飞行器舵系统三维负载性能测试装置及其试验方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种飞行器舵系统三维负载性能测试装置，它包括与地面固定相连的试验承载台，所述试验承载台上固定安装有飞行器的机架本体，机架本体上设置有舵系统驱动器，舵系统驱动器的动力输出端与舵系统传动装置的输入端相连，舵系统传动装置的输出端延伸在机架本体之外；它还包括扭力器、弯矩作动器和温度加载器；扭力器为舵系统传动装置提供恒定的扭转力矩；弯矩作动器为舵系统传动装置提供稳定的弯曲力矩；温度加载器为舵系统传动装置提供模拟的温度载荷。本发明专利技术还提供了所述试装置的试验方法。本发明专利技术的性能测试装置及其试验方法能够在扭矩、弯矩和温度同步或分别加载的状况下，逼真模拟飞行器舵系统在实际飞行过程中的性能指标。

Three dimensional load performance test device for aircraft rudder system and test method thereof

The invention discloses a vehicle steering system of three-dimensional load performance testing device, which comprises a test connected with the ground bearing platform, the test of bearing frame body aircraft fixed on the stage, the frame body is provided with a rudder system drive, power output terminal and the transmission system of rudder rudder system driver input connected to the transmission system of the rudder output end extending in the frame body; it also includes the torque moment, the actuator and the temperature of loader; torque torque to provide constant rudder transmission system; moment actuator with bending moment stability of the rudder system of loader transmission device; temperature temperature load simulation for the rudder driving device. The invention also provides a test method of the test device. The performance testing device and the testing method of the invention can simulate the performance indexes of the aircraft rudder system in the actual flight process under the condition that the torque, the bending moment and the temperature are synchronously or separately loaded.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天航空领域中飞行器的性能测试技术，具体地指一种飞行器舵系统三维负载性能测试装置及其试验方法。
技术介绍
在航天航空领域中，舵系统是飞行器动力学控制的执行机构，在实际飞行过程中受空气动力学(主要体现在扭矩与弯矩)、环境温度等因素的影响，其工作性能和可靠性都会产生较大的波动，甚至对飞行器的飞行安全造成影响。因此在飞行器的研制过程中，必须对舵系统进行性能测试，用以评估舵系统在扭矩、弯矩、温度等多种载荷作用下的工作可靠性能。通用的试验方法仅仅是采用扭簧对舵系统传动装置进行加载，利用扭簧在一定工作范围内旋转角度与力矩输出成正比原理，实现扭矩负载下的性能测试。但对于舵系统传动结构中因弯矩载荷变形、飞行器局部温度变化等因素耦合而造成的影响，目前尚未形成完备的试验体系和操作方法。