本文公開(kāi)的實(shí)施例總體上涉及用于獲得關(guān)于飛行器表面的測(cè)量，特別是關(guān)于飛行器控制表面的游隙(freeplay)和反沖(backlash)特性測(cè)量的測(cè)試裝置、系統(tǒng)和方法。

背景技術(shù)：

飛行器控制表面的游隙在物理上在氣動(dòng)彈性系統(tǒng)中引入剛性降低效應(yīng)。因這種游隙可引起的該剛性降低效應(yīng)在一些情況下是足夠大的，而在使用表面剛性來(lái)抑制顫振的表面中引起極限循環(huán)振蕩(lco)。lco可進(jìn)而降低飛行器疲勞壽命，或者在某些極端情況下導(dǎo)致災(zāi)難性故障。因此，需要在飛行器被放出以進(jìn)行飛行顫動(dòng)測(cè)試(fft)之前，在飛行器的控制表面上進(jìn)行游隙測(cè)試，以確定游隙特性并保證飛行器安全。

一旦根據(jù)mil8870c標(biāo)準(zhǔn)(通過(guò)引用并入本文)確定控制表面的游隙，則需要其它測(cè)試以便在飛行器使用壽命期間監(jiān)測(cè)游隙變化。游隙的這些其它監(jiān)測(cè)測(cè)試稱(chēng)為反沖測(cè)試，其在飛行器交付之前由制造商執(zhí)行，以及在飛行器使用壽命期間由操作者執(zhí)行。

為了保證飛行器的安全，軍方和美國(guó)聯(lián)邦航空局頒布了標(biāo)準(zhǔn)，規(guī)定了飛行器使用壽命期間在不同飛行器控制表面上允許的游隙量。此外，這些標(biāo)準(zhǔn)在整個(gè)飛行器使用壽命期間間隔地提供其中必須測(cè)試反沖的設(shè)定點(diǎn)。

飛行器控制表面的游隙可以靜態(tài)或動(dòng)態(tài)測(cè)試。動(dòng)態(tài)游隙測(cè)試涉及將加速度計(jì)放置在控制表面中或上，其中表面隨后由振動(dòng)器或致動(dòng)器振動(dòng)，從而游隙能由計(jì)算機(jī)系統(tǒng)監(jiān)測(cè)。然而，這種類(lèi)型的動(dòng)態(tài)游隙測(cè)試系統(tǒng)通常應(yīng)用于較大飛行器的控制表面，并且允許振動(dòng)頻率和控制表面的游隙的相關(guān)性，這對(duì)于中小型飛行器是不可能獲得的。從2011年4月26日公布的美國(guó)專(zhuān)利7,933,691(其全部?jī)?nèi)容通過(guò)引用明確并入本文)中已知一種這樣的常規(guī)動(dòng)態(tài)游隙測(cè)試系統(tǒng)。

由于上述關(guān)于動(dòng)態(tài)測(cè)試的缺陷，中小型飛行器必須進(jìn)行靜態(tài)測(cè)試。然而，目前，通過(guò)向控制表面施加已知載荷，然后測(cè)量相應(yīng)的偏轉(zhuǎn)(線性測(cè)量或角位移)來(lái)執(zhí)行控制表面的靜態(tài)測(cè)試。在這方面，典型的靜態(tài)游隙測(cè)試從零載荷開(kāi)始，并增加到極限載荷的一定百分比。在測(cè)試期間，力矩或施加的載荷相對(duì)于位移作圖，即，提供l/d圖形。對(duì)于沒(méi)有游隙和線性彈簧剛度的控制表面，l/d圖形是直線，其中該線的斜率是測(cè)量的彈簧剛度。當(dāng)游隙被引入到系統(tǒng)中時(shí)，曲線的不連續(xù)發(fā)生在零載荷范圍附近。對(duì)于較大的位移值，斜率增大，并且更代表沒(méi)有游隙的有效剛度。當(dāng)滯后被引入到系統(tǒng)中時(shí)，l/d圖形形成已知類(lèi)型的曲線。

