用于静态地确定飞行器控制表面的游隙的测试装置、系统和方法制造方法及图纸

提供了用以获得与飞行器控制表面(ACS)相关的测量结果的测试装置、系统(10)和方法，所述飞行器控制表面(ACS)安装到固定飞行器结构(AAS)，用于绕铰链轴线(HA)移位。可以提供支撑结构(AAS)和由支撑结构承载的致动器(18)，该支撑结构包括用于将测试装置在位置上固定到固定飞行器结构(AAS)的附接组件(14a)。由支撑结构(AAS)承载的致动器(18)包括能直线移动的致动器轴(18a)，当支撑结构在位置上安装到固定飞行器结构(AAS)时，所述致动器轴接触飞行器控制表面(ACS)。致动器(18)的致动将由此致使致动器轴对所述可移动飞行器控制表面(ACS)施加载荷，以使其绕铰链轴线(HA)偏转。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于静态地确定飞行器控制表面的游隙的测试装置、系统和方法
本文公开的实施例总体上涉及用于获得关于飞行器表面的测量，特别是关于飞行器控制表面的游隙(freeplay)和反冲(backlash)特性测量的测试装置、系统和方法。
技术介绍
飞行器控制表面的游隙在物理上在气动弹性系统中引入刚性降低效应。因这种游隙可引起的该刚性降低效应在一些情况下是足够大的，而在使用表面刚性来抑制颤振的表面中引起极限循环振荡(LCO)。LCO可进而降低飞行器疲劳寿命，或者在某些极端情况下导致灾难性故障。因此，需要在飞行器被放出以进行飞行颤动测试(FFT)之前，在飞行器的控制表面上进行游隙测试，以确定游隙特性并保证飞行器安全。一旦根据MIL8870C标准(通过引用并入本文)确定控制表面的游隙，则需要其它测试以便在飞行器使用寿命期间监测游隙变化。游隙的这些其它监测测试称为反冲测试，其在飞行器交付之前由制造商执行，以及在飞行器使用寿命期间由操作者执行。为了保证飞行器的安全，军方和美国联邦航空局颁布了标准，规定了飞行器使用寿命期间在不同飞行器控制表面上允许的游隙量。此外，这些标准在整个飞行器使用寿命期间间隔地提供其中必须测试反冲的设定点。飞行器控制表面的游隙可以静态或动态测试。动态游隙测试涉及将加速度计放置在控制表面中或上，其中表面随后由振动器或致动器振动，从而游隙能由计算机系统监测。然而，这种类型的动态游隙测试系统通常应用于较大飞行器的控制表面，并且允许振动频率和控制表面的游隙的相关性，这对于中小型飞行器是不可能获得的。从2011年4月26日公布的美国专利7,933,691(其全部内容通过引用明确并入本文)中已知一种这样的常规动态游隙测试系统。由于上述关于动态测试的缺陷，中小型飞行器必须进行静态测试。然而，目前，通过向控制表面施加已知载荷，然后测量相应的偏转(线性测量或角位移)来执行控制表面的静态测试。在这方面，典型的静态游隙测试从零载荷开始，并增加到极限载荷的一定百分比。在测试期间，力矩或施加的载荷相对于位移作图，即，提供L/D图形。对于没有游隙和线性弹簧刚度的控制表面，L/D图形是直线，其中该线的斜率是测量的弹簧刚度。当游隙被引入到系统中时，曲线的不连续发生在零载荷范围附近。对于较大的位移值，斜率增大，并且更代表没有游隙的有效刚度。当滞后被引入到系统中时，L/D图形形成已知类型的曲线。传统的静态游隙测试方法是耗时的、昂贵且不很准确。此外，静态测试台架相对复杂，因为加载装置必须物理地固定到控制表面而不损坏飞行器。加载通常利用具有已知质量的铅篮进行，这可能在每个加载步骤期间需要特定的系统调节，从而导致非常耗时(因此昂贵)的过程。因此，需要改进的系统和方法，以此可以获得与中小型飞行器相关联的控制表面的静态游隙和反冲数据。本文中的实施例正是为了满足这样的需求。
技术实现思路