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服上述现有技术存在的缺陷，提供一种结构简单可靠、操作方便快捷、测试参数齐全的飞行器舵系统三维负载性能测试装置及其试验方法，其能够在扭矩、弯矩和温度同步或分别加载的状况下，逼真模拟飞行器舵系统在实际飞行过程中的性能指标。为实现上述目的，本专利技术所设计的飞行器舵系统三维负载性能测试装置，它包括与地面固定相连的试验承载台，所述试验承载台上固定安装有飞行器的机架本体，所述机架本体上设置有舵系统驱动器，所述舵系统驱动器的动力输出端与舵系统传动装置的输入端相连，所述舵系统传动装置的输出端延伸在机架本体之外；其特殊之处在于：它还包括扭力器、弯矩作动器和温度加载器；所述扭力器的一端与舵系统传动装置的输出端轴端相连，所述扭力器的另一端与扭力器安装台固定相连，从而为舵系统传动装置提供恒定的扭转力矩；所述弯矩作动器的输出端与弯矩加载块固定相连，所述弯矩加载块套装在舵系统传动装置的输出端轴身上，从而为舵系统传动装置提供稳定的弯曲力矩；所述温度加载器套装在舵系统传动装置的输入端与输出端之间的外壁面上，从而为舵系统传动装置提供模拟的温度载荷。作为优选方案，所述扭力器的一端设置有扭力器连接孔，所述舵系统传动装置的输出端凸耳上设置有传动装置连接孔，所述扭力器连接孔与传动装置连接孔通过连接销钉相连。进一步优选地，所述弯矩作动器的输出端生产的拉力与弯矩加载块和舵系统传动装置的输出端轴心线垂直。再进一步优选地，所述弯矩作动器的输出端设置有螺纹接头，所述弯矩加载块的外壁设置有加载块连接螺孔，所述螺纹接头与加载块连接螺孔螺纹配合相连。还进一步地，所述弯矩加载块与舵系统传动装置的输出端轴身之间设置有弯矩加载轴承，所述弯矩加载轴承的内环面套装在舵系统传动装置的输出端轴身加载面上，所述弯矩加载轴承的外环面嵌入在弯矩加载块的内圈中。更进一步地，所述舵系统传动装置的输出端轴身上位于弯矩加载轴承的一侧还设置有限位器。再进一步地，所述温度加载器的核心加热部件为柔性温度加载膜片。还进一步地，所述舵系统传动装置的输入端设置有滚动支撑轴段，所述机架本体上设置有支撑轴段安装孔，所述滚动支撑轴段插入在支撑轴段安装孔中与其转动配合，且所述滚动支撑轴段的端部配合面与所述舵系统驱动器的动力输出端平面抵接配合。一种所述飞行器舵系统三维负载性能测试装置的试验方法，其特殊之处在于：包括如下步骤：1)按照舵系统驱动器的设计负载能力，调整扭力器，使加载在舵系统传动装置上的扭矩与上述设计负载相匹配；2)按照舵系统驱动器的设计工作时序，独立或协同调整弯矩作动器和温度加载器，使加载在舵系统传动装置上的弯矩和温度呈现多种参数组合，实现舵系统多种工作模式的模拟加载；3)按照设计参数调节舵系统驱动器和舵系统传动装置的工作频率、最大偏转角度、以及振幅值；4)在试验过程中持续测量舵系统传动装置的位移和应变、以及舵系统驱动器的反馈波形和工作电流，即可获得舵系统在多种载荷作用下的完备性能指标本专利技术的飞行器舵系统三维负载性能测试装置，设计原理如下：机架本体固定安装在与地面牢固相连的试验承载台上，扭力器通过与舵系统传动装置连接，为舵系统传动装置提供恒定的扭矩载荷；弯矩作动器提供弯矩载荷；温度加载器紧贴在在舵系统传动装置表面，实现对舵系统传动装置加温，模拟飞行过程中气动热的影响，提供温度载荷。舵系统驱动器安装在机架本体上，与舵系统传动装置的输入端相连，作为动力源驱动舵系统传动装置，以此控制飞行器姿态。本专利技术的性能测试装置中，扭矩、弯矩、温度负载能分别独立控制，可实现舵系统的多种工作模式的加载。通过三维负载实验，能获取舵系统传动装置的位移和应变以及舵系统驱动器反馈的波形与工作电流，从而获得舵系统在多种载荷作用下的完备性能指标。附图说明图1为一种飞行器舵系统三维负载性能测试装置的主视结构示意图。图2为图1的A-A剖视结构示意图。图3为图2中的I部放大结构示意图。图4为图1中舵系统传动装置等部件的分解放大结构示意图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术的飞行器舵系统三维负载性能测试装置及其实验方法作进一步详细说明。图1、图2所示的一种飞行器舵系统三维负载性能测试装置，它包括与地面固定相连的试验承载台1，试验承载台1上固定安装有飞行器的机架本体2，机架本体2上设置有舵系统驱动器9，舵系统驱动器9的动力输出端与舵系统传动装置3的输入端相连，所述舵系统传动装置3的输出端延伸在机架本体2之外；它还包括扭力器5、弯矩作动器7和温度加载器10；扭力器5的一端与舵系统传动装置3的输出端轴端相连，扭力器5的另一端与扭力器安装台6固定相连，从而为舵系统传动装置3提供恒定的扭转力矩。