用于静态地确定飞行器控制表面的游隙的测试装置、系统和方法与流程

本文公开的实施例总体上涉及用于获得关于飞行器表面的测量，特别是关于飞行器控制表面的游隙(freeplay)和反冲(backlash)特性测量的测试装置、系统和方法。

背景技术：

飞行器控制表面的游隙在物理上在气动弹性系统中引入刚性降低效应。因这种游隙可引起的该刚性降低效应在一些情况下是足够大的，而在使用表面刚性来抑制颤振的表面中引起极限循环振荡(lco)。lco可进而降低飞行器疲劳寿命，或者在某些极端情况下导致灾难性故障。因此，需要在飞行器被放出以进行飞行颤动测试(fft)之前，在飞行器的控制表面上进行游隙测试，以确定游隙特性并保证飞行器安全。

一旦根据mil8870c标准(通过引用并入本文)确定控制表面的游隙，则需要其它测试以便在飞行器使用寿命期间监测游隙变化。游隙的这些其它监测测试称为反冲测试，其在飞行器交付之前由制造商执行，以及在飞行器使用寿命期间由操作者执行。

为了保证飞行器的安全，军方和美国联邦航空局颁布了标准，规定了飞行器使用寿命期间在不同飞行器控制表面上允许的游隙量。此外，这些标准在整个飞行器使用寿命期间间隔地提供其中必须测试反冲的设定点。

飞行器控制表面的游隙可以静态或动态测试。动态游隙测试涉及将加速度计放置在控制表面中或上，其中表面随后由振动器或致动器振动，从而游隙能由计算机系统监测。然而，这种类型的动态游隙测试系统通常应用于较大飞行器的控制表面，并且允许振动频率和控制表面的游隙的相关性，这对于中小型飞行器是不可能获得的。从2011年4月26日公布的美国专利7,933,691(其全部内容通过引用明确并入本文)中已知一种这样的常规动态游隙测试系统。

由于上述关于动态测试的缺陷，中小型飞行器必须进行静态测试。然而，目前，通过向控制表面施加已知载荷，然后测量相应的偏转(线性测量或角位移)来执行控制表面的静态测试。在这方面，典型的静态游隙测试从零载荷开始，并增加到极限载荷的一定百分比。在测试期间，力矩或施加的载荷相对于位移作图，即，提供l/d图形。对于没有游隙和线性弹簧刚度的控制表面，l/d图形是直线，其中该线的斜率是测量的弹簧刚度。当游隙被引入到系统中时，曲线的不连续发生在零载荷范围附近。对于较大的位移值，斜率增大，并且更代表没有游隙的有效刚度。当滞后被引入到系统中时，l/d图形形成已知类型的曲线。

传统的静态游隙测试方法是耗时的、昂贵且不很准确。此外，静态测试台架相对复杂，因为加载装置必须物理地固定到控制表面而不损坏飞行器。加载通常利用具有已知质量的铅篮进行，这可能在每个加载步骤期间需要特定的系统调节，从而导致非常耗时(因此昂贵)的过程。

因此，需要改进的系统和方法，以此可以获得与中小型飞行器相关联的控制表面的静态游隙和反冲数据。本文中的实施例正是为了满足这样的需求。

技术实现要素：

总体而言，本文公开的实施例涉及用于获得关于飞行器控制表面的测量结果的测试装置、系统和方法，所述飞行器控制表面安装到固定飞行器结构，用于围绕铰链轴线移位。根据一些实施例，测试装置可以包括支撑结构和由支撑结构承载的致动器。支撑结构包括用于将测试装置在位置上固定到固定飞行器结构的附接组件。由支撑结构承载的致动器包括可直线移动的致动器轴，当支撑结构在位置上安装到固定飞行器结构时，致动器轴接触飞行器控制表面。致动器的致动将由此致使致动器轴对可移动飞行器控制表面施加载荷，以引起其围绕铰链轴线的偏转。

载荷传感器可以操作地连接到致动器轴，以感测施加到飞行器控制表面的载荷，并输出指示该载荷的载荷信号。位移换能器也可以操作地连接到飞行器控制表面，以输出指示飞行器控制表面的偏转测量信号。