傳統(tǒng)的靜態(tài)游隙測(cè)試方法是耗時(shí)的、昂貴且不很準(zhǔn)確。此外，靜態(tài)測(cè)試臺(tái)架相對(duì)復(fù)雜，因?yàn)榧虞d裝置必須物理地固定到控制表面而不損壞飛行器。加載通常利用具有已知質(zhì)量的鉛籃進(jìn)行，這可能在每個(gè)加載步驟期間需要特定的系統(tǒng)調(diào)節(jié)，從而導(dǎo)致非常耗時(shí)(因此昂貴)的過(guò)程。

因此，需要改進(jìn)的系統(tǒng)和方法，以此可以獲得與中小型飛行器相關(guān)聯(lián)的控制表面的靜態(tài)游隙和反沖數(shù)據(jù)。本文中的實(shí)施例正是為了滿(mǎn)足這樣的需求。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

總體而言，本文公開(kāi)的實(shí)施例涉及用于獲得關(guān)于飛行器控制表面的測(cè)量結(jié)果的測(cè)試裝置、系統(tǒng)和方法，所述飛行器控制表面安裝到固定飛行器結(jié)構(gòu)，用于圍繞鉸鏈軸線移位。根據(jù)一些實(shí)施例，測(cè)試裝置可以包括支撐結(jié)構(gòu)和由支撐結(jié)構(gòu)承載的致動(dòng)器。支撐結(jié)構(gòu)包括用于將測(cè)試裝置在位置上固定到固定飛行器結(jié)構(gòu)的附接組件。由支撐結(jié)構(gòu)承載的致動(dòng)器包括可直線移動(dòng)的致動(dòng)器軸，當(dāng)支撐結(jié)構(gòu)在位置上安裝到固定飛行器結(jié)構(gòu)時(shí)，致動(dòng)器軸接觸飛行器控制表面。致動(dòng)器的致動(dòng)將由此致使致動(dòng)器軸對(duì)可移動(dòng)飛行器控制表面施加載荷，以引起其圍繞鉸鏈軸線的偏轉(zhuǎn)。

載荷傳感器可以操作地連接到致動(dòng)器軸，以感測(cè)施加到飛行器控制表面的載荷，并輸出指示該載荷的載荷信號(hào)。位移換能器也可以操作地連接到飛行器控制表面，以輸出指示飛行器控制表面的偏轉(zhuǎn)測(cè)量信號(hào)。

每個(gè)附接組件包括可調(diào)節(jié)桿和附接吸盤(pán)，所述附接吸盤(pán)附接到桿的端部，用于布置在飛行器結(jié)構(gòu)的表面上。附加地或替代地，致動(dòng)器可以包括附接到致動(dòng)器軸的末端的致動(dòng)器吸盤(pán)，用于布置在飛行器控制表面的區(qū)域上。旋轉(zhuǎn)接頭可以附接到附接吸盤(pán)和/或致動(dòng)器吸盤(pán)中的每一個(gè)。真空管線可以操作地附接到附接吸盤(pán)和致動(dòng)器吸盤(pán)中的每一個(gè)，并且繼而連接到真空源，以在附接吸盤(pán)和致動(dòng)器吸盤(pán)中的每一個(gè)中抽真空。

根據(jù)一些實(shí)施例，位移換能器可以包括換能器支撐件，該換能器支撐件在換能器的橫向上朝向飛行器結(jié)構(gòu)延伸，用于將位移換能器安裝在相對(duì)于飛行器控制表面的操作位置上。至少一個(gè)安裝腳可以隨換能器支撐件一起提供，用于接觸飛行器結(jié)構(gòu)的表面。

