一种飞行器空气舵性能评价方法与流程

技术特征：

1.一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于包括如下步骤：

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：

$K_{la}=\frac{1}{\frac{1}{K_l}+\frac{1}{K_s}+\frac{1}{K_{base}}+\frac{1}{K_{cont}}}$

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：

$f_r=\frac{1}{2\mathrm{\π}}\sqrt{\frac{K_r}{J_r}}$

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。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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：

$K_l=\frac{1}{\frac{{\mathrm{Ly}}^3{\sin }^2\mathrm{\θ}}{3E_y{I}_{ey}}+\frac{{\mathrm{Lz}}^3{\sin }^2{\mathrm{\γ}}_z}{3E_z{I}_{ez}}+\frac{{\mathrm{LaLy}}^2{\sin }^2\mathrm{\θ}}{G_a{I}_a}}$

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。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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：

$K_{base}=\frac{1}{\frac{{\mathrm{Lc}}^2{\sin }^2{\mathrm{\γ}}_c}{K_{c\_base}}+\frac{{\mathrm{Lz}}^2{\sin }^2{\mathrm{\γ}}_z}{K_{z\_base}}}$

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。

4.根据权利要求3所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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}。

5.根据权利要求4所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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。

6.根据权利要求1所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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：

$K_{cont}=\frac{1}{\frac{1}{K_{lg}}-\frac{1}{K_l}-\frac{1}{K_s}}$

其中，K_lg为空气舵传动机构组合线刚度。

7.根据权利要求6所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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(5)固定，舵机(8)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(8)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。

8.根据权利要求7所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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(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和轴承，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；所述舵面惯量模拟盘(6)安装在空气舵系统的舵轴(5)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。

9.根据权利要求1所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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(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中轴承支座和轴承，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；所述舵面惯量模拟盘(6)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(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。

10.根据权利要求9所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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(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。

11.根据权利要求9所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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(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。

12.根据权利要求9所述的一种飞行器空气舵性能评价方法，其特征在于：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(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(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。