本發(fā)明涉及飛行器力矩計算技術領域，特別涉及一種計算飛行器舵面旋轉作動器鉸鏈力矩的方法。

背景技術：

舵面鉸鏈力矩是飛機氣動、強度和飛行操縱系統(tǒng)設計等關鍵因素，由于飛行過程中舵面活動區(qū)域流場的復雜多變性，通過飛行試驗實測是獲取高精度鉸鏈力矩數(shù)據(jù)的可靠方法，也是檢驗設計載荷的合理性、發(fā)現(xiàn)新載荷設計工況的重要途徑，對完善飛機設計具有非常重要的工程意義。

早期飛行器的活動舵面都是通過液壓作動筒進行驅動，由于液壓作動筒的結構形式屬于簡單的二力桿結構，傳力路徑單一，因此在飛行試驗中通過在液壓作動筒上粘貼拉壓測試電橋，可以測得液壓作動筒的輸出力，從而推導出活動舵面的鉸鏈力矩。

隨著最新型飛行器的設計研制，采用新型的旋轉作動器驅動活動舵面已經(jīng)逐步取代了傳統(tǒng)的液壓作動筒驅動方式，這種旋轉作動器具有設計空間小、重量輕等特點，但是由于這種旋轉驅動器采用復雜的齒輪傳動原理，且采用分段驅動的方式，結構受力形式復雜，不能按照傳統(tǒng)的液壓作動筒的測試方式測試輸出力，需要研究一種針對旋轉作動器這種復雜結構形式的鉸鏈力矩測試方法。

技術實現(xiàn)要素：

為克服上述現(xiàn)有技術存在的缺陷，本發(fā)明提供了一種計算飛行器舵面旋轉作動器鉸鏈力矩的方法，包括以下步驟：

步驟一，對旋轉作動器進行受力分析，選取應力大小滿足條件的部位并對其結構空間和走線通道進行綜合分析，進而確定電橋的安裝位置，所述電橋包括多個應變片，即通過應變片受力而改變阻值的特性獲得應變片的受力大小，從而獲得施加載荷的計算值；

步驟二，根據(jù)旋轉作動器的受力形式確定所述電橋的組橋方式，并安裝所述電橋，受力形式包括受推力、受拉力和受扭力等，根據(jù)不同的受力形式確定電橋組橋方式；

步驟三，根據(jù)飛行器舵面在飛行時受到的氣動載荷分布，在飛行器舵面上選取載荷施加點，進行地面試驗并對載荷施加點施加載荷，同時記錄載荷大小和電橋數(shù)據(jù)，通過計算得到舵面載荷與電橋數(shù)據(jù)之間的反變換矩陣，反變換矩陣用于表征試驗記錄的載荷大小與試驗測得的電橋數(shù)據(jù)之間的關系；

步驟四，記錄飛行器舵面在飛行時的電橋數(shù)據(jù)，將所述反變換矩陣與所述的飛行時的電橋數(shù)據(jù)進行矩陣運算，得到飛行器在飛行時的鉸鏈力矩。

優(yōu)選的，通過多元反校準法對步驟三中記錄的數(shù)據(jù)進行回歸分析，將通過電橋數(shù)據(jù)計算出的載荷大小與記錄的載荷大小進行比較，檢驗電橋數(shù)據(jù)是否準確；相當于對地面試驗時記錄的數(shù)據(jù)進行檢驗，查看記錄的數(shù)據(jù)和通過回歸分析計算的數(shù)據(jù)是否一致，誤差是否在允許范圍內。

優(yōu)選的，所述電橋安裝在旋轉作動器的驅動裝置的耳片上，驅動裝置包括至少兩對耳片，每對耳片均包括上耳片和下耳片，其中兩對耳片的上耳片頂部和下耳片底部均設有應變片；相當于驅動裝置上共設有四個應變片。

優(yōu)選的，驅動裝置包括四對耳片，每對耳片的上耳片頂部和下耳片底部均設有應變片，其中兩對耳片的應變片用于備用；相當于驅動裝置上共設有八個應變片，其中四個是備用的應變片。

優(yōu)選的，旋轉作動器采用分段驅動的方式驅動舵面，旋轉作動器的每個分段均設有一個驅動裝置。

優(yōu)選的，所述電橋為彎矩電橋；彎矩電橋為領域內公知的組橋方式，其為四個串聯(lián)的應變片組成的四邊形電路，四邊形的兩個對角線上均接有電壓相同的電源。

