将定位板安装在飞行器侧壁上，使定位板上的传动轴与飞行器外侧壁的外舵连接转轴同轴，且外舵伸入L型连杆的U形缺口中；
2)通过2个固定螺钉分别穿设在U形缺口两侧的L型连杆上，且2个固定螺钉的端部分别压紧外舵的两侧面，实现L型连杆与外舵的连接；
3)将安装有测量系统的飞行器置于风洞试验装置中，且飞行器外侧壁的外舵朝向气流；
4)用气流吹飞行器模拟飞行过程的气动参数，同时打开空气舵，实时记录角度传感器的测量数据，获得外舵展开过程的实时转动角度。
与现有技术相比，本发明的优点是：
1、本发明测量系统及方法通过将定位板安装于飞行器侧壁上，且定位板上的传动轴与外舵连接转轴同轴，以及L型连杆与外舵通过2个固定螺钉连接，L型连杆将外舵的弧线运动传递到传动轴，传动轴将弧线运动转化为同轴转动并传递到角度传感器，实时记录角度传感器的测量数据，从而实现外舵展开过程转动角度的实时测量。
2、本发明L型连杆与外舵通过2个固定螺钉连接，使L型连杆与外舵舵面不接触，避免L型连杆与外舵采用常规接触式连接，在高频振动冲击下，对L型连杆造成损坏，而影响试验过程。
3、现有空气舵的外舵连接转轴没有对接口，假设即便将角度传感器安装在外舵连接转轴上，空气舵的展开过程会产生高冲击，也会影响角度传感器的测量数据，造成测量误差。本发明外舵和L型连杆连接，L型连杆能承受高频振动冲击，并通过L型连杆、传动轴将外舵的运动数据传递到角度传感器，角度传感器实现风洞试验中空气舵展开过程间接角度实时测量，避免直接将角度传感器安装在空气舵上所带来的测量误差，可实现高冲击状态下传动角度实时准确测量。
4、本发明传动轴支撑架和传动轴之间的配合偏差不能超过0.5mm，传动轴外表面粗糙度不超过1.6μm，保证传动轴转动过程不会出现偏心转动。
5、本发明测量系统不需要对飞行器上空气舵结构做任何改变，仅需将定位板安装于飞行器侧壁上，L型连杆与外舵通过固定螺钉连接，测量系统结构简单，且测量过程简单、方便。
6、本发明固定螺钉选择直径最大为￠3mm，降低外舵高速冲击对L型连杆的影响。
7、本发明测量系统及方法可获取飞行器在地面风洞试验中，舵面在展开过程中展开角度随时间的变化过程，从而对空气舵的展开性能进行分析和验证，评估空气舵展开的状态。
附图说明
图1是本发明高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统的主视图；
图2是本发明高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统的俯视图；
其中，附图标记如下：
1-飞行器，111-内舵，112-外舵连接转轴，113-外舵；
2-定位板，3-传动轴，4-传动轴支撑架，5-L型连杆，51-U形缺口，6-角度传感器，61-输入轴，7-传感器固定支架，8-固定螺钉，9-锁紧螺钉。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明的内容作进一步详细描述。
如图1和图2所示，本发明一种高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统；其中，飞行器1的外侧壁上设有空气舵，空气舵包括固定在飞行器1外侧壁的内舵111以及通过外舵连接转轴112连接在内舵111外侧的外舵113；测量系统实现对飞行器外舵展开角度的实时测量，测量系统由定位板2、传动轴3、传动轴支撑架4、L型连杆5、角度传感器6、传感器固定支架7和2个固定螺钉8组成。
定位板2安装于飞行器1侧壁上，作为定位基准；本实施例定位板2为与飞行器1侧壁相适配的圆弧板。
传动轴3通过传动轴支撑架4安装在定位板2上，且在定位板2安装在飞行器1侧壁上时，需要保证传动轴3与内舵111和外舵113之间的外舵连接转轴112同轴。
