一种飞行器空气舵性能评价方法与流程

本发明涉及一种飞行器空气舵性能评价方法，属于机构系统性能分析及测试领域。

背景技术：

飞行器空气舵通过传动机构与机身结构连接，空气舵通过在一定角度范围内偏摆达到调整飞行器姿态的目的。空气舵系统的性能是多种因素综合作用的结果，传动机构关键零部件的配置方式、舵面本体的模态及刚度特性、零部件之间的配合方式、载荷工况和环境工况条件等都影响空气舵性能的平稳性、偏摆精度、传递函数特性等。刚度是飞行器空气舵系统设计的第一要素，在设计阶段通过便捷的方法估算刚度并开展优化可以提高设计效率。传统空气舵性能评价方法比较单一，理论分析采用的假设条件偏理想化，难以真实反映各项性能指标；仿真分析的方法和结果需配合试验验证；空气舵在多种运行工况下的性能评价试验方案与试验装置设计不能紧密结合，造成试验装置功能单一，不能进行全面的考核试验。建立一种结果可靠又方便应用的飞行器空气舵性能评价方法是提升空气舵系统设计技术的有效手段。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种飞行器空气舵性能评价方法，该方法通过空气舵性能理论分析、仿真分析和试验测试相结合获得飞行器空气舵承载性能、静刚度和动刚度、传递函数及和摩擦性能，为高动态和高可靠性飞行器空气舵及其传动装置的设计和优化提供全面、经济的评价参数。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种飞行器空气舵性能评价方法，包括如下步骤：

步骤(1)、获得空气舵系统等效到舵机作动杆轴线上的线刚度K_la，表达式如下：

其中：K_l为传动机构等效到舵机作动杆轴线上的线刚度；K_s为舵机本体等效到舵机作动杆轴线上的线刚度；K_base为空气舵系统基础刚度等效到舵机作动杆轴线上的线刚度；K_cont为传动机构各零部件之间以及传动机构和舵机连接处的接触刚度等效到舵机作动杆轴线上的线刚度；

步骤(2)、根据线刚度K_la获得空气舵全舵偏角范围内的动刚度f_r，表达式如下：

其中：J_r为空气舵系统对舵轴轴线的转动惯量，K_r为空气舵系统等效到舵轴轴线的扭转刚度，表达式如下：

K_r＝K_la·i_lo²

其中：i_lo为舵机作动杆伸长速度V_r和舵面转动角速度ω_d之比；

步骤(3)、通过空气舵传动机构承载能力测试获得空气舵系统中要求位置的应力和应变值；

步骤(4)、通过空气舵传动机构传递函数测试获得空气舵系统中传动机构的传递函数；

步骤(5)、通过空气舵传动机构摩擦性能测试获得不同载荷下的空气舵舵轴支撑轴承的摩擦力和传动机构的综合摩擦力。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述步骤(1)中传动机构等效到舵机作动杆轴线上的线刚度K_l通过如下公式得到：

式中，Ly为传动机构摇臂长度；E_y为传动机构摇臂材料弹性模量；I_ey为传动机构摇臂等效惯性矩；Lz为舵机支座高度；γ_z为舵机支座结构对称面和舵机作动杆轴线的夹角；E_Z为舵机支座弹性模量；I_ez为舵机支座等效惯性矩；θ为传动机构摇臂和舵机作动杆轴线的夹角；La为舵轴有效长度；G_a为舵轴材料剪切模量，其值为G_a＝E_a/2(1+ν_a)，其中E_a为舵轴材料弹性模量，ν_a为舵轴材料泊松比；I_a为舵轴截面极惯性矩。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述步骤(1)中空气舵系统基础刚度等效到舵机作动杆轴线上的线刚度K_base通过如下公式得到：

式中，Lc为轴承支座高度；γ_c为轴承支座结构对称面和舵机作动杆轴线的夹角；Lz为舵机支座高度；γ_z为舵机支座结构对称面和舵机作动杆轴线的夹角；K_{c_base}为轴承支座的基础刚度；K_{z_base}为舵机支座的基础刚度。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述轴承支座的基础刚度K_{c_base}和舵机支座的基础刚度K_{z_base}通过如下方法获得：