可移動(dòng)飛行器控制表面安裝到固定飛行器結(jié)構(gòu)上用于圍繞鉸鏈軸線移位，用于確定可移動(dòng)飛行器控制表面的游隙的系統(tǒng)將包括如上簡(jiǎn)要描述的測(cè)試裝置和操作地連接到該測(cè)試裝置的控制系統(tǒng)?？刂葡到y(tǒng)因此分別從載荷傳感器和位移換能器接收載荷信號(hào)和偏轉(zhuǎn)信號(hào)，以從載荷信號(hào)和偏轉(zhuǎn)信號(hào)提供載荷-位移圖，進(jìn)而確定飛行器控制表面的游隙。

因此，可以通過(guò)如下方式來(lái)確定安裝到固定飛行器結(jié)構(gòu)以圍繞鉸鏈軸線移位的可移動(dòng)飛行器控制表面的游隙：將測(cè)試裝置在位置上固定到固定飛行器結(jié)構(gòu)的表面，使得致動(dòng)器軸和位移換能器與所述可移動(dòng)飛行器控制表面的相應(yīng)區(qū)域接觸。測(cè)試裝置可以操作地連接到控制系統(tǒng)，以接收分別由載荷傳感器和位移換能器輸出的載荷測(cè)量信號(hào)和偏轉(zhuǎn)測(cè)量信號(hào)。操作控制系統(tǒng)將由此致動(dòng)致動(dòng)器，且因此致使致動(dòng)器軸對(duì)飛行器控制表面施加重復(fù)的載荷。

與致動(dòng)器的致動(dòng)同時(shí)地，從載荷傳感器和位移換能器輸出的載荷測(cè)量信號(hào)和偏轉(zhuǎn)測(cè)量信號(hào)收集與重復(fù)施加的載荷相關(guān)聯(lián)的載荷測(cè)量數(shù)據(jù)和位移測(cè)量數(shù)據(jù)。從這些收集的數(shù)據(jù)，可以確定基于所收集的載荷數(shù)據(jù)和位移數(shù)據(jù)的載荷-位移曲線。由此，可以從所述載荷-位移曲線來(lái)確定飛行器控制表面的游隙。

在仔細(xì)考慮關(guān)于本發(fā)明的優(yōu)選示例性實(shí)施例的以下詳細(xì)描述之后，本發(fā)明的這些和其它方面和優(yōu)點(diǎn)將變得更加清楚。

附圖說(shuō)明

通過(guò)結(jié)合附圖參考非限制示例性實(shí)施例的詳細(xì)描述，將更好和更完全地理解本發(fā)明公開(kāi)的實(shí)施例，在附圖中：

圖1是根據(jù)本文公開(kāi)的用于靜態(tài)測(cè)試與飛行器控制表面相關(guān)聯(lián)的游隙和反沖的系統(tǒng)的示意圖；

圖2是可以在圖1所示的系統(tǒng)中采用的操作序列的示意性方框流程圖；

圖3是可以利用圖1所示的系統(tǒng)獲得的示例性的載荷-偏轉(zhuǎn)數(shù)據(jù)圖。

具體實(shí)施方式

附圖1示意性地描繪了用于靜態(tài)測(cè)試與飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas操作地相關(guān)聯(lián)的飛行器控制表面acs的游隙和反沖的測(cè)試系統(tǒng)10。具體地，飛行器控制表面acs能夠圍繞鉸鏈軸線ha相對(duì)于固定飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas以可控方式偏轉(zhuǎn)。通常，根據(jù)圖1中示意性描述的實(shí)施例的測(cè)試系統(tǒng)10包括：機(jī)電測(cè)試組件10-1，其物理地和操作地附接到飛行器控制表面acs和飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas；以及控制系統(tǒng)10-2，其操作地連接到測(cè)試組件10-1，以控制測(cè)試參數(shù)并收集測(cè)試數(shù)據(jù)。