如图3所示，扭力器5的一端可设置扭力器连接孔5a，舵系统传动装置3的输出端凸耳上设置有传动装置连接孔3a，扭力器连接孔5a与传动装置连接孔3a通过连接销钉8相连；弯矩作动器7的输出端与弯矩加载块4固定相连，弯矩加载块4套装在舵系统传动装置3的输出端轴身上，从而为舵系统传动装置3提供稳定的弯曲力矩；本实施例中，弯矩作动器7的输出端生产的拉力与弯矩加载块4和舵系统传动装置3的输出端轴心线垂直；弯矩作动器7的输出端设置有螺纹接头7a，弯矩加载块4的外壁设置有加载块连接螺孔4a，螺纹接头7a与加载块连接螺孔4a螺纹配合相连。如图4所示，弯矩加载块4与舵系统传动装置3的输出端轴身之间设置有弯矩加载轴承11，弯矩加载轴承11的内环面11a套装在舵系统传动装置3的输出端轴身加载面3d上，弯矩加载轴承11的外环面11b嵌入在弯矩加载块4的内圈中，舵系统传动装置3的输出端轴身上位于弯矩加载轴承11的一侧还设置有限位器12。舵系统传动装置3的输入端设置有滚动支撑轴段3b，机架本体2上设置有支撑轴段安装孔2a，所述滚动支撑轴段3b插入在支撑轴段安装孔2a中与其转动配合，且所述滚动支撑轴段3b的端部配合面3c与所述舵系统驱动器9的动力输出端平面9a抵接配合；温度加载器10套装在舵系统传动装置3的输入端与输出端之间的外壁面上，从而为舵系统传动装置3提供模拟的温度载荷；温度加载器10的核心加热部件为柔性温度加载膜片。利用该飞行器舵系统三维负载性能测试装置的试验方法，包括如下步骤：1)按照舵系统驱动器9的设计负载能力，调整扭力器5，使加载在舵系统传动装置3上的扭矩与上述设计负载相匹配；2)按照舵系统驱动器9的设计工作时序，独立或协同调整弯矩作动器7和温度加载器1本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器舵系统三维负载性能测试装置，它包括与地面固定相连的试验承载台(1)，所述试验承载台(1)上固定安装有飞行器的机架本体(2)，所述机架本体(2)上设置有舵系统驱动器(9)，所述舵系统驱动器(9)的动力输出端与舵系统传动装置(3)的输入端相连，所述舵系统传动装置(3)的输出端延伸在机架本体(2)之外；其特征在于：它还包括扭力器(5)、弯矩作动器(7)和温度加载器(10)；所述扭力器(5)的一端与舵系统传动装置(3)的输出端轴端相连，所述扭力器(5)的另一端与扭力器安装台(6)固定相连，从而为舵系统传动装置(3)提供恒定的扭转力矩；所述弯矩作动器(7)的输出端与弯矩加载块(4)固定相连，所述弯矩加载块(4)套装在舵系统传动装置(3)的输出端轴身上，从而为舵系统传动装置(3)提供稳定的弯曲力矩；所述温度加载器(10)套装在舵系统传动装置(3)的输入端与输出端之间的外壁面上，从而为舵系统传动装置(3)提供模拟的温度载荷。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器舵系统三维负载性能测试装置，它包括与地面固定相连的试验承载台(1)，所述试验承载台(1)上固定安装有飞行器的机架本体(2)，所述机架本体(2)上设置有舵系统驱动器(9)，所述舵系统驱动器(9)的动力输出端与舵系统传动装置(3)的输入端相连，所述舵系统传动装置(3)的输出端延伸在机架本体(2)之外；其特征在于：它还包括扭力器(5)、弯矩作动器(7)和温度加载器(10)；所述扭力器(5)的一端与舵系统传动装置(3)的输出端轴端相连，所述扭力器(5)的另一端与扭力器安装台(6)固定相连，从而为舵系统传动装置(3)提供恒定的扭转力矩；所述弯矩作动器(7)的输出端与弯矩加载块(4)固定相连，所述弯矩加载块(4)套装在舵系统传动装置(3)的输出端轴身上，从而为舵系统传动装置(3)提供稳定的弯曲力矩；所述温度加载器(10)套装在舵系统传动装置(3)的输入端与输出端之间的外壁面上，从而为舵系统传动装置(3)提供模拟的温度载荷。2.根据权利要求1所述的飞行器舵系统三维负载性能测试装置，其特征在于：所述扭力器(5)的一端设置有扭力器连接孔(5a)，所述舵系统传动装置(3)的输出端凸耳上设置有传动装置连接孔(3a)，所述扭力器连接孔(5a)与传动装置连接孔(3a)通过连接销钉(8)相连。3.根据权利要求1所述的飞行器舵系统三维负载性能测试装置，其特征在于：所述弯矩作动器(7)的输出端生产的拉力与弯矩加载块(4)和舵系统传动装置(3)的输出端轴心线垂直。4.根据权利要求1所述的飞行器舵系统三维负载性能测试装置，其特征在于：所述弯矩作动器(7)的输出端设置有螺纹接头(7a)，所述弯矩加载块(4)的外壁设置有加载块连接螺孔(4a)，所述螺纹接头(7a)与加载块连接螺孔(4a)螺纹配合相连。5.根据权利要求1所述的飞行器舵系统三维负载性能测试装置，其特...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭辉荣，张正义，邓智军，储成彪，胡善刚，段祥军，范开春，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：湖北;42