步骤(1.1)、利用有限元软件建立空气舵系统有限元模型，并设置空气舵系统中各个零部件的单元属性；

步骤(1.2)、定义空气舵传动机构各连接处的约束方式和传动关系，将空气舵传动机构轴承支座和舵机支座刚化，即将空气舵传动机构轴承支座和舵机支座材料的弹性模量赋予实际值的8～15倍，在空气舵传动机构轴承支座和舵机支座上施加舵机推力方向的单位力，得到所述支座在力作用点位置处的变形，等效成所述支座根部的弯矩和扭转角，弯矩与扭转角的比值即为支座的基础刚度，即空气舵传动机构轴承支座的弯矩与扭转角的比值为K_{c_base}，舵机支座的弯矩与扭转角的比值为K_{z_base}。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述步骤(1.1)中空气舵系统中各个零部件的单元属性为：传动机构零部件用实体单元模拟，舵面用壳单元模拟，舵轴用梁单元模拟，舵机用弹簧单元模拟。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述步骤(1)中传动机构各零部件之间以及传动机构和舵机连接处的接触刚度等效到舵机作动杆轴线上的线刚度K_cont通过如下公式得到：

其中，K_lg为空气舵传动机构组合线刚度。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述空气舵传动机构组合线刚度K_lg通过如下方法获得：

将空气舵系统的舵轴固定，舵机力闭环控制，先进行消间隙处理，然后再输出恒定推力，获取不同力加载情形下舵机作动杆的输出位移，通过如下公式获得空气舵传动机构组合线刚度K_lg：

K_lg＝F/Δs

其中：F为舵机推力，Δs为舵机作动杆输出位移。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述空气舵传动机构组合线刚度K_lg通过空气舵试验装置获得，所述空气舵试验装置包括基座、可调舵机支座、第一传动机构支承轴承安装支座、第二传动机构支承轴承安装支座、第一支反力施加组件、第二支反力施加组件、舵面惯量模拟盘、角度测量组件、扭矩加载组件和扭矩传感器，其中可调舵机支座安装在基座上，空气舵系统的舵机后端安装在可调舵机支座上，舵机前端与空气舵系统的摇臂铰接，摇臂与空气舵系统的舵轴固定连接；第一传动机构支承轴承安装支座与第二传动机构支承轴承安装支座安装在基座上，用于安装固定空气舵系统的轴承支座和轴承，空气舵系统的舵轴穿过所述轴承，并与第一支反力施加组件和第二支反力施加组件接触，所述第一支反力施加组件和第二支反力施加组件安装在基座上，且位于第一传动机构支承轴承安装支座与第二传动机构支承轴承安装支座之间，用于为空气舵系统的舵轴施加径向载荷；所述舵面惯量模拟盘安装在空气舵系统的舵轴一端，用于模拟空气舵舵面的转动惯量，所述角度测量组件固定安装在基座上；所述扭矩加载组件固定安装在基座上，与扭矩传感器的一端连接，所述扭矩传感器的另一端与舵轴连接。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述步骤(3)、步骤(4)及步骤(5)中的测试均通过空气舵试验装置进行，所述空气舵试验装置包括基座、可调舵机支座、第一传动机构支承轴承安装支座、第二传动机构支承轴承安装支座、第一支反力施加组件、第二支反力施加组件、舵面惯量模拟盘、角度测量组件、扭矩加载组件和扭矩传感器，其中可调舵机支座安装在基座上，空气舵系统的舵机后端安装在可调舵机支座上，舵机前端与空气舵系统的摇臂铰接，摇臂与空气舵系统舵轴固定连接；第一传动机构支承轴承安装支座与第二传动机构支承轴承安装支座安装在基座上，用于安装固定空气舵系统中轴承支座和轴承，空气舵系统的舵轴穿过所述轴承，并与第一支反力施加组件和第二支反力施加组件接触，所述第一支反力施加组件和第二支反力施加组件安装在基座上，且位于第一传动机构支承轴承安装支座与第二传动机构支承轴承安装支座之间，用于为空气舵系统的舵轴施加径向载荷；所述舵面惯量模拟盘安装在空气舵系统舵轴的一端，用于模拟空气舵舵面的转动惯量，所述角度测量组件固定安装在基座上；所述扭矩加载组件固定安装在基座上，与扭矩传感器的一端连接，所述扭矩传感器的另一端与舵轴连接。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述步骤(3)中通过空气舵传动机构承载能力测试获得空气舵系统中要求位置的应力和应变值的具体方法为：

