飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置及测量方法与流程

本申请属于转动惯量测量领域，特别涉及一种飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置及测量方法。

背景技术：

随着飞机制造中飞机部件制造质量对飞行的安全性的要求越来越严格，对飞机部件制造精度的检测有了更高的要求，机翼舵面及方向舵的绕轴转动惯量是影响舵面颤振性能的重要指标，在制造过程中要严格控制舵面的绕轴转动惯量。因此需要一个装置能够精确测量飞机机翼舵面及方向舵等大型构件的转动惯量。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置。

第一方面，本申请公开了一种飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置，包括第一台架、第二台架、弹簧、后缘夹具、加速度传感器、激光测距仪、2通道动态信号分析系统；

所述第一台架和第二台架固定安装在工作台上；

所述第一台架面向第二台架的一侧与被测舵面前缘铰接；

所述第二台架的远离地面一侧设有沿水平方向向外延伸的平板，所述平板中部开设沿竖直方向贯穿平板的通孔；所述第二台架包括调节螺杆，所述调节螺杆贯穿所述第二台架的平板的通孔；

所述弹簧竖直方向放置，其一端连接所述调节螺杆的靠近地面一端；

所述后缘夹具的一侧与所述弹簧的另一端连接，所述后缘夹具的另一侧用于夹紧舵面后缘；

所述加速度传感器位于后缘夹具上；

所述激光测距仪位于弹簧与调节螺杆连接处；

所述2通道动态信号分析系统包括数据采集器，所述数据采集器分别与加速度传感器、激光测距仪相连。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一台架设有多个接头铰链孔，用于与被测舵面前缘铰接，所述接头铰链孔的同轴度为0.15mm。

根据本申请的至少一个实施方式，所述后缘夹具夹持点位于舵面的理论重心站位面上，且所述夹持点与舵面理论重心的连接线垂直于铰链轴线。

根据本申请的至少一个实施方式，所述后缘夹具的夹紧面采用橡胶材料。

根据本申请的至少一个实施方式，所述弹簧采用圆柱螺旋拉伸弹簧。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第二台架上在后缘夹具的两侧各设一根支架。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一台架的位于被测舵面前缘的下方设有防护支架。

根据本申请的至少一个实施方式，所述2通道动态信号分析系统包括频率测量通道和测量位移通道。

第二方面，本申请公开了一种飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量方法，包括：

步骤一，安装被测舵面，使其正面朝上并通过铰链连接第一台架，后缘通过后缘夹具连接弹簧；

步骤二，用激光测距仪测量弹簧拉伸距离；

步骤三，测量铰链轴线至舵面后缘夹具连接点的距离d；

步骤四，启动分析仪信号触发状态，拨动被测舵面，使弹簧拉伸预定距离后，让舵面在弹簧的激振下进入自激振动状态，从分析仪上读出舵面正面的振动频率fa；

步骤五，翻转舵面反面朝上，使舵面小幅振动，测量舵面反面的振动频率fb；

步骤六，卸下舵面后，使用弹簧校准块连接于弹簧上，使弹簧拉伸长度l与舵面平衡时弹簧拉伸长度相等，测量弹簧的振动频率f1；

步骤七，测量后缘夹具质量m2、弹簧校准块质量及夹具重心距后缘夹具连接点距离δ；

步骤八，计算舵面绕轴转动惯量。

根据本申请的至少一个实施方式，根据如下公式计算舵面绕轴转动惯量：

其中，m1弹簧校准块质量。。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置及测量方法，能够精确测量飞机机翼舵面及方向舵等大型构件的转动惯量。

附图说明

图1是本申请一个实施例的转动惯性测量装置结构示意图；

图2是本申请一个实施例的舵面的结构示意图；

图3是图2中a-a截面示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图3对本申请飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置及测量方法做进一步详细说明。

本申请公开了一种飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置，可以包括第一台架1、第二台架2、弹簧3、后缘夹具4、加速度传感器12、激光测距仪11、2通道动态信号分析系统13。

