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一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法

阅读：1029发布：2020-05-26

专利汇可以提供一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明提供一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法，测试系统包括地面维护检测设备（1）、飞行控制计算机（2）、系统试验器（3）、动刚度试验台等组成（4），动刚度试验台（4）由动刚度试验台台体（41）和动刚度试验台控制系统（42）组成。测试方法为通过加载力与相应的位置反馈绘制所需的动刚度幅频特性曲线，并根据所绘制的特征曲线找出动刚度幅值的最低点及其对应的频率值。上述测试系统能够真实有效的测取动刚度度幅频特性曲线，上述测试方法能够找出平尾伺服作动机构动刚度幅值最低点及其所对应的频率，为分析飞机伺服颤振现象、优化平尾伺服作动器及其与操纵面之间的消间隙连接机构提供必要的数据支撑。，下面是一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统，其特征是：所述的飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统由地面维护检测设备（1）、飞行控制计算机（2）、系统试验器（3）、动刚度试验台等组成（4）；动刚度试验台（4）由动刚度试验台台体（41）和动刚度试验台控制系统（42）组成；地面维护检测设备（1）发出控制指令使飞控计算机（2）进入地面检测状态；系统试验器（3）设置飞行状态，飞行控制计算机（2）向系统试验器（3）发出控制指令并接收系统试验器（3）的反馈信号；系统试验器（3）既向平尾伺服作动器（6）转发出飞控计算机（2）控制指令，并接收平尾伺服作动器（6）的位置信号，同时又向动刚度试验台控制系统（42）反馈平尾伺服作动器（6）的位置信号X2；动刚度试验台台体（41）能够提供平尾伺服作动机构（5）的机械安装位置，动刚度试验台控制系统（42）发出力扫频信号，并接收动刚度试验台台体（41）的加载力反馈信号F（ω）和平尾伺服作动机构（5）位移信号X1。
2.根据权利要求1所述的飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统，其特征在于：所述的平尾伺服作动机构（5）与操纵面之间通过消间隙连接机构（7）连接。
3.根据权利要求2所述的飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统，其特征在于：所述的消间隙连接机构（7）采用真实飞机安装件。
4.根据权利要求1所述的飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统，其特征在于：所述的飞行控制计算机（2）采用真实的飞行控制计算机。
5.根据权利要求1所述的飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统，其特征在于：所述的动刚度试验台控制系统（42）向动刚度试验台台体（41）发出的力扫频信号为正弦力扫频信号。
6.根据权利要求5所述的飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统，其特征在于：所述的正弦力扫频信号其频率范围0.1Hz～100Hz，力幅值范围20000N～35000N。
7.运用本发明的飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统对平尾伺服作动机构动刚度的测试方法，其特征是：通过加载力与相应的位置反馈绘制所需的动刚度幅频特性曲线，并根据所绘制的特征曲线找出动刚度幅值的最低点及其对应的频率值。
8.根据权利要求7所述的平尾伺服作动机构动刚度的测试方法，其特征在于：所述的测试方法步骤如下：
S1：动刚度扫频试验结束后，将动刚度控制系统采集的加载力反馈信号F（ω）与平尾伺服作动机构位移信号X1进行数字傅里叶变换，并绘制力比位移（F（ω）/X1）的动刚度幅频特性曲线1；
S2：将动刚度试验台控制系统采集的加载力反馈信号F（ω）与平尾伺服作动器位置反馈信号X2进行数字傅里叶变换，并绘制力比位移（F（ω）/X2）的动刚度幅频特性曲线2；
S3：通过动刚度幅频特性曲线1佐证曲线2找出动刚度幅值的最低点及其对应的频率值。

说明书全文

一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法

技术领域

[0001] 本发明属于测控技术领域，具体为一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法。

背景技术

[0002] 飞机平尾伺服作动机构是实现飞机俯仰方向改变的核心部件。随着当前飞机设计水平的日臻成熟，传统飞行包线的扩展已经取得实质性突破。然而，飞机的舵面间隙在设计范围内、平尾伺服作动机构动态与静态指标均满足设计要求的情况下，执行高空-高速、低空-高速等任务中会出现俯仰方向的非指令性沉浮、抖动，更为严重的会诱发颤振。其根本原因在于平尾伺服作动机构所承受的气动力载荷是一个变化量，当载荷力的频率超出平尾伺服作动机构带宽、力幅值达到一定量后，平尾伺服作动机构的伸缩量就受控于其内部腔室油液的弹性模量、摩擦、间隙等因素构成的阻尼系统。其中，平尾伺服作动机构动刚度值（变化的气动力载荷与平尾伺服作动机构伸缩量比值）即是衡量平尾伺服作动机构抵御这种外力的量值。动刚度值越低的点表明受到载荷力影响后，平尾伺服作动机构伸缩量就越大，出现异常抖动、颤振的几率也就越大。因此，准确、可靠、简便地测试平尾伺服作动机构动刚度十分必要。