(3.1)、在空气舵系统零部件要求位置安装应变片或应变花，空气舵系统的舵机位置闭环控制，使舵轴转动到不同舵偏角下，通过角度测试组件测试舵偏角，通过第一支反力施加组件和第二支反力施加组件为舵轴施加径向载荷，读取所述要求位置的应力和应变值，为静态承载能力的应力和应变值；

(3.2)、空气舵系统的舵机位置闭环控制，以不同频率做扫频运动，通过第一支反力施加组件和第二支反力施加组件为舵轴施加径向载荷，读取所述要求位置的应力和应变值，为动态承载能力的应力和应变值。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述步骤(4)中通过空气舵传动机构传递函数测试获得空气舵系统中传动机构的传递函数的具体方法为：

分别通过扭矩加载组件、第一支反力施加组件和第二支反力施加组件对空气舵舵轴施加扭矩和支反力，舵机在传动机构全行程上输出同幅值不同频率的正弦运动，获得舵机的输出位移s和舵轴的转角δ，绘制舵机位移随舵轴转角变化的的s-δ曲线，并根据s-δ曲线进行传递函数的拟合，获得传动机构的传递函数。

在上述飞行器空气舵性能评价方法中，所述步骤(5)通过空气舵传动机构摩擦性能测试获得不同载荷下的空气舵舵轴支撑轴承摩擦力和传动机构的综合摩擦力的具体方法如下：

(5.1)、将空气舵系统的舵机与摇臂断开连接，扭矩加载组件匀速转动，对舵轴施加支反力，通过扭矩传感器获得扭矩T，通过角度测试组件获得舵轴旋转速度n，根据如下公式计算不同载荷下空气舵舵轴支承轴承的摩擦力F_f：

T·n/9.55＝F_f·ν

其中：v为轴承摩擦面的线速度。

(5.2)、空气舵系统的舵机匀速运动，扭矩传感器与扭矩加载组件断开，对舵轴施加支反力，通过扭矩传感器获得扭矩T,根据如下公式计算不同载荷下的空气舵传动机构的综合摩擦力M_f；

M_f＝FL_y-T

其中：F为舵机推力，L_y为传动机构摇臂长度。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明建立了飞行器空气舵等效到舵机作动杆轴线的线刚度和空气舵全舵偏角范围内的动刚度(扭振频率)解析表达式。在不用开展空气舵振动试验的前提下，可结合仿真分析、空气舵传动机构静刚度试验结果便捷的估算空气舵系统在全飞行器上的静刚度和动刚度，有效指导空气舵设计优化，节约试验成本；

(2)本发明提出的空气舵性能试验方案覆盖了影响空气舵综合性能的舵机性能测试、承载能力测试、刚度测试、传递函数测试和摩擦性能测试等多项试验方法。

(3)本发明结合空气舵传动机构多项性能测试实施方法给出了试验装置方案，试验装置通过调整和更换相关组件可以实现飞行器多种空气舵性能的试验考核，普适性好，为飞行器空气舵的试验节省经费，为多种类型空气舵性能数据的积累提供基础试验设施。