每个附接组件包括可调节杆和附接吸盘，所述附接吸盘附接到杆的端部，用于布置在飞行器结构的表面上。附加地或替代地，致动器可以包括附接到致动器轴的末端的致动器吸盘，用于布置在飞行器控制表面的区域上。旋转接头可以附接到附接吸盘和/或致动器吸盘中的每一个。真空管线可以操作地附接到附接吸盘和致动器吸盘中的每一个，并且继而连接到真空源，以在附接吸盘和致动器吸盘中的每一个中抽真空。

根据一些实施例，位移换能器可以包括换能器支撑件，该换能器支撑件在换能器的横向上朝向飞行器结构延伸，用于将位移换能器安装在相对于飞行器控制表面的操作位置上。至少一个安装脚可以随换能器支撑件一起提供，用于接触飞行器结构的表面。

可移动飞行器控制表面安装到固定飞行器结构上用于围绕铰链轴线移位，用于确定可移动飞行器控制表面的游隙的系统将包括如上简要描述的测试装置和操作地连接到该测试装置的控制系统。控制系统因此分别从载荷传感器和位移换能器接收载荷信号和偏转信号，以从载荷信号和偏转信号提供载荷-位移图，进而确定飞行器控制表面的游隙。

因此，可以通过如下方式来确定安装到固定飞行器结构以围绕铰链轴线移位的可移动飞行器控制表面的游隙：将测试装置在位置上固定到固定飞行器结构的表面，使得致动器轴和位移换能器与所述可移动飞行器控制表面的相应区域接触。测试装置可以操作地连接到控制系统，以接收分别由载荷传感器和位移换能器输出的载荷测量信号和偏转测量信号。操作控制系统将由此致动致动器，且因此致使致动器轴对飞行器控制表面施加重复的载荷。

与致动器的致动同时地，从载荷传感器和位移换能器输出的载荷测量信号和偏转测量信号收集与重复施加的载荷相关联的载荷测量数据和位移测量数据。从这些收集的数据，可以确定基于所收集的载荷数据和位移数据的载荷-位移曲线。由此，可以从所述载荷-位移曲线来确定飞行器控制表面的游隙。

在仔细考虑关于本发明的优选示例性实施例的以下详细描述之后，本发明的这些和其它方面和优点将变得更加清楚。

附图说明

通过结合附图参考非限制示例性实施例的详细描述，将更好和更完全地理解本发明公开的实施例，在附图中：

图1是根据本文公开的用于静态测试与飞行器控制表面相关联的游隙和反冲的系统的示意图；

图2是可以在图1所示的系统中采用的操作序列的示意性方框流程图；

图3是可以利用图1所示的系统获得的示例性的载荷-偏转数据图。

具体实施方式

附图1示意性地描绘了用于静态测试与飞行器机翼结构aas操作地相关联的飞行器控制表面acs的游隙和反冲的测试系统10。具体地，飞行器控制表面acs能够围绕铰链轴线ha相对于固定飞行器机翼结构aas以可控方式偏转。通常，根据图1中示意性描述的实施例的测试系统10包括：机电测试组件10-1，其物理地和操作地附接到飞行器控制表面acs和飞行器机翼结构aas；以及控制系统10-2，其操作地连接到测试组件10-1，以控制测试参数并收集测试数据。

测试组件10-1设有支撑结构12，支撑结构12包括多个附接组件14，用以将支撑结构12物理地附接到飞行器机翼结构aas。每个附接组件设有通过旋转连接器14c连接到可调节杆14b的附接吸盘14a。可调节杆14b又联接到支撑结构12，以允许其进行往复线性调整，进而允许其相关联的附接吸盘14a朝向或背离飞行器机翼结构aas移动。杆14b在一些实施例中可以螺纹连接到支撑结构12，以允许这种可调节的移动。旋转连接器12c有助于确保附接吸盘14a被正确地设置在飞行器机翼结构aas的弯曲机翼表面上。

因此，以这种方式，与每个杆14b相关联的附接吸盘14a可以移动成在轻微压缩状态下与飞行器机机翼结构aas直接接触，以允许支撑结构12在其上方以固定的间隔关系安装。附接吸盘14a通过真空管线16a连接到真空源16，真空源16操作以在吸盘14a中抽真空，从而确保每个吸盘各自在位置上固定到飞行器机翼结构aas，由此为支撑结构12提供位置稳定性。