L型连杆5的一端与传动轴3垂直固连，L型连杆5与传动轴3连接为过盈配合，不能产生相对运动；L型连杆5的另一端朝向外舵113并与外舵113连接，为了避免对飞行器1外舵113的损伤，L型连杆5的另一端与外舵113采用卡销式连接，使L型连杆5与外舵113舵面不接触。卡销式连接具体为，L型连杆5的另一端开设有与外舵113外部配合的U形缺口51，2个固定螺钉8分别位于U形缺口51的两侧，2个固定螺钉8与U形缺口51两侧的L型连杆5螺纹连接，且2个固定螺钉8的端部以压接方式分别与外舵113两侧面接触，即通过2个固定螺钉8实现L型连杆5与外舵113的压紧式连接，保证外舵113与L型连杆5无相对位移，起固定作用。同时固定螺钉8可吸收外舵113展开过程产生的高冲击。本实施例固定螺钉8选择直径最大为￠3mm，降低外舵113冲击对L型连杆5的影响。
角度传感器6通过传感器固定支架7安装在定位板2上，传感器固定支架7支撑角度传感器6，且角度传感器6的输入轴61与传动轴3同轴连接，进而确保角度传感器6与外舵连接转轴112同轴；角度传感器6进行角度的实时测量。
测量系统中，L型连杆5将外舵113的弧线运动传递到传动轴3，传动轴3将弧线运动转化为同轴转动并传递到角度传感器6，因此必须保证传动轴3的轴向与外舵连接转轴112同轴，本实施例在传动轴支撑架4和定位板2之间设置厚度为0.5mm的垫片，通过修研该垫片的厚度，确保传动轴3与外舵连接转轴112之间的同轴度满足要求。
本实施例测量系统不需要对飞行器1上空气舵结构做任何改变，仅需将定位板2安装于飞行器1侧壁上，L型连杆5与外舵113通过固定螺钉8连接，测量系统结构简单且操作便捷。
本实施例传动轴支撑架4用于固定传动轴3，保证传动轴3与外舵连接转轴112同轴且能够自由转动，传动轴3转动过程不能出现偏心转动，因此，传动轴支撑架4和传动轴3之间的配合偏差不能超过0.5mm，传动轴3外表面粗糙度不超过1.6微米。
本实施例L型连杆5的一端和角度传感器6输入轴61分别位于传动轴3的两端；传动轴3与角度传感器6输入轴61的具体连接方式为：传动轴3与角度传感器6输入轴61连接的一端中部沿轴向开设有盲孔，侧壁设有与盲孔连通的径向安装孔，通过锁紧螺钉9穿过径向安装孔，且端部压紧在角度传感器6输入轴61侧壁，实现传动轴3与角度传感器6输入轴61的连接。在传感器固定支架7与定位板2之间设置厚度为0.5mm的垫片，通过修研该垫片的厚度，可确保传动轴3与角度传感器6输入轴61的同轴度满足要求；
本实施例传动轴3与外舵连接转轴112同轴、传动轴3与角度传感器6输入轴61的同轴可通过垫片的修切，传动轴支撑架4的高度和传感器固定支架7的高度以外舵连接转轴112与定位板2之间的高度尺寸按负偏差设计。
本实施例测量系统对空气舵展开过程中外舵展开角度实时测量过程，包括以下步骤：
1)将定位板2安装在飞行器1侧壁上，使定位板2上的传动轴3与飞行器1外侧壁的外舵连接转轴112同轴，且外舵113伸入L型连杆5的U形缺口51中；
其中，可通过修研传动轴支撑架4与定位板2之间的垫片，确保传动轴3与外舵连接转轴112之间的同轴；以及通过修研传感器固定支架7和定位板2之间的垫片，确保传动轴3与角度传感器6输入轴61的同轴；以及优选将定位板2安装在飞行器1内壁上，避免试验环境对定位板2位置的影响；
2)通过2个固定螺钉8分别以螺纹连接方式穿设在U形缺口51两侧的L型连杆5上，且2个固定螺钉8的端部分别压紧外舵113的两侧面，实现L型连杆5与外舵113的连接；
3)将安装有测量系统的飞行器1置于风洞试验装置中，且飞行器1外侧壁空气舵的外舵113朝向气流；
4)用气流吹飞行器1模拟飞行过程的气动参数，同时展开空气舵，空气舵展开过程，外舵113通过固定螺钉8带动L型连杆5运动，L型连杆5另一端通过传动轴3带动角度传感器6转动，实时记录角度传感器6的测量数据，从而实现外舵113展开过程转动角度的实时测量。
本实施例L型连杆5与外舵113采用卡销式连接，L型连杆5与外舵113舵面不接触，避免L型连杆5与外舵113舵面采用常规接触式连接，由于两者接触面越大，在试验过程中对L型连杆5的力越大，在高频振动冲击下，会对L型连杆5造成损坏，而造成测量结果不准确或者试验失败。
