柴東波，郭曉冬，楊東濤

(中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 全尺寸飛機(jī)結(jié)構(gòu)靜力/疲勞航空科技重點(diǎn)試驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

1 引 言

飛機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)作為飛機(jī)研發(fā)過程中設(shè)計(jì)、制造、試驗(yàn)、試飛4大環(huán)節(jié)中不可缺少的第3棒[1]，是保障型號安全首飛和持續(xù)試飛的先決條件。在飛機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)中，經(jīng)常需要對升降舵、方向舵、副翼等活動(dòng)舵面的偏角進(jìn)行測量。因此，需要一種方便、準(zhǔn)確、簡單、可靠的測量方法對舵面的偏角進(jìn)行測量。

由于飛機(jī)設(shè)計(jì)本身的原因，無法在舵面轉(zhuǎn)軸上直接安裝角位移傳感器對舵面的偏角進(jìn)行測量。傳統(tǒng)機(jī)械夾具測量方法[2]、編碼器方法、象限儀測量法[3]雖然操作簡單，但受安裝精度的影響，誤差較大；激光雷達(dá)雖然測量精度高，但其操作復(fù)雜且成本高昂[4]，很難滿足試驗(yàn)現(xiàn)場快速、準(zhǔn)確的測量要求。

隨著傾角傳感器的不斷發(fā)展，其已廣泛應(yīng)用于角度測量的場合。嚴(yán)共鳴[5-7]等提出了利用角位移傳感器進(jìn)行測量的平尾偏角檢測方法；程凌頻[2]提出了一種基于傾角傳感器的舵面偏轉(zhuǎn)角度的測量方法；柯賢剛[4]等提出了基于SCA100T傳感器的無線舵面偏角測量系統(tǒng)；肖砷宇[8]提出了一種新型的舵面偏角自動(dòng)化測量系統(tǒng)。

以上學(xué)者的研究都是基于傾角傳感器的舵面偏角測量方法。傾角傳感器的安裝分為水平安裝和垂直安裝兩種，要求傾角傳感器的安裝面與被測物體面平行。當(dāng)被測平面不為水平面和垂直面時(shí)，需要調(diào)整被測平面。因此，基于傾角傳感器對舵面偏角的研究多為升降舵、副翼等水平舵面的研究，而對于方向舵偏角測量的研究比較少。并且傾角傳感器受被測試驗(yàn)件動(dòng)態(tài)情況和加速度的影響較大，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中需要較長的穩(wěn)定時(shí)間。

本文根據(jù)飛機(jī)舵面安裝結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)，提出了一種基于位移測量的舵面偏角測量方法，有效地解決了在飛機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)中方向舵偏角難以測量的問題。

2 偏角測量的原理

飛機(jī)的舵面(升降舵、方向舵、副翼)安裝于安定面(平尾、垂尾、機(jī)翼)的后梁，之間通過懸掛支臂和懸掛接頭進(jìn)行連接。如圖1所示，懸掛支臂安裝于安定面后梁，懸掛接頭安裝于舵面前梁，懸掛支臂與懸掛接頭之間通過舵面轉(zhuǎn)軸進(jìn)行連接。懸掛支臂與懸掛接頭的安裝平面與舵面轉(zhuǎn)軸互相垂直。

圖1 某型飛機(jī)方向舵懸掛部位結(jié)構(gòu)示意圖

在懸掛接頭選取合適位置作為位移測量點(diǎn)P，在懸掛支臂的兩側(cè)選取合適的位置作為位移傳感器的安裝點(diǎn)A、位移傳感器的安裝點(diǎn)B。

舵面偏角測量方法如圖2所示。A、B為位移傳感器的安裝點(diǎn)，P為位移測量點(diǎn)的初始位置，O為舵面轉(zhuǎn)動(dòng)軸線。A、B、P、O在同一平面內(nèi)，且平面與舵面轉(zhuǎn)動(dòng)軸向互相垂直。當(dāng)舵面繞O點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，位移測量點(diǎn)P隨之轉(zhuǎn)動(dòng)至P′，∠POP′即∠α為舵面的偏轉(zhuǎn)角度。a為初始位移測量點(diǎn)P到位移傳感器安裝點(diǎn)B的距離，b為初始位移測量點(diǎn)P到位移傳感器安裝點(diǎn)A的距離，p為位移傳感器安裝點(diǎn)A到位移傳感器安裝點(diǎn)B之間的距離。位移測量點(diǎn)P繞舵面轉(zhuǎn)動(dòng)軸線O旋轉(zhuǎn)，計(jì)旋轉(zhuǎn)半徑為r。當(dāng)位移測量點(diǎn)由P轉(zhuǎn)動(dòng)至P′時(shí)，B、A兩點(diǎn)位移傳感器的測量值分別記為s1、s2。

圖2 舵面偏角測量簡化示意圖

由位移傳感器安裝點(diǎn)A、B和初始位移測量點(diǎn)P構(gòu)成ΔABP，直線AB與直線BP之間的初始夾角γ可由余弦定理得出：

(1)

當(dāng)位移測量點(diǎn)由P轉(zhuǎn)動(dòng)到P′時(shí)，位移傳感器安裝點(diǎn)A、B和位移測量點(diǎn)P′構(gòu)成ΔABP′，此時(shí)直線AB與直線BP′之間的夾角為β，由余弦定理可以得出：

(2)

設(shè)定PP′的長度為l，在ΔBPP′中，由余弦定理可以得出：

l2=a2+(a+s1)2-2a(a+s1)cos(γ-β)