(4)本发明飞行器空气舵性能评价方法包括空气舵系统静刚度、动刚度(扭振频率)解析表达式建立，空气舵系统有限元模型建立和空气舵系统基础刚度、部件的应力应变、变形等性能分析，空气舵性能试验方法制定，空气舵试验装置设计，通过对空气舵性能理论分析、仿真分析和试验测试相结合获得飞行器空气舵承载性能(即主要承力零部件的应力和应变值)、静刚度和动刚度、传递函数及和摩擦性能，为优化设计飞行器空气舵、综合评价空气舵性能提供全面的评价参数和可靠方便的评价方法。

附图说明

图1为本发明空气舵性能评价方法实施步骤关系图；

图2为本发明空气舵刚度解析式对应的机构原理图；

图3为本发明空气舵试验装置的机械结构组成示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细的描述。

本发明飞行器空气舵性能评价方法通过空气舵性能理论分析、仿真分析和试验测试相结合获得飞行器空气舵承载性能、静刚度和动刚度、传递函数及和摩擦性能，为高动态和高可靠性飞行器空气舵及其传动装置的设计和优化提供全面、经济的评价参数。

如图1所示为本发明空气舵性能评价方法实施步骤关系图，本发明飞行器空气舵性能评价方法具体包括如下步骤：

步骤(一)、如图2所示为本发明空气舵刚度解析式对应的机构原理图，考虑舵机、传动机构、舵面、与空气舵连接的全飞行器结构基础在内的空气舵系统，建立空气舵系统等效到舵机作动杆轴线上的线刚度表达式如下：

式中，K_la为空气舵系统等效到舵机作动杆轴线上的线刚度；K_l为传动机构等效到舵机作动杆轴线上的线刚度；K_s为舵机本体等效到舵机作动杆轴线上的线刚度；K_base为空气舵系统基础刚度等效到舵机作动杆轴线上的线刚度；K_cont为传动机构各零部件之间(如键及键槽)以及传动机构和舵机连接处(如铰链销轴与舵机前支耳)的接触刚度等效到舵机作动杆轴线上的线刚度。

传动机构等效到舵机作动杆轴线上的线刚度K_l可通过如下公式得到：

式中，Ly为传动机构摇臂长度；E_y为传动机构摇臂弹性模量；I_ey为传动机构摇臂等效惯性矩；Lz为舵机支座高度；γ_z为舵机支座结构对称面(垂直于图2所示的传动三角形面)和舵机作动杆轴线的夹角；E_Z为舵机支座弹性模量；I_ez为舵机支座等效惯性矩；θ为传动机构摇臂和舵机作动杆轴线的夹角,如图2所示；La为舵轴有效长度；G_a为舵轴材料剪切模量，其值为G_a＝E_a/2(1+ν_a)，其中E_a为舵轴材料弹性模量，ν_a为舵轴材料泊松比；I_a为舵轴截面极惯性矩，对于圆形截面，I_a＝πd⁴/32，其中d为截面直径。

对于矩形变截面梁，等效惯性矩I_ey和I_ez由式(3)确定：

其中，b为传动机构摇臂或舵机支座的厚度；ξ为端面高度比，其值为ξ＝h/H，其中h为小端高度，H为大端高度。

空气舵系统的基础刚度等效到舵机作动杆轴线上的线刚度K_base通过如下公式得到：

式中，Lc为轴承支座高度；γ_c为轴承支座结构对称面(垂直于图2所示的传动三角形面)和舵机作动杆轴线的夹角；K_{c_base}为轴承支座的基础刚度；K_{z_base}为舵机支座的基础刚度。

其中K_{c_base}、K_{z_base}的值可通过有限元分析得到，具体步骤如下：

步骤(1.1)、利用有限元软件建立空气舵系统有限元模型，并设置空气舵系统中各个零部件的单元属性；有限元软件可以包括MSC.Patran/Nastran、ANSYS和ABAQUS等商用有限元软件。本发明中空气舵系统中各个零部件的单元属性为：传动机构零部件用实体单元模拟，舵面用壳单元模拟，舵轴用梁单元模拟，舵机用弹簧单元模拟。

