专利名称：一种飞机襟翼试验加载控制方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机试验加载控制方法，特别是涉及一种飞机襟翼试验加载控制 方法。
背景技术：
目前，在飞机襟翼收放试验中，加载控制均采用简化加载方法，包括固定载荷、固 定压心位置、放宽载荷姿态的接受范围三种简化方式，且按襟翼运动角度所施加的载荷多 数采用角度与时间的对应方式，不能精确实时对应，而在测量襟翼运动角度方面也会产生 误差。另外，襟翼运动角度测量方式可分为两种，第一种是使用位移传感器测量襟翼的旋转 角度，缺陷是位移传感器在长期重复性工作时易出现故障。第二种是使用角度传感器测量 襟翼的旋转角度，缺陷是角度传感器反馈信号易出现滞后。
发明内容
本发明的目的是设计一种襟翼试验加载控制方法，解决反馈信号滞后的问题，使 载荷能够精确地随襟翼运动轨迹变化进行施加，且保持加载方向始终与襟翼翼面垂直。同 时，使加载系统长期稳定精确运行。本发明的技术方案本发明所述襟翼试验加载控制方法使用襟翼驱动机构输出轴 转动脉冲信号作为加载控制命令基准，加载系统每收到一个转动脉冲信号就发出一个控制 命令，该方法包括以下步骤(1)建立襟翼运动角度一驱动机构输出轴转动脉冲计数曲线，根据曲线拐点进行 分段线性拟合；(2)根据分段情况对任务书中给定载荷及压心位置作动器的位置进行按段的端点 重新线性分配；(3)按段的端点对应的襟翼角度进行该状态下的静态加载，测量得出位置调整作 动器的对应命令值，根据位置调整作动器运动时的物理拐点，进行分段调整；(4)进行分段动态加载，根据载荷施加的整体协调情况，对该段调速补偿为具有 加、减速功能的折线加载方式。所述襟翼试验加载控制方法，使用分段线性模拟非线性方式结合段内调速补偿加 载控制方式。本发明的有益效果采用分段线性模拟非线性方式，按照襟翼驱动机构输出的脉 冲信号逐点加载方式，结合段内调速补偿方法，实现了被动式精确随动非线性加载，提高了 加载系统的运行速度和控制精度，增强了系统的稳定性。
图1是飞机襟翼试验随动加载结构示意图。图2是襟翼运动角度与转动脉冲信号关系图。
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图3是段内调速补偿方法示意图。图4正常加载反馈曲线与理论加载曲线图。图5调速补偿加载反馈与理论加载曲线曲线图。图6是实际加载反馈曲线效果图。1是加载弦线面，2是襟翼，3是加载工装，4、10是导向轨道，5、8是滑车，6、9是位 置调整作动器，7是加载作动器，10是分段线性拟合曲线，11是实际关系曲线，12是曲线拐 点，13是加速折线加载曲线，15是减速折线加载曲线，17,18是调速折线加载拐点，14是某 段原始命令曲线，16是某段原始命令控制曲线终点，19是某段原始命令控制曲线起点，20、 22是理论加载曲线，21是正常加载反馈曲线，23是调速补偿加载反馈曲线，M是误差上限， 25是反馈曲线，沈是误差下限。
具体实施例方式以下将结合附图对本发明技术方案作进一步地详述。(1)测量角度一脉冲计数对应关系应用DEWETR0N测量设备的计数器和倾角传感器，实际测量出襟翼运动角度一脉 冲计数对应曲线，如图1中的实际关系曲线所示。(2)线性分段利用曲线线性拟合方式将襟翼运动角度一脉冲计数对应关系曲线分段(见图2)。根据任务书给定的载荷及压心位置，按照曲线拟合分段进行动态加载，确定位置 调整作动器(见图1)运动时的物理拐点(即换向点)，进行曲线的二次分段。根据试验任务书给定载荷值，按线性关系计算每段的端点命令值。分段后对应载 荷值见表1。
权利要求
1.一种飞机襟翼试验加载控制方法，其特征在于所述方法使用襟翼驱动机构输出轴转 动脉冲信号作为加载控制命令基准，加载系统每收到一个转动脉冲信号就发出一个控制命 令，该方法包括以下步骤(1)建立襟翼运动角度一驱动机构输出轴转动脉冲计数曲线，根据曲线拐点进行分段 线性拟合；(2)根据分段情况对任务书中给定载荷及压心位置作动器的位置进行按段的端点重新 线性分配；(3)按段的端点对应的襟翼角度进行该状态下的静态加载，测量得出位置调整作动器 的对应命令值，根据位置调整作动器运动时的物理拐点，进行分段调整；(4)进行分段动态加载，根据载荷施加的整体协调情况，对该段调速补偿为具有加、减 速功能的折线加载方式。
2.根据权利要求1所述的一种飞机襟翼试验加载控制方法，其特征在于所述加载方法 使用分段线性模拟非线性方式结合段内调速补偿加载控制方式。
全文摘要
本发明涉及一种飞机试验加载控制方法，特别是涉及一种飞机襟翼试验加载控制方法。本方法采用襟翼运动角度与驱动机构输出轴转动脉冲信号对应方式，以该脉冲信号作为基准，实施随动加载，主要包括分段线性模拟非线性控制方式、段内调速补偿方式以及段内按脉冲计数逐点加载方式三方面内容。本方法实现了被动式精确随动非线性加载，提高了加载系统的运行响应速度和控制精度，增强了系统的稳定性，可应用于各种驱动机构输出轴具有脉冲输出信号的飞机襟翼试验。
文档编号G01M13/00GK102095577SQ201110000589
公开日2011年6月15日 申请日期2011年1月5日 优先权日2011年1月5日
发明者张长华, 梁立亚, 王剑峰, 肖培军, 薛伟松, 赵春兰, 郑牧 申请人:哈尔滨飞机工业集团有限责任公司