发明内容

[0003] 为实现上述技术目的，本发明所要解决的技术问题是设计一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法。

[0004] 本发明的技术方案是，所设计的飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统由飞行控制计算机、系统试验器、地面维护检测设备、动刚度试验台等组成。地面维护检测设备发出控制指令使飞控计算机进入地面检测状态；系统试验器设置飞行状态，飞控计算机向系统试验器发出控制指令并接收系统试验器的反馈信号；系统试验器既向平尾伺服作动器转发出飞控计算机控制指令，并接收平尾伺服作动器的位置信号，同时又向动刚度试验台控制系统反馈平尾伺服作动器的位置信号X2；动刚度试验台由动刚度试验台台体和动刚度试验台控制系统组成，动刚度试验台台体能够提供平尾伺服作动机构的机械安装位置，动刚度试验台控制系统发出力扫频信号，并接收动刚度试验台台体的加载力反馈信号F（ω）和平尾伺服作动机构位移信号X1。

[0005] 其中，平尾伺服作动机构与操纵面之间通过消间隙连接机构连接。

[0006] 进一步地，所述的消间隙连接机构采用真实飞机安装件。

[0007] 为了确保为平尾伺服作动器提供最为有效的伺服控制，所述的飞行控制计算机采用真实的飞行控制计算机。

[0008] 动刚度试验台控制系统向动刚度试验台台体发出的力扫频信号为正弦力扫频信号。

[0009] 进一步地，所述的正弦力扫频信号其频率范围：0.1Hz～100Hz，力幅值范围：20000N～35000N。

[0010] 上述测试系统对平尾伺服作动机构动刚度的测试方法为：通过加载力与相应的位置反馈绘制所需的动刚度幅频特性曲线。

[0011] 进一步地，所述的动刚度幅频特性曲线绘制方法为：动刚度扫频试验结束后，将动刚度控制系统采集的加载力反馈信号F（ω）与平尾伺服作动机构位移信号X1进行数字傅里叶变换，并绘制力比位移（F（ω）/X1）的动刚度幅频特性曲线1；将动刚度试验台控制系统采集的加载力反馈信号F（ω）与平尾伺服作动器位置反馈信号X2进行数字傅里叶变换，并绘制力比位移（F（ω）/X2）的动刚度幅频特性曲线2；通过动刚度幅频特性曲线1佐证曲线2找出动刚度幅值的最低点及其对应的频率值。

[0012] 上述平尾伺服作动机构动刚度测试系统能够真实有效的测取平尾伺服作动机构的动刚度幅频特性曲线、平尾伺服作动机器动刚度幅频特性曲线，并通过上述测试方法能够找出平尾伺服作动机构动刚度幅值最低点及其所对应的频率，为分析飞机伺服颤振现象、优化平尾伺服作动器及其与操纵面之间的消间隙连接机构提供必要的数据支撑。附图说明

[0013] 图1为本发明飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统组成图。

[0014] 图1中：1、地面维护检测设备，2、飞行控制计算机，3、系统试验器，4、动刚度试验台，41、动刚度试验台台体，42、动刚度试验台控制系统，5、平尾伺服作动机构，6、平尾伺服作动器，7、消间隙连接机构。

具体实施方式

[0015] 下面将结合图1，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

[0016] 如图1，完成平尾伺服作动机构与动刚度试验台机械台体的安装及系统的连接。

[0017] 首先，系统试验器3发出起落架收起、机轮承载、静压101.325MPa、动压0MPa指令至飞行控制计算机2。

[0018] 然后，地面维护检测设备1向飞行控制计算机2发出地面维护指令；飞控计算机2发出平尾伺服作动器位置指令信号，并通过系统试验器3转接至平尾伺服作动器6；与此同时，平尾伺服作动器6将位置反馈信号通过系统试验器3转接至飞行控制计算机2，完成闭环伺服控制；动刚度试验台控制系统42向动刚度试验台机械台41体发出正弦力扫频信号（频率范围：0.1Hz～100Hz，力幅值范围：20000N～35000N），同时回采平尾伺服作动机构位移信号X1、加载力反馈信号F（ω），通过系统试验器3采集平尾伺服作动器位置信号X2。

[0019] 动刚度扫频试验结束后，将动刚度试验台控制系统42采集的加载力反馈信号F（ω）与平尾伺服作动机构位移信号X1进行数字傅里叶变换，并绘制力比位移（F（ω）/X1）的动刚度幅频特性曲线1；将动刚度试验台控制系统42采集的加载力反馈信号F（ω）与平尾伺服作动器位置反馈信号X2进行数字傅里叶变换，并绘制力比位移（F（ω）/X2）的动刚度幅频特性曲线2。

[0020] 最后，通过动刚度幅频特性曲线1佐证曲线2找出动刚度幅值的最低点及其对应的频率值。

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