步骤(1.2)、基础刚度的计算在空气舵系统有限元模型上进行，定义空气舵传动机构各连接处的约束方式和传动关系，将空气舵传动机构轴承支座和舵机支座刚化，即将空气舵传动机构轴承支座和舵机支座材料的弹性模量赋予实际值的8～15倍，在空气舵传动机构轴承支座和舵机支座上施加舵机推力方向的单位力，得到所述空气舵传动机构轴承支座和舵机支座在力作用点位置处的变形，等效成所述空气舵传动机构轴承支座和舵机支座根部的弯矩和扭转变形(扭转角)，弯矩与扭转角的比值即为支座的基础刚度，即空气舵传动机构轴承支座的弯矩与扭转角的比值为K_{c_base}，舵机支座的弯矩与扭转角的比值为K_{z_base}。

传动机构各零部件之间以及传动机构和舵机连接处的接触刚度等效到舵机作动杆轴线上的线刚度K_cont通过如下公式得到：

其中，K_lg为空气舵传动机构组合线刚度。

如图3所示为本发明空气舵试验装置的机械结构组成示意图，本发明通过空气舵试验装置进行空气舵系统各项性能参数测试，上述空气舵传动机构组合线刚度K_lg即可通过该试验装置获得。

如图3，本发明空气舵试验装置包括基座1、可调舵机支座2、第一传动机构支承轴承安装支座301、第二传动机构支承轴承安装支座302、第一支反力施加组件401、第二支反力施加组件402、舵面惯量模拟盘6、角度测量组件7、扭矩加载组件9和扭矩传感器10，其中可调舵机支座2安装在基座1上，空气舵系统的舵机8后端安装在可调舵机支座2上，舵机8前端与空气舵系统的摇臂11铰接，摇臂11与空气舵系统的舵轴5固定连接；第一传动机构支承轴承安装支座301与第二传动机构支承轴承安装支座302安装在基座1上，用于安装固定空气舵系统的轴承支座(空气舵系统的轴承安装在轴承支座上)，空气舵系统的舵轴5穿过所述轴承，并与第一支反力施加组件401和第二支反力施加组件402接触，所述第一支反力施加组件401和第二支反力施加组件402安装在基座1上，且位于第一传动机构支承轴承安装支座301与第二传动机构支承轴承安装支座302之间，用于为空气舵系统的舵轴5施加径向载荷；舵面惯量模拟盘6安装在空气舵系统的舵轴5的一端，用于模拟空气舵舵面的转动惯量，所述角度测量组件7固定安装在基座1上；所述扭矩加载组件9固定安装在基座1上，与扭矩传感器10的一端连接，所述扭矩传感器10的另一端与舵轴5连接。

上述公式(5)中空气舵传动机构组合线刚度K_lg可通过如下方法获得：

如图3所示，通过机械工装将空气舵系统的舵轴5固定，舵机8力闭环控制，先输出小推力进行消间隙处理，然后再输出恒定推力，获取不同力加载情形下舵机8的输出位移(也可以输出各应力测点的应力数值)，通过如下公式获得空气舵传动机构组合线刚度K_lg：

K_lg＝F/Δs

其中：F为舵机推力，Δs为舵机作动杆输出位移。

步骤(2)、根据线刚度K_la获得空气舵全舵偏角范围内的动刚度(扭振频率)f_r，表达式如下：

式中，K_r为空气舵系统等效到舵轴轴线的扭转刚度，由式(7)确定；J_r为舵系统对舵轴轴线的转动惯量，由式(8)确定。

K_r＝K_la·i_lo² (7)

式中，i_lo为舵机作动杆伸长速度V_r和舵面转动角速度ω_d之比，其值可以通过公式i_lo＝Lysinθ得到，其中Ly为传动机构摇臂长度；θ为传动机构摇臂和舵机作动杆轴线的夹角。