測(cè)試組件10-1設(shè)有支撐結(jié)構(gòu)12，支撐結(jié)構(gòu)12包括多個(gè)附接組件14，用以將支撐結(jié)構(gòu)12物理地附接到飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas。每個(gè)附接組件設(shè)有通過(guò)旋轉(zhuǎn)連接器14c連接到可調(diào)節(jié)桿14b的附接吸盤(pán)14a?？烧{(diào)節(jié)桿14b又聯(lián)接到支撐結(jié)構(gòu)12，以允許其進(jìn)行往復(fù)線性調(diào)整，進(jìn)而允許其相關(guān)聯(lián)的附接吸盤(pán)14a朝向或背離飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas移動(dòng)。桿14b在一些實(shí)施例中可以螺紋連接到支撐結(jié)構(gòu)12，以允許這種可調(diào)節(jié)的移動(dòng)。旋轉(zhuǎn)連接器12c有助于確保附接吸盤(pán)14a被正確地設(shè)置在飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas的彎曲機(jī)翼表面上。

因此，以這種方式，與每個(gè)桿14b相關(guān)聯(lián)的附接吸盤(pán)14a可以移動(dòng)成在輕微壓縮狀態(tài)下與飛行器機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas直接接觸，以允許支撐結(jié)構(gòu)12在其上方以固定的間隔關(guān)系安裝。附接吸盤(pán)14a通過(guò)真空管線16a連接到真空源16，真空源16操作以在吸盤(pán)14a中抽真空，從而確保每個(gè)吸盤(pán)各自在位置上固定到飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas，由此為支撐結(jié)構(gòu)12提供位置穩(wěn)定性。

支撐結(jié)構(gòu)12支撐電操作致動(dòng)器18，該致動(dòng)器18具有以致動(dòng)器吸盤(pán)18b端接的可直線移動(dòng)的致動(dòng)器軸18a。致動(dòng)器吸盤(pán)18b以類(lèi)似于附接吸盤(pán)14a和可調(diào)節(jié)桿14b的方式通過(guò)旋轉(zhuǎn)接頭18c連接到致動(dòng)器軸18a的末端，以允許吸盤(pán)18b和飛行器控制器表面acs之間的直接固定連接。致動(dòng)器吸盤(pán)18b同樣通過(guò)真空管線16a操作地連接到真空源16。載荷傳感器20操作地關(guān)聯(lián)于致動(dòng)器18的致動(dòng)器軸18a，以在測(cè)試期間感測(cè)偏轉(zhuǎn)力。

線性位移換能器22設(shè)有具有安裝腳22b、22c的橫向換能器支撐結(jié)構(gòu)22a，安裝腳22b、22c允許相對(duì)于可移動(dòng)飛行器控制表面acs的操作性定位。以這種方式，線性位移換能器固定到固定飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas，以允許將換能器22放置成與可移動(dòng)飛行器控制表面acs的一部分操作地接觸。因此，在測(cè)試期間可移動(dòng)飛行器控制表面acs相對(duì)于固定飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas的角度偏轉(zhuǎn)的程度將由線性位移換能器22檢測(cè)到。

控制系統(tǒng)10-2包括具有合適的非易失性存儲(chǔ)器的常規(guī)個(gè)人計(jì)算機(jī)24，該計(jì)算機(jī)24可以包括數(shù)據(jù)存儲(chǔ)介質(zhì)、數(shù)據(jù)輸入鍵盤(pán)和顯示器。提供有數(shù)據(jù)調(diào)節(jié)器26，用以收集由載荷傳感器20和線性位移換能器22感測(cè)并向其傳輸?shù)慕嵌绕D(zhuǎn)數(shù)據(jù)和力數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)調(diào)節(jié)器26操作地連接到計(jì)算機(jī)24，從而可以存儲(chǔ)和/或進(jìn)一步操縱調(diào)節(jié)的數(shù)據(jù)。伺服驅(qū)動(dòng)器28操作地互連換能器18和計(jì)算機(jī)24。

附圖2是描繪使用圖1所示的系統(tǒng)進(jìn)行游隙和反沖測(cè)試的示例性操作過(guò)程的框圖。在這方面，在方框100中將觀察到，測(cè)試將初始地針對(duì)被測(cè)試的特定可移動(dòng)飛行器控制表面acs建立，并且涉及測(cè)試組件10-1相對(duì)于可移動(dòng)飛行器控制表面acs和固定飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas的初始定位。一旦測(cè)試組件10-1已經(jīng)正確定位，包括真空源16的真空系統(tǒng)在步驟102中操作，從而將測(cè)試組件10-1相對(duì)于可移動(dòng)飛行器控制表面acs和固定飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas在位置上固定。

