一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量装置及方法与流程

本发明是涉及一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量装置及方法，属于实验空气动力学领域。

背景技术：

飞行器都有各种舵面，如方向舵、升降舵、副翼、襟翼等。舵面设计时，铰链力矩的大小和气动力压心位置是选择舵面形状以及舵轴位置的依据。风洞铰链力矩试验的目的在于测量飞行器各舵面气动力压心的位置及其对铰链轴的力矩。由于融合体布局飞行器舵面扁平，天平安装空间不足，通常采用片式天平进行测量。由于舵面空间尺寸限制，在片式天平上设计六分量载荷是极其困难的，通常片式天平是三分量载荷的，即天平只有CN、MX和MH载荷测量单元。当舵面坐标系与天平坐标系有夹角时则无法得到舵面坐标系下的CN、和MX，因此也就不能计算得到舵面气动力的压心。通常采取的办法是天平与待测一定舵偏角的舵面一体加工，天平的坐标系和舵面坐标系重合，保证天平测量得到的CN、MX和MH就是舵面坐标系下的三分量载荷，随之而来的问题是待测舵面通常有多个舵偏角，这样每个舵偏角均需一体加工一个天平，不仅增加了试验复杂度和试验成本，而且还因采用不同的天平而带来不同的系统误差。

还有的情况是对于特殊构型的融合体布局飞行器测量舵面空间狭小到即使片式天平也难以设计安装，只能把三分量片式天平固定在风洞试验模型本体上，当舵面带有舵偏角时舵面坐标系与天平坐标系不重合时，由于载荷分量的不完备性无法由天平坐标系下的三分量载荷精确变换到舵面坐标系下的三分量载荷，结果是仅能精确得到舵面的MH载荷分量，其它载荷分量以及气动力的压心无法精确得到。

技术实现要素：

本发明要解决的问题：克服现有技术测量扁平舵面每个舵偏角需要设计一个天平，试验系统复杂成本高，以及特殊融合体布局飞行器常规方法仅能得到MH载荷分量而无法精确得到舵面气动力压心的缺点，提供一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量装置及方法，特别是在融合体布局飞行器由于空间限制只能安装片式三分量载荷铰链力矩天平时仍然能够精确得到飞行器舵面的气动力压心及多个载荷分量。

本发明要解决的技术方案：一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量装置，包括：板状连接件(1)、弹性梁(2)、支座(3)、应变片(4)；弹性梁(2)的一端与板状连接件(1)相连，弹性梁(2)的另一端与支座(3)相连；支座(3)安装在飞行器机翼内部且与机翼固定连接；板状连接件(1)、弹性梁(2)安装在机翼内部且不与机翼接触；应变片(4)位于弹性梁(2)的两端，且与弹性梁(2)贴合。机翼为中空结构，弹性梁(2)为方梁，数量为1个或多个，支座(3)为矩形片时，弹性梁(2)的另一端与支座(3)的长边和厚度形成的平面相连，且支座(3)的厚度c3是弹性梁(2)厚度c2的2倍及以上，弹性梁(2)的长度a2是支座(3)短边长度a3的1及以上。板状连接件(1)为矩形，弹性梁(2)的一端与板状连接件(1)的长边和厚度形成的平面相连，且板状连接件(1)的厚度c1是弹性梁(2)厚度c2的2倍及以上，板状连接件(1)长度a1是弹性梁(2)宽度b2的1倍及以上。支座(3)的长边b3以及板状连接件(1)的长边b1均要不小于所有弹性梁(2)宽度b2之和的1.5倍。板状连接件(1)能够与待测融合体布局飞行器舵面固定连接。板状连接件(1)能够可拆卸的与不同角度的待测融合体布局飞行器舵面连接。待测融合体布局飞行器舵面为片状，待测融合体布局飞行器舵面的根部能够和板状连接件(1)相连接。布置在弹性梁(2)两端的应变片(4)厚度不超过0.02mm，应变片(4)平面尺寸不小于2×2mm。