優(yōu)選的，所述載荷施加點的數(shù)量為四個，用于更好的模擬飛行器在飛行過程中實際受到的氣動載荷。

本發(fā)明提供了一種計算飛行器舵面旋轉作動器鉸鏈力矩的方法，在旋轉作動器上粘貼應變電橋測試飛行中的應變電橋信號，通過地面標定試驗獲取應變電橋信號與活動舵面鉸鏈力矩的關系，從而得到飛行中活動舵面鉸鏈力矩實測數(shù)據(jù)，測試精度可靠，可用于測試新型飛行器活動舵面鉸鏈力矩，為飛機設計提供設計依據(jù)。

附圖說明

圖1是旋轉作動器的驅動裝置的俯視示意圖；

圖2是旋轉作動器的驅動裝置的側視示意圖；

圖3是彎矩電橋的組橋示意圖；

圖4是前緣襟翼載荷施加點的位置示意圖。

附圖標記：驅動裝置1，上耳片2，下耳片3，應變片4。

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，均僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護范圍的限制。

下面通過具體的實施例對本發(fā)明作進一步詳細的描述。

具體實施例：

本發(fā)明提供了一種計算飛行器舵面旋轉作動器鉸鏈力矩的方法，包括以下步驟：

步驟一，對旋轉作動器進行受力分析，選取應力大小滿足條件的部位并對其結構空間和走線通道進行綜合分析，進而確定電橋的安裝位置，所述電橋由多個應變片4組成，通過應變片4受力而改變阻值的特性獲得應變片4的受力大小，從而獲得施加載荷的計算值；

如圖1和圖2所示，電橋安裝在旋轉作動器的驅動裝置1的耳片上，旋轉作動器采用分段驅動的方式驅動舵面，旋轉作動器的每個分段均設有一個驅動裝置1，驅動裝置1包括四對耳片，每對耳片均包括上耳片2和下耳片3，每對耳片的上耳片2頂部和下耳片3底部均設有應變片4，其中兩對耳片的應變片4用于測量受力大小，另兩對耳片的應變片4用于在測量受力大小的應變片4損壞時代替損壞件繼續(xù)測量。

步驟二，根據(jù)旋轉作動器的受力形式確定所述電橋的組橋方式，受力形式包括受推力、受拉力和受扭力等，根據(jù)不同的受力形式確定電橋組橋方式，此處旋轉作動器受力為扭力，因此組橋方式采用彎矩電橋，然后安裝所述電橋，如圖3所示，彎矩電橋是由四個串聯(lián)的應變片4組成的四邊形電路，應變片4即為電阻，四邊形的兩個對角線上均接有電壓相同的電源，每個驅動裝置1上設置一個彎矩電橋，用于測量受力大小的兩對耳片的應變片4中，電阻R1和電阻R2處于驅動裝置1的同一側，即R1和R2均處于上耳片2上，或者均處于下耳片3上。

步驟三，根據(jù)飛行器舵面在飛行時受到的氣動載荷分布，在飛行器舵面上選取四個載荷施加點，通過單點加載和多點加載相結合的方式實施地面試驗，并對載荷施加點施加載荷，同時記錄載荷大小和電橋數(shù)據(jù)，具體的，選取前緣襟翼作為舵面進行試驗，前緣襟翼載荷施加如表1所示，

表1前緣襟翼載荷施加記錄表

前緣襟翼地面標定試驗包括0°和20°兩種偏轉角度，每種偏轉角度施加兩種載荷情況。單點加載時，0°和20°時每種偏角5種載荷工況，2種偏角共計10種試驗情況，左、右前緣襟翼在對稱位置同時加載；多點加載時，0°和20°時每種偏角1種載荷工況，共計2種試驗情況，左、右前緣襟翼在對稱位置同時加載，地面試驗中詳細記錄施加載荷和電橋數(shù)據(jù)；

通過多元反校準法對步驟三中記錄的數(shù)據(jù)進行回歸分析，將通過電橋數(shù)據(jù)計算出的載荷大小與記錄的載荷大小進行比較，檢驗電橋數(shù)據(jù)是否準確，以其中三組試驗數(shù)據(jù)為例，試驗數(shù)據(jù)包括三個載荷的采樣數(shù)據(jù)和對應的電橋數(shù)值。首先令第一個電橋數(shù)值為Y1＝[y11,y12,……,y1n]，載荷1數(shù)值為X1＝[x11,x12,……,x1n]……載荷m的數(shù)值為Xm＝[xm1,xm2,……,xmn]，