在步驟100中建立測(cè)試之后，在步驟104中，將來(lái)自飛行器控制表面acs的鉸鏈軸線的載荷點(diǎn)臂的數(shù)據(jù)輸入到計(jì)算機(jī)24中。計(jì)算機(jī)24包括存儲(chǔ)在其非易失性存儲(chǔ)器中的軟件，所述軟件管理測(cè)試并計(jì)算游隙。計(jì)算機(jī)24還允許在開(kāi)始實(shí)際游隙測(cè)試之前，在步驟106中將參數(shù)(載荷和位移)設(shè)置為零。在步驟106之后，可以在步驟108中開(kāi)始游隙測(cè)試。在這點(diǎn)上，計(jì)算機(jī)24經(jīng)由伺服驅(qū)動(dòng)器28執(zhí)行加載命令，并且經(jīng)由數(shù)據(jù)調(diào)節(jié)器26獲得對(duì)三個(gè)后續(xù)重復(fù)的數(shù)據(jù)采集。加載命令因此致使制動(dòng)器18操作，使得壓縮力和拉伸力借助于致動(dòng)器軸18a和吸盤(pán)18b順序地施加到可移動(dòng)飛行器控制表面acs上。響應(yīng)于這些壓縮力和拉伸力而作用的阻力因此由換能器20感測(cè)到，并且與位移換能器22所感測(cè)的角偏轉(zhuǎn)數(shù)據(jù)被同時(shí)采集。加載和數(shù)據(jù)采集在指定的周期時(shí)間內(nèi)以連續(xù)方式執(zhí)行，這增加了測(cè)試速度，而對(duì)數(shù)據(jù)質(zhì)量沒(méi)有不利影響。

根據(jù)一個(gè)實(shí)施例，在第三重復(fù)加載和數(shù)據(jù)采集周期完成之后，計(jì)算機(jī)24在步驟110中自動(dòng)停止測(cè)試和數(shù)據(jù)采集。然而，在測(cè)試期間的任何時(shí)刻，如果需要，加載和數(shù)據(jù)采集周期可以在步驟110a中停止。

在步驟112中從測(cè)試保存數(shù)據(jù)，并且獲得如圖3所示的載荷-偏轉(zhuǎn)(l/d)曲線。然后在步驟114中，通過(guò)將切線擬合到與各拉伸力和壓縮力循環(huán)相關(guān)聯(lián)的相關(guān)的各上部曲線部分和下部曲線部分，選擇l/d曲線或l/d曲線的部分。然后，可以通過(guò)存儲(chǔ)在計(jì)算機(jī)24中的算法，具體地通過(guò)計(jì)算上部載荷曲線(拉伸載荷-游隙a)和下部載荷曲線(壓縮載荷-游隙b)的導(dǎo)數(shù)的差，來(lái)計(jì)算游隙，如圖3所示。被測(cè)試的飛行器控制表面acs的游隙被認(rèn)為是從計(jì)算獲得的最大值，并且由此在步驟116中作為游隙測(cè)試結(jié)果輸入。

在確定游隙測(cè)試結(jié)果之后，包括真空源16的真空系統(tǒng)可在步驟118中關(guān)閉，并且測(cè)試組件10-1從飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)aas和飛行器控制表面acs移除，并被重新連接到其它類(lèi)似的結(jié)構(gòu)進(jìn)行測(cè)試。

應(yīng)當(dāng)理解，本文提供的描述目前被認(rèn)為是本發(fā)明的最實(shí)用和優(yōu)選的實(shí)施例。因此，本發(fā)明不限于所公開(kāi)的實(shí)施例，而是相反，旨在覆蓋包括在其精神和范圍內(nèi)的各種修改和等同布置。