第一台架1和第二台架2固定安装在工作台上。具体的，工作台固定于地面，第一台架1和第二台架2具有预定的刚度且谐频率15hz以上。第一台架1面向第二台架2的一侧与被测舵面前缘铰接。

第二台架2的远离地面一侧设有沿水平方向向外延伸的平板，平板中部开设沿竖直方向贯穿平板的通孔；第二台架2包括调节螺杆5，调节螺杆5贯穿第二台架2的平板的通孔。在本申请的一个实施例中，调节螺杆5下端设有可自由旋转的圆环，圆环连接弹簧3；调节螺杆5包括螺母，螺母用于支撑调节螺杆5，调节螺杆5设有外螺纹，平板的通孔设有与调节螺杆5相适配的螺纹，通过螺杆扭转，可调节螺杆5的高度。

弹簧3竖直方向放置，其一端连接调节螺杆5的靠近地面一端。台架弹簧3悬挂位置可通过调节螺杆5改变高度。

后缘夹具4的一侧与弹簧3的另一端连接，连接处为后缘夹具连接点8，后缘夹具4的另一侧用于夹紧舵面后缘。

加速度传感器12位于后缘夹具4上，用于测量振动频率，频响：0～500hz。

激光测距仪11位于弹簧3与调节螺杆5连接处，用于铰链轴线9至后缘夹具连接点8的距离及弹簧3拉伸距离。

数据采集器分别与加速度传感器12、激光测距仪11相连。

所述2通道动态信号分析系统13包括相连接的数据采集器以及处理器(例如微型计算机、plc处理器等)，所述数据采集器分别与加速度传感器12、激光测距仪11相连。2通道动态信号分析系统13：一个通道测量频率，一个通道测量位移。2通道动态信号分析系统13可以包括高分辨率振动分析仪。

有利的是，第一台架1设有多个接头铰链孔，接头铰链孔的同轴度为0.15mm，使舵面能够绕铰链轴线9自由转动。铰链轴线9的同轴度以及待测舵面的铰链轴线9与水平面平行。选择深沟球轴承悬挂舵面以减小摩擦阻力，保证测量精度，轴承可镶铜制衬套，衬套内圈尺寸公差为0±0.013。

有利的是，后缘夹具4夹持点位于舵面的理论重心站位面上，且夹持点与舵面理论重心的连接线垂直于铰链轴线9。具体的，后缘夹具4表面需标有夹具的重心位置及重量。图1标注过理论重心平面。

有利的是，后缘夹具4的夹紧面采用橡胶材料防止损伤舵面。

有利的是，弹簧3采用圆柱螺旋拉伸弹簧3。具体的，小幅度拨动舵面时，要求弹簧3能使舵面振幅明显(便于测量舵面振动周期)，否则需调整弹簧3刚度。为满足舵面振动周期t≥1s，弹簧3弹性系数k≤0.730n/mm，弹簧3最大形变量处于弹簧3特性线的线性范围内，选取弹簧3时需有足够粗的簧丝直径和足够大的载荷量。弹簧3需有足够大的形变量，弹簧3悬挂校准质量块拉伸后总长度应与测量过程中受舵面震动拉伸后的总长度大致相等。

装配定位：利用铰链支架，将待测舵面放置于转动惯量测量工装上，确保待测舵面在无负载状态下进行测量。

校准块质量根据方向舵质量范围为理论质量重量为基础校准块，另加50g质量块共10个，25g质量块共10个，100g质量块共10个，基础校准块两侧需有挂吊，可加载小质量块，顶部需有与弹簧3连接的吊环，基础校准块选取密度大于钢的材料制造。