总体而言，本文公开的实施例涉及用于获得关于飞行器控制表面的测量结果的测试装置、系统和方法，所述飞行器控制表面安装到固定飞行器结构，用于围绕铰链轴线移位。根据一些实施例，测试装置可以包括支撑结构和由支撑结构承载的致动器。支撑结构包括用于将测试装置在位置上固定到固定飞行器结构的附接组件。由支撑结构承载的致动器包括可直线移动的致动器轴，当支撑结构在位置上安装到固定飞行器结构时，致动器轴接触飞行器控制表面。致动器的致动将由此致使致动器轴对可移动飞行器控制表面施加载荷，以引起其围绕铰链轴线的偏转。载荷传感器可以操作地连接到致动器轴，以感测施加到飞行器控制表面的载荷，并输出指示该载荷的载荷信号。位移换能器也可以操作地连接到飞行器控制表面，以输出指示飞行器控制表面的偏转测量信号。每个附接组件包括可调节杆和附接吸盘，所述附接吸盘附接到杆的端部，用于布置在飞行器结构的表面上。附加地或替代地，致动器可以包括附接到致动器轴的末端的致动器吸盘，用于布置在飞行器控制表面的区域上。旋转接头可以附接到附接吸盘和/或致动器吸盘中的每一个。真空管线可以操作地附接到附接吸盘和致动器吸盘中的每一个，并且继而连接到真空源，以在附接吸盘和致动器吸盘中的每一个中抽真空。根据一些实施例，位移换能器可以包括换能器支撑件，该换能器支撑件在换能器的横向上朝向飞行器结构延伸，用于将位移换能器安装在相对于飞行器控制表面的操作位置上。至少一个安装脚可以随换能器支撑件一起提供，用于接触飞行器结构的表面。可移动飞行器控制表面安装到固定飞行器结构上用于围绕铰链轴线移位，用于确定可移动飞行器控制表面的游隙的系统将包括如上简要描述的测试装置和操作地连接到该测试装置的控制系统。控制系统因此分别从载荷传感器和位移换能器接收载荷信号和偏转信号，以从载荷信号和偏转信号提供载荷-位移图，进而确定飞行器控制表面的游隙。因此，可以通过如下方式来确定安装到固定飞行器结构以围绕铰链轴线移位的可移动飞行器控制表面的游隙：将测试装置在位置上固定到固定飞行器结构的表面，使得致动器轴和位移换能器与所述可移动飞行器控制表面的相应区域接触。测试装置可以操作地连接到控制系统，以接收分别由载荷传感器和位移换能器输出的载荷测量信号和偏转测量信号。操作控制系统将由此致动致动器，且因此致使致动器轴对飞行器控制表面施加重复的载荷。与致动器的致动同时地，从载荷传感器和位移换能器输出的载荷测量信号和偏转测量信号收集与重复施加的载荷相关联的载荷测量数据和位移测量数据。从这些收集的数据，可以确定基于所收集的载荷数据和位移数据的载荷-位移曲线。由此，可以从所述载荷-位移曲线来确定飞行器控制表面的游隙。在仔细考虑关于本专利技术的优选示例性实施例的以下详细描述之后，本专利技术的这些和其它方面和优点将变得更加清楚。附图说明通过结合附图参考非限制示例性实施例的详细描述，将更好和更完全地理解本专利技术公开的实施例，在附图中：图1是根据本文公开的用于静态测试与飞行器控制表面相关联的游隙和反冲的系统的示意图；图2是可以在图1所示的系统中采用的操作序列的示意性方框流程图；图3是可以利用图1所示的系统获得的示例性的载荷-偏转数据图。具体实施方式附图1示意性地描绘了用于静态测试与飞行器机翼结构AAS操作地相关联的飞行器控制表面ACS的游隙和反冲的测试系统10。具体地，飞行器控制表面ACS能够围绕铰链轴线HA相对于固定飞行器机翼结构AAS以可控方式偏转。通常，根据图1中示意性描述的实施例的测试系统10包括：机电测试组件10-1，其物理地和操作地附接到飞行器控制表面ACS和飞行器机翼结构AAS；以及控制系统10-2，其操作地连接到测试组件10-1，以控制测试参数并收集测试数据。测试组件10-1设有支撑结构12，支撑结构12包括多个附接组件14，用以将支撑结构12物理地附接到飞行器机翼结构AAS。每个附接组件设有通过旋转连接器14c连接到可调节杆14b的附接吸盘14a。可调节杆14b又联接到支撑结构12，以允许其进行往复线性调整，进而允许其相关联的附接吸盘14a朝向或背离飞行器机翼结构AAS移动。杆14b在一些实施例中可以螺纹连接到支撑结构12，以允许这种可调节的移动。旋转连接器12c有助于确保附接吸盘14a被正确地设置在飞行器机翼结构AAS的弯曲机翼表面上。