得到應變參數(shù)矩陣Y1,為1*n，載荷參數(shù)矩陣為m*n，

根據(jù)如下公式計算得到中間矩陣AA，為m*m，

AA_ij＝x_i1*x_j1+x_i2*x_j2+…+x_in*x_jn其中i,j范圍為1～m，

即AA₁₁＝x₁₁*x₁₁+x₁₂*x₁₂+…+x_1n*x_1n此時i＝1，j＝1，

AA₂₁＝x₂₁*x₁₁+x₂₂*x₁₂+…+x_2n*x_1n此時i＝2，j＝1，

……

AA_mm＝x_m1*x_m1+x_m2*x_m2+…+x_mn*x_mn此時i＝m，j＝m，

對AA求逆矩陣得到AA’，

根據(jù)如下公式計算得到EA，為1*m，

EA_i＝y(tǒng)₁₁*x_i1+y₁₂*x_i2+…+y_1n*x_in其中i的范圍為1～m，

即EA₁＝y(tǒng)₁₁*x₁₁+y₁₂*x₁₂+…+y_1n*x_1n，此時i＝1，

EA₂＝y(tǒng)₁₁*x₂₁+y₁₂*x₂₂+…+y_1n*x_2n，此時i＝2，

……

EA_m＝y(tǒng)₁₁*x_m1+y₁₂*x_m2+…+y_1n*x_mn，此時i＝m，

最后計算得到第一個電橋對應的校準矩陣K1＝[K11,K12,…,K1m]，計算公式如下：

K_1i＝EA₁*AA′_1i+EA₂*AA′_2i+…+EA_m*AA′_mi其中i范圍為1～m，

即K₁₁＝EA₁*AA′₁₁+EA₂*AA′₂₁+…+EA_m*AA′_m1，此時i＝1，

K₁₂＝EA₁*AA′₁₂+EA₂*AA′₂₂+…+EA_m*AA′_m2，此時i＝2，

……

K_1m＝EA₁*AA′_1m+EA₂*AA′_2m+…+EA_m*AA′_mm，此時i＝m；

回歸檢驗主要是計算得到應變平均值、回歸平方和、殘差平方和、離差平方和、復相關系數(shù)R、F分布，電橋數(shù)值為Y＝[y₁,y₂,……,y_n]，載荷1數(shù)值為X₁＝[x₁₁,x₁₂,……,x_1n]……載荷m的數(shù)值為X_m＝[x_m1,x_m2,……,x_mn]，則載荷數(shù)值為而Y＝K1*X，

……

……

S＝Q+U

其中為應變平均值、U為回歸平方和、Q為殘差平方和、S為離差平方和、R為相關系數(shù)、F分布；

回歸誤差計算是根據(jù)計算得到的K1矩陣，代入Y1’＝K1*A，將Y1’與Y1進行誤差檢驗，相當于對地面試驗時記錄的數(shù)據(jù)進行檢驗，查看記錄的數(shù)據(jù)和通過回歸分析計算的數(shù)據(jù)是否一致，誤差是否在允許范圍內；

通過計算得到舵面載荷與電橋數(shù)據(jù)之間的反變換矩陣，反變換矩陣用于表征試驗記錄的載荷大小與試驗測得的電橋數(shù)據(jù)之間的關系；

計算反變換矩陣過程如下：

中間矩陣KT計算如下，為m*k，

KT_ij＝K_ji，其中，i范圍為1～m，j范圍為1～k，

中間矩陣KK計算如下，為m*m，

KK_ij＝KT_i1*K_1j+KT_i2*K_2j+…+KT_ik*K_kj其中i,j范圍為1～m，

即KK₁₁＝KT₁₁*K₁₁+KT₂₁*K₁₂+…+KT_1k*K_k1此時i＝1，j＝1，

KK₂₁＝KT₂₁*K₁₁+KT₂₂*K₁₂+…+KT_2k*K_k1此時i＝2，j＝1，

……

KK_mm＝KT_m1*K_1m+KT_m2*K_2m+…+KT_mk*K_km此時i＝m，j＝m，

計算KK的逆矩陣，得到KK’，維數(shù)為m*m，

最終的反變換矩陣KE計算如下，維數(shù)為m*k，

KE_ij＝KK′_i1*KT_1j+KK′_i2*KT_2j+…+KK′_im*KT_mj其中i為1～m，j為1～k；

步驟四，記錄飛行器舵面在飛行時的電橋數(shù)據(jù)，將所述反變換矩陣與所述的飛行時的電橋數(shù)據(jù)做乘法運算，得到飛行器在飛行時的鉸鏈力矩：X＝KE*Y。

以上所述，僅為本發(fā)明的具體實施方式，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內。因此，本發(fā)明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。