有利的是，第二台架2的在后缘夹具4的两侧各设一根支架。支架顶端使用毛毡材料，防止测量过程中方向舵滑落。支架需在方向舵振动范围之外，高度900mm。

有利的是，第一台架1的位于被测舵面前缘的下方设有防护支架7，用于防护被测舵面。

本申请的工作原理：

飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量装置是以弹簧激振作为激励，选择弹簧激振法是由于弹簧激振法测量方法的优势就是不用有测量舵面重心位置，且测量的精度较高。通过频谱测量仪测量舵面翻转前后绕铰链轴线振动的频率，用激光测距仪测量弹簧拉伸长度，消除了因重心位置及测试精度对测量结果的影响。该装置没有测量舵面重心位置的步骤，且应用加速度传感器及激光测距仪精准测量弹簧激振频率及拉伸距离，消除了弹簧激振频率在低频振动的频率值误差。大大的提高了测量精度。因此，该装置是测量大型飞机尾翼舵面及方向舵转动惯量非常好的测量手段，通过测量能及时发现结构部件材料在生产中存在的质量问题及缺陷。

通过建立的专用测量台架，将舵面通过铰链点连接，后缘用弹簧，使舵面小幅振动，测量其振动频率fa。翻转舵面后，再次测量舵面振动频率fb。卸下舵面后，使用弹簧校准块连接于弹簧上，使弹簧拉伸长度l与舵面平衡时弹簧拉伸长度相等，测出此时弹簧振动频率f1。测出后缘夹具质量及弹簧校准块质量等数据，代入如下的公式即可求出舵面绕轴转动惯量。

具体地，采用如下公式(1)、(2)、(3)，再根据能量守恒定律建立下列平衡式(4)

e＝1/2×jω²(1)；

e＝1/2×ml²ω²(2)；

ω＝2πf(3)；

1/2×j(2πfa)²+1/2×m2(d-δ)²×(2πfa)²+1/2×j(2πfb)²+1/2×m2(d-δ)²×(2πfb)²＝m1d2(2πf1)²(4)；

再根据上式得出公式(5)；

将测量数据代入公式(5)计算，可得到舵面绕铰链轴线的转动惯量j；

其中，fa为舵面正面振动频率；fb为舵面反面振动频率；f1为弹簧校准频率；d为铰链轴线至后缘夹具连接点的距离；m1为弹簧校准块质量；f1为弹簧的校准频率；m2为后缘夹具质量；δ为夹具重心距后缘夹具连接点距离；j为转动惯量；ω为角加速度；e为转动动能；l为质量质心与铰链点距离。

另一方面。本申请公开了一种大型飞机机翼舵面及方向舵转动惯量测量方法，包括：

步骤一，安装舵面使其正面朝上并且舵面前缘通过铰链连接第一台架，舵面后缘通过后缘夹具连接弹簧；后缘夹具夹持点位于舵面理论重心站位上。后缘夹具上的连接点通过弹簧钩于台架上。调节升降螺杆使舵面保持水平状态。

步骤二，舵面平衡时应使弹簧尽量保持竖直，舵面尽量保持水平，用激光测距仪测量铰链轴线至后缘夹具连接点的距离和弹簧拉伸距离l。

步骤三，在舵面平衡状态下用激光测距仪测量铰链轴线至后缘夹具连接点的距离d；

步骤四，启动分析仪信号触发状态,拨动舵面弹簧拉伸位移显示40mm，放手，舵面在弹簧的激振下进入自激振动状态。从振动分析仪上可以读出舵面正面的振动频率fa；读取数据并保存，分别测量三次看有无差异，如无，选用数据、记录。

步骤五，翻转舵面反面朝上，同步骤四，使舵面振动，测量舵面反面的振动频率fb。

步骤六，卸下舵面后，使用弹簧校准块(质量为m1)连接于弹簧上，使弹簧拉伸长度与舵面平衡时弹簧拉伸长度l相等，同步骤四，使舵面振动，测量弹簧的振动频率f1。

步骤七，测量后缘夹具质量m2、弹簧校准块质量及夹具重心距后缘夹具连接点距离δ；

步骤八，把上述测量数据代人公式(5)计算舵面绕轴转动惯量。

该装置在测量飞机机翼舵面及方向舵等大型构件转动惯量上具有重要的使用价值。根据具体测试要求设计者已经将该装置应用在c919型飞机方向舵转动惯量测试上、并通过测试，验证了其可行性。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。