式中，J_d为舵面对舵轴轴线的转动惯量；J_a为舵轴的转动惯量；J_y为摇臂对舵轴轴线的转动惯量；m_s为舵机作动杆丝杠螺母(非旋转部分)的质量；J_k为舵机壳体和舵机支座对舵机支座销轴轴线(图2所示，过A点垂直纸面)的转动惯量；L_AB为舵机作动器沿轴线长度(2个安装销孔的距离)，如图2所示A、B两点连线长度，该长度随舵机的伸缩变化，其值由式(9)确定。

其中，β为摇臂和舵轴轴线中心点与舵机支座销轴孔连线的夹角；Ld为舵轴轴线中心点与舵机支座销轴孔连线的长度。

步骤(3)、通过空气舵传动机构承载能力测试获得空气舵系统中要求位置的应力和应变值，下面步骤(3)、步骤(4)及步骤(5)中的测试均通过空气舵试验装置进行，如图3所示，具体方法如下：

(3.1)、在空气舵系统零部件要求位置安装应变片和应变花，空气舵系统的舵机8位置闭环控制，使舵轴5转动到不同舵偏角下，通过角度测试组件7测试舵偏角，通过第一支反力施加组件401和第二支反力施加组件402为舵轴5施加径向载荷，读取所述要求位置的应力和应变值，为静态承载能力的应力和应变值；

(3.2)、空气舵系统的舵机8位置闭环控制，以不同频率做扫频运动，通过第一支反力施加组件401和第二支反力施加组件402为舵轴5施加径向载荷，读取所述要求位置的应力和应变值，为动态承载能力的应力和应变值。

本发明中步骤(3)中的要求位置可以为零部件强度薄弱危险位置，薄弱危险位置可以预先设定或者通过如下方法获得：

定义空气舵传动机构各铰接处的约束方式，并设置转动关系，一般用多节点约束方式(MPC)定义连接，并用释放自由度的方式模拟机构的转动关系；对全飞行器有限元模型施加约束和载荷，一般约束尾端框，在空气舵面的压心上施加气动力载荷，求解得到各零部件的应力、应变、变形结果，根据各零部件的应力、应变、变形结果和各零部件材料本身的极限应力属性及结构变形要求，确定薄弱危险位置，

步骤(4)、通过空气舵传动机构传递函数测试获得空气舵系统中传动机构的传递函数，具体方法如下：

分别通过扭矩加载组件9、第一支反力施加组件401和第二支反力施加组件402对空气舵舵轴5施加扭矩和支反力，舵机8在传动机构全行程上输出同幅值不同频率的正弦运动，获得舵机8的输出位移s和舵轴5的转角δ，绘制舵机位移随舵轴转角变化的的s-δ曲线，并根据s-δ曲线进行传递函数的拟合，获得传动机构的传递函数。

步骤(5)、通过空气舵传动机构摩擦性能测试获得不同载荷下的空气舵舵轴支撑轴承摩擦力和传动机构的综合摩擦力，具体方法如下：

(5.1)、将空气舵系统的舵机8与摇臂11断开连接，扭矩加载组件9匀速转动，对舵轴5施加支反力，通过扭矩传感器10获得扭矩T，通过角度测试组件7获得舵轴旋转速度n，根据如下公式计算不同载荷下舵轴支承轴承的摩擦力F_f：

T·n/9.55＝F_f·ν

其中：v为轴承摩擦面的线速度。

(5.2)、空气舵系统的舵机8匀速运动，扭矩传感器10与扭矩加载组件9断开，对舵轴5施加支反力，通过扭矩传感器10获得扭矩T，根据如下公式计算不同载荷下的空气舵传动机构的综合摩擦力M_f；

M_f＝FL_y-T

其中：F为舵机推力，L_y为传动机构摇臂长度。

本发明通过空气舵性能理论分析、仿真分析和试验测试相结合获得飞行器空气舵承载性能、静刚度和动刚度、传递函数及和摩擦性能，为高动态和高可靠性飞行器空气舵及其传动装置的设计和优化提供全面、经济的评价参数。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

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。