一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量方法，步骤如下：

(1)对铰链力矩天平进行天平公式校准时校准两套天平公式，两套天平公式的坐标系关系为原点和Z轴重合，且原点位于待测融合体布局的舵面的铰链轴中心，将天平公式1和2的坐标系Z轴与待测融合体布局的舵面的铰链轴重合；天平公式1坐标系X轴X1与铰链力矩天平的弹性梁(2)平行，并指向气流反方向；天平公式1坐标系的Y轴符合右手定则；

天平公式2坐标系通过天平公式1坐标系绕天平公式1坐标系的Z轴转夹角θ得到；铰链力矩天平为三分量载荷天平，三个载荷分量分别为CN、MX、MH；

(2)在铰链力矩测量试验时一次测量得到铰链力矩天平的跑码值，根据跑码值用两套天平公式分别计算出天平公式1的坐标系下的载荷分量CN1、MX1、MH1和天平公式2的坐标系下的载荷分量CN2、MX2和MH2；

(3)根据公式MY1＝(MX2-MX1·cosθ)/sinθ、CA1＝(CN2-CN1·cosθ)/sinθ和直接测量的三分量载荷CN1、MX1、MH1，得到天平公式1的坐标系下的五分量载荷CN1、CA1、MX1、MY1和MH1；

(4)将天平公式1的坐标系绕天平公式1的坐标系的Z轴旋转δ角度得到舵面坐标系；

(5)根据步骤(3)的五分量载荷CN1、CA1、MX1、MY1和MH1和步骤(4)的δ角度，得到舵面坐标系的五分量载荷CN3、CA3、MX3、MY3和MH3，由MH3和CN3根据公式XCP＝MH3/CN3得到弦向压心XCP，由MX3和CN3根据公式XCP＝MX3/CN3得到展向压心ZCP；

步骤(1)中对铰链力矩天平在不同的天平坐标系下校准共两套天平公式，两套公式对应的坐标系原点和Z轴重合，并且两个坐标系绕Z轴呈一定夹角θ为待测融合体布局的舵面的舵偏最大角度。

本发明方法具有如下优点：

(1)本发明的方法针对由于空间限制而只能采用只具有三分量载荷铰链力矩天平的不足，提出单个天平在两个绕Z轴呈θ夹角的坐标系下分别校准一个天平公式的办法，通过力系的变换得到一个坐标系下的五分量载荷；

(2)本发明的方法不需增加额外的设备使三分量载荷天平获得了测量五分量载荷的能力，比五分量载荷天平相比尺寸可以设计的更小，特别适用于类似融合体布局飞行器舵面空间狭窄的舵面铰链力矩测量试验；

(3)本发明的方法只需要设计加工一个天平就能测量待测不同舵偏角度的飞行器舵面的铰链力矩特性，从而避免了常规方法每个舵偏角度均需一体加工一套天平的麻烦，而且避免了不同天平带来的系统偏差；

(4)在有些情况下，由于舵面特别扁平，空间过于狭小，舵面中间无法安装天平，采用三分量载荷片式天平固定在模型本体上，当舵面坐标系与天平坐标系不一致时只能精确测量MH载荷分量，而本发明的方法能够精确测量得到五分量载荷，从而根据CN、MX和MH能够确定气动力的展向和弦向压心等重要参数；