以上仅是对本发明的优选实施方式进行了描述，并不将本发明的技术方案限制于此，本领域技术人员在本发明主要技术构思的基础上所作的任何变形都属于本发明所要保护的技术范畴。

Claims (7)

1.一种高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统，飞行器(1)的外侧壁上设有空气舵，空气舵包括固定在飞行器(1)外侧壁的内舵(111)以及通过外舵连接转轴(112)连接在内舵(111)外侧的外舵(113)，其特征在于：
包括定位板(2)、传动轴(3)、传动轴支撑架(4)、L型连杆(5)、角度传感器(6)、传感器固定支架(7)和2个固定螺钉(8)；
所述定位板(2)安装在飞行器(1)侧壁上；
所述传动轴(3)通过传动轴支撑架(4)安装在定位板(2)上，且传动轴(3)与外舵连接转轴(112)同轴；
所述L型连杆(5)的一端与传动轴(3)垂直固连，另一端开设U形缺口(51)；
所述2个固定螺钉(8)分别位于U形缺口(51)的两侧，以压接方式分别与外舵(113)两侧面接触；
所述角度传感器(6)通过传感器固定支架(7)安装在定位板(2)上，且角度传感器(6)的输入轴(61)与传动轴(3)同轴连接。
2.根据权利要求1所述高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统，其特征在于：所述L型连杆(5)的一端和角度传感器(6)输入轴(61)分别位于传动轴(3)的两端；
所述传动轴(3)与角度传感器输入轴(61)连接的一端中部沿轴向开设有盲孔，侧壁设有与盲孔连通的径向安装孔，通过锁紧螺钉(9)穿过径向安装孔，且端部压紧在角度传感器输入轴(61)侧壁，实现传动轴(3)与角度传感器(6)的连接。
3.根据权利要求2所述高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统，其特征在于：所述定位板(2)为与飞行器(1)侧壁相适配的圆弧板。
4.根据权利要求3所述高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统，其特征在于：所述传动轴(3)外表面粗糙度≤1.6μm；传动轴支撑架(4)和传动轴(3)之间的配合偏差≤0.5mm。
5.根据权利要求4所述高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统，其特征在于：所述固定螺钉(8)直径≤3mm。
6.根据权利要求1至5任一所述高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统，其特征在于：所述传感器固定支架(7)与定位板(2)之间、传动轴支撑架(4)和定位板(2)之间均设有垫片。
7.一种高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量方法，其特征在于，采用权利要求1至6任一所述高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统，包括以下步骤：
1)将定位板(2)安装在飞行器(1)侧壁上，使定位板(2)上的传动轴(3)与飞行器(1)外侧壁的外舵连接转轴(112)同轴，且外舵(113)伸入L型连杆(5)的U形缺口(51)中；
2)通过2个固定螺钉(8)分别穿设在U形缺口(51)两侧的L型连杆(5)上，且2个固定螺钉(8)的端部分别压紧外舵(113)的两侧面，实现L型连杆(5)与外舵(113)的连接；
3)将安装有测量系统的飞行器(1)置于风洞试验装置中，且飞行器(1)外侧壁的外舵(113)朝向气流；
4)用气流吹飞行器(1)模拟飞行过程的气动参数，同时打开空气舵，实时记录角度传感器(6)的测量数据，获得外舵(113)展开过程的实时转动角度。
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