一种FLAP舵面加载装置及功能试验方法与流程

本发明涉及一种FLAP舵面加载装置及功能试验方法，属于天地往返飞行领域。

背景技术：

天地往返飞行器以高速飞行带来了运输时间成本的下降、导弹武器作战效能大幅提高，因而得到了世界各国高度重视，在军事应用方面尤为突出，已成为当今航空航天领域的前沿技术。天地往返飞行器技术的拓展应用，还有可能在空间进入、天地往返、远程运输等领域带来变革。

为了最大程度模拟飞行器舵面天上工况的负载工况，验证飞行器舵面传动机构的指标参数设计的合理性，缩短天地往返飞行器舵面传动机构的研制周期，通常采用模拟加载装置实现地面模拟加载试验。现有的加载装置多采用弹性钢板模拟弹性负载进行加载，FLAP舵轴与钢板加载主轴采用键连接固连，与天上主要由舵面承载的实际工况有较大差异。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：为克服现有技术的不足，提供一种FLAP舵面加载装置及功能试验方法，以模拟空间飞行器真实气动铰链力矩的负载工况，获得舵面的加载力矩及舵轴的摆角，为FLAP舵面的结构强度设计优化提供数据支撑。

本发明的技术解决方案：

一种FLAP舵面加载装置，包括作动器、舵、转接工装、扭矩传感器、角位移传感器、弹性钢板和主传动轴，舵由舵轴和舵面组成，舵轴连接在主传动轴上，转接工装与舵面固连，转接工装与主传动轴不同轴连接，转接工装的一端与扭矩传感器的一端同轴连接，扭矩传感器的另一端与弹性钢板同轴连接；转接工装的另一端与角位移传感器同轴连接，

作动器作用于主传动轴，带动舵轴往复转动，进而带动舵面往复摆动，将舵面往复摆动的加载力矩传递给转接工装，进而传递给与转接工装同轴的扭矩传感器和角位移传感器，扭矩传感器同时扭转弹性钢板，获得弹性钢板的弹性复位力矩，即为舵面的加载力矩；角位移传感器获得转接工装的摆角，即为舵轴的摆角。

弹性钢板的加载力矩范围为0～1200Nm。

力矩的梯度范围为0～48Nm/°。

舵面往复摆动的角度为-25°～25°。

一种FLAP舵面功能试验方法，具体步骤为：

(1)驱动作动器动作：地面测试仪发送摆角指令信号给伺服控制驱动器，伺服控制驱动器接收摆角指令信号，并将摆角指令信号解算为作动器的位置指令信号，并将位置指令信号传递给作动器，同时，作动器实时将电流I和线位移L信号输入至伺服控制驱动器，伺服控制驱动器采集作动器传来的电流I和线位移L信号，并与伺服控制驱动器中的参考输入信号进行比对，确定线位移偏差并形成驱动信号，将驱动信号传递给作动器，

作动器接收位置指令信号和驱动信号，在伺服动力电源功率电作用下，驱动作动器作直线往复运动；

伺服控制驱动器将电流I和线位移L信号实时传递给地面测试仪；

(2)获得舵面的加载力矩及舵轴的摆角：作动器作用于主传动轴，带动舵轴往复转动，进而带动舵面往复摆动，将舵面往复摆动的加载力矩传递给转接工装，进而传递给与转接工装同轴的扭矩传感器和角位移传感器，扭矩传感器同时扭转弹性钢板，获得弹性钢板的弹性复位力矩，获得弹性钢板的弹性复位力矩，即为舵面的加载力矩M，并将舵面加载力矩M信号传递给地面测试仪；角位移传感器获得转接工装的摆角，即为舵轴的摆角δ，并将摆角δ信号传递给地面测试仪；

(3)利用步骤(1)及步骤(2)中获得的电流I和线位移L、舵面的加载力矩M、舵轴的摆角δ，进行刚度试验数据处理及摩擦力矩试验数据处理。

步骤(3)中的刚度试验数据处理方法为：

在刚度试验中，扭矩传感器输出的M及角位移传感器输出的δ均为0，利用步骤(1)采集的电流I、线位移L，通过数值计算可以得到加载力矩M(I)和舵轴摆角θ(L)，通过如下公式可得舵面加载装置的刚度：