因此，以这种方式，与每个杆14b相关联的附接吸盘14本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于确定可移动飞行器控制表面的游隙的测试装置，所述可移动飞行器控制表面安装到固定飞行器结构用于围绕铰链轴线移位，其中所述测试装置包括：支撑结构，所述支撑结构包括用于将所述测试装置在位置上固定到所述固定飞行器结构的附接组件；致动器，所述致动器由所述支撑结构承载，并且具有能直线移动的致动器轴，当所述支撑结构在位置上安装到所述固定飞行器结构时，所述致动器轴接触所述飞行器控制表面，其中所述致动器的致动导致所述致动器轴对所述可移动飞行器控制表面施加载荷，使所述可移动飞行器控制表面围绕所述铰链轴线偏转；载荷传感器，所述载荷传感器操作地连接到所述致动器轴，用于感测施加到所述飞行器控制表面的载荷，并输出指示所述载荷的载荷信号；和位移换能器，所述位移换能器操作地连接到所述飞行器控制表面，以输出指示所述飞行器控制表面的偏转测量信号。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2014.08.11 US 14/456,3591.一种用于确定可移动飞行器控制表面的游隙的测试装置，所述可移动飞行器控制表面安装到固定飞行器结构用于围绕铰链轴线移位，其中所述测试装置包括：支撑结构，所述支撑结构包括用于将所述测试装置在位置上固定到所述固定飞行器结构的附接组件；致动器，所述致动器由所述支撑结构承载，并且具有能直线移动的致动器轴，当所述支撑结构在位置上安装到所述固定飞行器结构时，所述致动器轴接触所述飞行器控制表面，其中所述致动器的致动导致所述致动器轴对所述可移动飞行器控制表面施加载荷，使所述可移动飞行器控制表面围绕所述铰链轴线偏转；载荷传感器，所述载荷传感器操作地连接到所述致动器轴，用于感测施加到所述飞行器控制表面的载荷，并输出指示所述载荷的载荷信号；和位移换能器，所述位移换能器操作地连接到所述飞行器控制表面，以输出指示所述飞行器控制表面的偏转测量信号。2.根据权利要求1所述的测试装置，其中每个所述附接组件包括可调节杆和附接吸盘，所述附接吸盘附接到所述杆的端部，用于布置在所述飞行器结构的表面上。3.根据权利要求2所述的测试装置，其中所述致动器包括附接到所述致动器轴的末端的致动器吸盘，用于布置在所述飞行器控制表面的区域上。4.根据权利要求3所述的测试装置，还包括操作地附接到所述附接吸盘和所述致动器吸盘中的每一个的真空管线。5.根据权利要求4所述的测试装置，还包括连接到所述真空管线的真空源，用于在所述附接吸盘和所述致动器吸盘中的每一个中抽真空。6.根据权利要求1所述的测试装置，其中所述致动器包括附接到所述致动器轴的末端的致动器吸盘，用于布置在所述飞行器控制表面的区域上。7.根据权利要求6所述的测试装置，还包括操作地附接到所述致动器吸盘的真空管线。8.根据权利要求7所述的测试装置，还包括连接到所述真空管线的真空源，用于在所述致动器吸盘中抽真空。9.根据权利要求2所述的测试装置，其中每个所述附接组件还包括将所述附接吸盘连接到所述杆的所述端部的旋转接头。10.根据权利要求6所述的测试装置，其中所述致动器还包括将所述致动器吸盘连接到所述致动器轴的所述末端的旋转接头。11.根据权利要求1所述的测试装置，其中所述位移换能器包括换能器支撑件，所述换能器支撑件在换能器的横向上朝向所述飞行器结构延伸，用于将所述位移换能器安装在相对于所述飞行器控制表面的操作位置上。12.根据权利要求11所述的测试装置，其中所述换能器支撑件包括用于接触所述飞行器结构的所述表面的至少一个安装脚。13.一种用于确定可移动飞行器控制表面的游隙的系统，所述可移动飞行器控制表面安装到固定飞行器结构用于围绕铰链轴线移位，其中所述系统包括：根据权利要求...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗慕洛·维尼修斯·韦拉，亚历山大·阿尔维斯，德西奥·奥利韦拉，
申请(专利权)人：埃姆普里萨有限公司，
类型：发明
国别省市：巴西,BR