(3)

在ΔOPP′中，由余弦定理可以得出：

(4)

將式(1)-式(3)的計(jì)算結(jié)果代入式(4)，即可得到舵面的偏轉(zhuǎn)角度。

3 測量步驟

3.1 測量設(shè)計(jì)

一般情況下，飛機(jī)舵面與安定面之間通過多個(gè)懸掛支臂進(jìn)行連接。根據(jù)測量要求與位移傳感器選取情況，設(shè)計(jì)位移傳感器的安裝夾具，在CATIA數(shù)模中進(jìn)行模擬裝配，確定位移傳感器的安裝位置和位移測量點(diǎn)的位置。一般選取空間充裕、易于現(xiàn)場安裝實(shí)施的位置，盡量避免在舵面旋轉(zhuǎn)過程中，位移測量路徑上可能存在試驗(yàn)件或其他物品遮擋的情況。

3.2 現(xiàn)場安裝

根據(jù)設(shè)計(jì)進(jìn)行現(xiàn)場位移傳感器的安裝。位移傳感器安裝完畢之后，需對下列尺寸進(jìn)行實(shí)際測量：

(1)位移傳感器安裝點(diǎn)A、B之間的距離p；

(2)位移傳感器安裝點(diǎn)B與位移測量點(diǎn)P之間的距離a；

(3)位移傳感器安裝點(diǎn)A與位移測量點(diǎn)P之間的距離b；

(4)位移測量點(diǎn)P與舵面轉(zhuǎn)動(dòng)軸線O之間的距離r。

將位移傳感器與數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)連接，確保引線無短路、斷路現(xiàn)象。

3.3 參數(shù)配置及公式編寫

根據(jù)位移傳感器的選取和現(xiàn)場安裝、連接情況，在數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的對應(yīng)通道配置位移參數(shù)。根據(jù)現(xiàn)場測量的實(shí)際尺寸和式(1)-式(4)編寫實(shí)際計(jì)算公式，并利用數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的計(jì)算通道進(jìn)行公式編輯。

3.4 試驗(yàn)測量

試驗(yàn)過程中，按照試驗(yàn)大綱要求，隨試驗(yàn)加載程序逐級測量位移a、b的變化，實(shí)時(shí)計(jì)算舵面的偏轉(zhuǎn)角度，對舵面偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行監(jiān)控和分析，保證試驗(yàn)的順利進(jìn)行。

4 案例驗(yàn)證

某型飛機(jī)升降舵運(yùn)動(dòng)功能檢查試驗(yàn)中，采用傾角傳感器對基于位移測量的舵面偏角測量方法進(jìn)行驗(yàn)證。位移傳感器采用LXI-500Ⅲ型拉線式位移傳感器(量程：500mm；基本誤差：0.032%F·S；線性度：0.038%F·S；回程誤差：0.021%F·S，重復(fù)性誤差：0.015%F·S)，傾角傳感器采用HCA528T型電子傾角傳感器(量程：±30°，絕對精度：0.01°)，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用ST24數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)(通道誤差：0.03%F·S，線性度：0.03%F·S)。位移傳感器、傾角傳感器和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)均經(jīng)過校準(zhǔn)/檢定合格。

傾角傳感器粘貼于升降舵上蒙皮，安裝面與升降舵弦平面平行，傳感器軸線與升降舵旋轉(zhuǎn)軸線平行。位移傳感器通過專用安裝夾具固定于升降舵懸掛支臂上，位移傳感器通過銅絲與升降舵懸掛接頭的位移測量點(diǎn)連接。

如圖3所示，安裝完畢后測量初始安裝距離：位移傳感器安裝點(diǎn)A、B之間的距離p=404mm；位移傳感器安裝點(diǎn)B與位移測量點(diǎn)P之間的距離a=298mm；位移傳感器安裝點(diǎn)A與位移測量點(diǎn)P之間的距離b=423mm；位移測量點(diǎn)P與舵面轉(zhuǎn)動(dòng)軸線O之間的距離r=112mm。

圖3 驗(yàn)證試驗(yàn)初始安裝距離示意圖

在試驗(yàn)過程中，按照試驗(yàn)大綱要求，通過ST24數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)逐級獲取B、A兩點(diǎn)位移傳感器的測量值s1、s2，利用計(jì)算通道同步獲取舵面偏轉(zhuǎn)角度α，具體數(shù)據(jù)如表1所示。

表1 試驗(yàn)對比數(shù)據(jù)

對基于位移測量的舵面偏角測量方法與利用傾角傳感器直接測量得到的舵面偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行比較，可以看出，誤差均小于5‰，滿足飛機(jī)強(qiáng)度試驗(yàn)的要求。

5 結(jié) 論

本文提出的基于位移測量的舵面偏角測量方法，應(yīng)用在某型飛機(jī)的升降舵功能檢查試驗(yàn)中，通過與傳統(tǒng)傾角傳感器直接測量舵面偏角所得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，證明此方法真實(shí)可行。

基于位移測量的舵面偏角測量方法解決了傳統(tǒng)采用傾角傳感器無法測量方向舵偏轉(zhuǎn)角度的難題，提高了試驗(yàn)偏角測量的相應(yīng)速度，為型號研制提供了可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。目前，該技術(shù)已經(jīng)在多個(gè)型號試驗(yàn)的舵面功能檢查試驗(yàn)中得到了應(yīng)用。