C＝M(I)/θ(L)

式中：C为舵面加载装置的刚度值，单位：Nm/rad；

M(I)为加载力矩，M(I)＝k1iI单位：Nm，其中k1为作动器配套电机的力矩系数，i为作动器的减速比；

θ(L)由线位移L折算的舵面转角，单位：rad，θ(L)＝k2L，其中k2为与作动器几何运动三角形相关的系数；

步骤(3)中的摩擦力矩试验数据处理方法为：

利用步骤(1)扭矩传感器采集输出的M及角位移传感器输出的摆角δ，通过如下方法可得舵面加载装置的摩擦力矩：

以角位移传感器输出的摆角δ为横轴，以扭矩传感器采集输出的M为纵轴，绘制出一个正弦周期内的位置力矩回环曲线，位置力矩回环曲线在纵轴方向投影最大宽度为最大摩擦力矩值Mm的一半；位置力矩回环曲线在摆角δ为零时，回环曲线沿纵轴方向的投影宽度即为零位摩擦力矩Mm＇的一半。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)现有的加载装置通常对FLAP舵轴进行加载，无法实现对FLAP舵面的加载，无法获得与舵面承载相关的数据；本发明装置通过舵面与转接工装的配合连接，可以将弹性钢板的复位力矩以面加载的形式施加于FLAP舵面，以精确模拟空间飞行器真实气动铰链力矩的负载工况；

(2)通过本发明方法，可以获得舵面的加载力矩及舵轴的摆角，并通过计算、分析获得加载装置的安装刚度及摩擦力矩，为FLAP舵面的结构强度设计优化提供数据支撑。

附图说明

图1为本发明结构示意图；

图2为本发明方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细的描述。

本发明涉及一种FLAP舵面加载装置及功能试验方法，其应用与天地往返飞行器舵面传动机构功能试验中，通过FLAP舵面工装及弹性钢板加载装置将弹性钢板的弹性复位力矩加载至整个FLAP舵面，模拟天地往返飞行器舵面的铰链力矩，以验证飞行器舵面传动机构强度、刚度、摩擦力矩等设计参数是否满足性能要求，工艺质量是否满足设计要求；并检验运动学、动力学仿真结果的正确性，并测量加载装置摆角输出、作动器行程、作动器电流、钢板扭矩等参数，计算舵面角速度、作动器线速度和机构刚度等性能指标。

具体结构如图1所示，一种FLAP舵面加载装置，包括作动器3、舵、转接工装2、扭矩传感器8、角位移传感器6、弹性钢板7和主传动轴9，舵由舵轴4和舵面5组成，舵轴4连接在主传动轴9上，转接工装2与舵面5固连，转接工装2与主传动轴9不同轴连接，转接工装2的一端与扭矩传感器8的一端同轴连接，扭矩传感器8的另一端与弹性钢板7同轴连接；转接工装2的另一端与角位移传感器6同轴连接，

作动器3作用于主传动轴9，带动舵轴4往复转动，进而带动舵面5往复摆动，舵面5往复摆动的角度为-25°～25°，将舵面5往复摆动的加载力矩传递给转接工装2，进而传递给与转接工装2同轴的扭矩传感器8和角位移传感器6，扭矩传感器8同时扭转弹性钢板7，获得弹性钢板7的弹性复位力矩，即为舵面5的加载力矩；角位移传感器6获得转接工装2的摆角，即为舵轴4的摆角。

弹性钢板7的加载力矩范围为0～1200Nm，力矩的梯度范围为0～48Nm/°。

通过上述采用扭轴式机构，作动器3通过摇臂将其推力转化为FLAP舵轴上的推挽力矩，该推挽力矩通过键槽传递给FLAP舵面及转接工装2，转接工装在推挽力矩作用下摆动FLAP舵面，FLAP舵面摆动过程克服弹性钢板的弹性力矩做功，加载装置主传动轴上设有扭矩转速传感器和角位移传感器，用以采集主传动轴上的加载扭矩和摆角幅度。以往飞行器舵面传动机构功能试验加载装置常采用直推式点加载方案，导致弹性钢板加载集中于FLAP舵轴上，不能模拟飞行器舵面天上工况的真实铰链力矩情况。