附图说明

图1为铰链力矩天平坐标系与舵面坐标系关系图；

图2为铰链力矩天平的两个坐标系的关系图；

图3为单个铰链力矩天平校准两套天平公式的坐标系关系图；

图4为飞行器铰链力矩的测量装置示意图；

图5为本发明的流程图

具体实施方式

本发明的基本思路为：提出了一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量装置及方法，对于融合体布局的扁平舵面由于模型安装空间限制，只能采用片式小天平进行测量，片式小天平通常是三分量天平，即只有CN、MX和MH测量单元，由于天平只有三个单元，因此当舵偏变角度的时候无法转换得到CN和MX单元数据，所以常规做法是针对每一个舵偏角设计校准一个天平，结果是试验成本显著增加和带来天平的随机误差，本发明方法的要点是把片式应变天平固定在模型上，不同舵偏的舵面均用同一个天平测量，不同的是该片式天平校准两套天平公式，并且两套天平公式的坐标系原点和Z轴重合，但是绕Z轴成一定夹角θ，见摘要附图所示。通过一次天平测量可以得到在天平坐标系1下的载荷CN1、MX1和MH1，以及天平坐标系2下的载荷CN2、MX2和MH2，由于气动载荷是矢量，与坐标系无关，因此根据矢量合成法则得到MX2＝MX1·cosθ+MY1·sinθ，于是可以得到MY1＝(MX2-MX1·cosθ)/sinθ，同理根据公式CN2＝CN1·cosθ+CA1·sinθ，于是可以得到CA1＝(CN2-CN1·cosθ)/sinθ。通过上述处理方法得到了在天平坐标系1下的五分量载荷(CN1、CA1、MX1、MY1和MH1)，于是绕Z轴旋转坐标系，能够得到此时坐标系下的五分量载荷，即是不同舵偏下舵面坐标系下的载荷。因此，通过本发明的方法采用一个固定三分量片式小天平能够得到不同舵偏下的五分量气动载荷。

以下结合附图和具体实施实例对本发明的测量装置做进一步详细说明。

如图4所示，本发明的一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量装置，其组成部分主要包括：板状连接件1、弹性梁2、支座3、应变片4；测量装置的材料优选采用的是具有高强韧性的马氏体时效钢00Ni18Co8Mo5TiAl，用其加工的测量装置具有精度高重复性好的特点；弹性梁2的一端与板状连接件1相连，弹性梁2的另一端与支座3相连；支座3安装在飞行器机翼内部且与机翼固定连接；板状连接件1、弹性梁2安装在机翼内部且不与机翼接触；应变片4位于弹性梁2的两端，且与弹性梁2贴合；机翼设计为中空结构，为在其内部安装测量装置预留空间，在风洞试验时保证气流不会直接作用到测量装置上；本实例弹性梁2为方梁，方梁的应变特征明显，其上的平面也利于粘贴应变片，本实例气动载荷偏小，要求的灵敏度高，因此弹性梁设计为两个；支座3设计为矩形片，弹性梁2的另一端与支座3的长边和厚度形成的平面相连，支座3的厚度c3是弹性梁2厚度c2的2.5倍，弹性梁2的长度a2是支座3短边长度a3的1.5倍，尺寸限制的主要目的是减小支座尺寸满足小空间安装的同时又不使安装支座产生的应变干扰弹性梁2，从而保证测量装置零点输出的稳定性；板状连接件1为矩形，弹性梁2的一端与板状连接件1的长边和厚度形成的平面相连，且板状连接件1的厚度c1是弹性梁2厚度c2的2.5倍，板状连接件1长度a1是弹性梁2宽度b2的1.5倍，尺寸限制的目的是既要减小板状连接件1的尺寸，满足小空间的安装要求，又要保证安装舵面时安装应力不干扰到弹性梁2，从而保证测量装置零点输出的稳定性，由于安装空间尺寸的限制，板状连接件1的外侧加工了L型平台，用于与舵面配合面安装时不增加板状连接件1的厚度；支座3的长边b3以及板状连接件1的长边b1相等，且是所有弹性梁2宽度b2之和的3倍。板状连接件1能够与待测融合体布局飞行器舵面固定连接，而且能够可拆卸的与不同角度的待测融合体布局飞行器舵面连接；待测融合体布局飞行器舵面为片状，待测融合体布局飞行器舵面的根部加工有相反的L型平台和板状连接件1的L型平台配合连接，通过L型平台配合使板状连接件1和飞行器舵面配合后板状连接件1的厚度不增加；布置在弹性梁2两端的应变片4厚度优选为0.01mm，紧密贴合在弹性梁两端的平面上使应变片的应变与弹性梁的应变跟随性好，应变片4平面尺寸优选为2×4mm，在尺寸允许的情况下较大尺寸的应变片粘贴时容易保证粘贴的位置或粘贴的角度准确。