支撑结构12支撑电操作致动器18，该致动器18具有以致动器吸盘18b端接的可直线移动的致动器轴18a。致动器吸盘18b以类似于附接吸盘14a和可调节杆14b的方式通过旋转接头18c连接到致动器轴18a的末端，以允许吸盘18b和飞行器控制器表面acs之间的直接固定连接。致动器吸盘18b同样通过真空管线16a操作地连接到真空源16。载荷传感器20操作地关联于致动器18的致动器轴18a，以在测试期间感测偏转力。

线性位移换能器22设有具有安装脚22b、22c的横向换能器支撑结构22a，安装脚22b、22c允许相对于可移动飞行器控制表面acs的操作性定位。以这种方式，线性位移换能器固定到固定飞行器机翼结构aas，以允许将换能器22放置成与可移动飞行器控制表面acs的一部分操作地接触。因此，在测试期间可移动飞行器控制表面acs相对于固定飞行器机翼结构aas的角度偏转的程度将由线性位移换能器22检测到。

控制系统10-2包括具有合适的非易失性存储器的常规个人计算机24，该计算机24可以包括数据存储介质、数据输入键盘和显示器。提供有数据调节器26，用以收集由载荷传感器20和线性位移换能器22感测并向其传输的角度偏转数据和力数据。数据调节器26操作地连接到计算机24，从而可以存储和/或进一步操纵调节的数据。伺服驱动器28操作地互连换能器18和计算机24。

附图2是描绘使用图1所示的系统进行游隙和反冲测试的示例性操作过程的框图。在这方面，在方框100中将观察到，测试将初始地针对被测试的特定可移动飞行器控制表面acs建立，并且涉及测试组件10-1相对于可移动飞行器控制表面acs和固定飞行器机翼结构aas的初始定位。一旦测试组件10-1已经正确定位，包括真空源16的真空系统在步骤102中操作，从而将测试组件10-1相对于可移动飞行器控制表面acs和固定飞行器机翼结构aas在位置上固定。

在步骤100中建立测试之后，在步骤104中，将来自飞行器控制表面acs的铰链轴线的载荷点臂的数据输入到计算机24中。计算机24包括存储在其非易失性存储器中的软件，所述软件管理测试并计算游隙。计算机24还允许在开始实际游隙测试之前，在步骤106中将参数(载荷和位移)设置为零。在步骤106之后，可以在步骤108中开始游隙测试。在这点上，计算机24经由伺服驱动器28执行加载命令，并且经由数据调节器26获得对三个后续重复的数据采集。加载命令因此致使制动器18操作，使得压缩力和拉伸力借助于致动器轴18a和吸盘18b顺序地施加到可移动飞行器控制表面acs上。响应于这些压缩力和拉伸力而作用的阻力因此由换能器20感测到，并且与位移换能器22所感测的角偏转数据被同时采集。加载和数据采集在指定的周期时间内以连续方式执行，这增加了测试速度，而对数据质量没有不利影响。

根据一个实施例，在第三重复加载和数据采集周期完成之后，计算机24在步骤110中自动停止测试和数据采集。然而，在测试期间的任何时刻，如果需要，加载和数据采集周期可以在步骤110a中停止。

在步骤112中从测试保存数据，并且获得如图3所示的载荷-偏转(l/d)曲线。然后在步骤114中，通过将切线拟合到与各拉伸力和压缩力循环相关联的相关的各上部曲线部分和下部曲线部分，选择l/d曲线或l/d曲线的部分。然后，可以通过存储在计算机24中的算法，具体地通过计算上部载荷曲线(拉伸载荷-游隙a)和下部载荷曲线(压缩载荷-游隙b)的导数的差，来计算游隙，如图3所示。被测试的飞行器控制表面acs的游隙被认为是从计算获得的最大值，并且由此在步骤116中作为游隙测试结果输入。

在确定游隙测试结果之后，包括真空源16的真空系统可在步骤118中关闭，并且测试组件10-1从飞行器机翼结构aas和飞行器控制表面acs移除，并被重新连接到其它类似的结构进行测试。

应当理解，本文提供的描述目前被认为是本发明的最实用和优选的实施例。因此，本发明不限于所公开的实施例，而是相反，旨在覆盖包括在其精神和范围内的各种修改和等同布置。