一种FLAP舵面功能试验方法，具体步骤为：

(1)驱动作动器动作：地面测试仪1发送摆角指令信号给伺服控制驱动器10，伺服控制驱动器10接收摆角指令信号，并将摆角指令信号解算为作动器3的位置指令信号，并将位置指令信号传递给作动器3，同时，作动器3实时将电流I和线位移L信号输入至伺服控制驱动器10，伺服控制驱动器10采集作动器3传来的电流I和线位移L信号，并与伺服控制驱动器10中的参考输入信号进行比对，确定线位移偏差并形成驱动信号，将驱动信号传递给作动器3，

作动器3接收位置指令信号和驱动信号，在伺服动力电源11功率电作用下，驱动作动器3作直线往复运动；

伺服控制驱动器10将电流I和线位移L信号实时传递给地面测试仪1；

(2)获得舵面的加载力矩及舵轴的摆角：作动器3作用于主传动轴9，带动舵轴4往复转动，进而带动舵面5往复摆动，将舵面5往复摆动的加载力矩传递给转接工装2，进而传递给与转接工装2同轴的扭矩传感器8和角位移传感器6，扭矩传感器8同时扭转弹性钢板7，获得弹性钢板7的弹性复位力矩，获得弹性钢板7的弹性复位力矩，即为舵面的加载力矩M，并将舵面加载力矩M信号传递给地面测试仪1；角位移传感器6获得转接工装2的摆角，即为舵轴4的摆角δ，并将摆角δ信号传递给地面测试仪1；

(3)利用步骤(1)及步骤(2)中获得的电流I和线位移L、舵面的加载力矩M、舵轴的摆角δ，进行刚度试验数据处理及摩擦力矩试验数据处理。

其中，步骤(3)中的刚度试验数据处理方法为：

在刚度试验中，扭矩传感器(8)输出的M及角位移传感器(6)输出的δ均为0，利用步骤(1)采集的电流I、线位移L，通过数值计算可以得到加载力矩M(I)和舵轴摆角θ(L)，通过如下公式可得舵面加载装置的刚度：

C＝M(I)/θ(L)

式中：C为舵面加载装置的刚度值，单位：Nm/rad；

M(I)为加载力矩，M(I)＝k1iI单位：Nm，其中k1为作动器配套电机的力矩系数，i为作动器的减速比；

θ(L)由线位移L折算的舵面转角，单位：rad，θ(L)＝k2L，其中k2为与作动器几何运动三角形相关的系数；

步骤(3)中的摩擦力矩试验数据处理方法为：

利用步骤(1)扭矩传感器采集输出的M及角位移传感器输出的摆角δ，通过如下方法可得舵面加载装置的摩擦力矩：

以角位移传感器输出的摆角δ为横轴，以扭矩传感器采集输出的M为纵轴，绘制出一个正弦周期内的位置力矩回环曲线，位置力矩回环曲线在纵轴方向投影最大宽度为最大摩擦力矩值Mm的一半；位置力矩回环曲线在摆角δ为零时，回环曲线沿纵轴方向的投影宽度即为零位摩擦力矩Mm＇的一半。

如附图2所示，

本加载试验台采用钢板加载方式，FLAP舵面转接工装以及FLAP舵面安装大梁的配合布局使用，采用工艺作动器对加载钢板进行力矩梯度标定，极大程度上模拟了FLAP舵面真实安装刚度和天上铰链力矩面加载的实际效果，为飞行器舵面传动机构的设计改进提供有效参考。

本发明用于配合完成飞行器舵面传动机构功能试验，包括摩擦力矩测定试验、刚度测定试验、舵面转角与作动器行程传动函数测定试验、负载试验及运动性能及精度试验。通过对飞行器舵面的地面加载试验，最大程度模拟飞行器舵面天上工况的负载工况，验证飞行器舵面传动机构的指标参数设计的合理性，极大缩短天地往返飞行器舵面传动机构的研制周期。

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。