铰链力矩天平即为一种测量融合体布局飞行器舵面铰链力矩的测量装置。

以下结合附图和具体实施实例对本发明的方法做进一步详细说明。

(1)某融合体布局模型铰链力矩试验要求测量扁平舵面优选的0°～10°舵偏角时的铰链力矩及压心，由于测量空间限制采用了具有CN、MX、MH三分量载荷的片式天平固定在机翼内部，设计带不同舵偏角的舵面与铰链力矩天平连接，如图2所示，对铰链力矩天平进行天平公式校准时校准两套天平公式，两套天平公式的坐标系关系为原点和Z轴重合，且原点位于待测融合体布局的舵面的铰链轴中心，将天平公式1和2的坐标系Z轴与待测融合体布局的舵面的铰链轴重合；天平公式1坐标系X轴X1与铰链力矩天平的弹性梁平行，并指向气流反方向；天平公式1坐标系的Y轴符合右手定则；

如图3所示，本实例天平公式2坐标系通过天平公式1坐标系绕天平公式1坐标系的Z轴转夹角-10°得到；

(2)某次吹风试验时测量舵偏δ＝5°，多个迎角α°下的天平的跑码值如表1：

表1天平跑码值(mv/v)

根据跑码值用两套天平公式分别计算出天平公式1的坐标系下的载荷分量CN1、MX1、MH1和天平公式2的坐标系下的载荷分量CN2、MX2和MH2，见表2：

表2在天平坐标系1和坐标系2下的载荷(kg或kg·m)

(3)由于同一矢量在不同坐标系下表示是等价的，因此根据力系的分解规则有如下关系：CN2＝CN1·cosθ+CA1·sinθ

MX2＝MX1·cosθ+MY1·sinθ

由上述关系于是得到，

CA1＝(CN2-CN1·cosθ)/sinθ

MY1＝(MX2-MX1·cosθ)/sinθ

于是求解得到天平公式1的坐标系下的载荷CA1和MY1，如表3：

表3求得的载荷(kg或kg·m)

至此，得到天平公式1的坐标系下的五分量载荷CN1、CA1、MX1、MY1和MH1；

(4)如图1所示天平坐标系O1-X1Y1Z1和舵面坐标系O3-X3Y3Z3的关系，天平校准中心在铰链轴上，绕Z轴的夹角即是舵偏角为δ＝5°，根据力系的分解规则载荷由天平坐标系O1-X1Y1Z1转到舵面坐标系O3-X3Y3Z3得，

CN3＝CN1·cosδ+CA1·sinδ

MY3＝MY1·cosδ-MX1·sinδ

CA3＝CA1·cosδ-CN1·sinδ

MX3＝MX1·cosδ+MY1·sinδ

MH3＝MH1

由上述公式可以看出，常规方法中当天平只有三分量载荷CN1、MX1、MH1，而CA1和MY1是未知的，当舵面带角度即δ不为0°时仅能得到MH3，而不能得到CN3和MX3，因而也无法得到弦向和展向压心等重要参数。

(5)根据步骤(3)的五分量载荷CN1、CA1、MX1、MY1、MH1和步骤(4)的变换关系及δ＝5°，得到舵面坐标系的五分量载荷CN3、CA3、MX3、MY3和MH3，如表4：

表4由天平坐标系1转换到舵面坐标系下的载荷(kg或kg·m)

至此，通过本发明的方法采用三分量载荷铰链力矩天平求得了舵面坐标系下的五分量载荷，进一步由MH3和CN3根据公式XCP＝MH3/CN3得到弦向压心XCP，由MX3和CN3根据公式XCP＝MX3/CN3得到展向压心ZCP。

以上所述仅为本发明的一个具体实施例子，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合均属于本发明保护的范围。