无人机机翼副翼机构可靠性试验加载系统及试验方法与流程

1.本发明涉及一种无人机机翼副翼机构可靠性试验协调加载系统及试验方法，属于无人机结构强度试验技术领域。


背景技术：

2.无人机机翼作为其关键部件之一，它几乎承受着整个无人机的气动载荷。副翼作为机翼上的重要组成部分，副翼一旦出现卡死等失效情形，会导致无人机无法操纵，严重时导致无人机坠毁的灾难性后果。因此，必须对无人机副翼系统进行可靠性试验，确保其安全可靠。
3.无人机副翼系统有别于机翼，它是一个由副翼驱动舵机、翼面、转轴等组成的一个机构，其运动幅度可达
±
30度。同时，其承受的气动载荷一般和副翼翼面垂直，在无人机进行操纵的过程中进行上下运动，起到控制无人机机动的效果。目前无人机副翼开展可靠性试验的较少，即使进行试验，也只是粗略对其进行施加一个方向垂直初始翼面的载荷，无法模拟其真实受力情况，起不到考察其运动机构可靠性的效果。


技术实现要素：

4.为了解决上述技术问题，本发明的目的在于提供一种无人机机翼副翼机构可靠性试验协调加载系统及使用方法，该协调加载系统可以用于施加无人机副翼在飞行过程中所承受的真实气动载荷，开展无人机机翼副翼的运动机构可靠性试验，考察副翼在运动过程中是否存在变形卡死等故障现象。
5.本发明为无人机机翼副翼机构可靠性试验加载系统，所述试验加载系统包括机翼副翼、加载作动缸组、作动缸底座组、加载拉压工装组、传感器单元以及承力试验台架；
6.所述加载作动缸组安装在作动缸底座组上，其通过加载拉压工装组对所述机翼副翼的待测试翼面施加拉压力；
7.所述传感器单元包含若干传感器用于实时测量副翼受力和角度的变化；
8.所述试验加载系统的整体安装于承力试验台架上。
9.进一步的，所述试验加载系统的加载作动缸组中包含若干加载作动缸，针对每个待测试翼面都设有至少两个加载作动缸，相应的，所述作动缸底座组中设有相应作动缸底座，以及在所述加载拉压工装组中，设有一个加载拉压工装，两个加载作动缸连接到同一个上，且连接点为一个点。
10.进一步的，所述传感器单元中包含力传感器组和角度传感器组，针对每个待测试机翼，在副翼的上翼面安装角度传感器，在做动缸和拉压工装之间安装力传感器。
11.进一步的，所述试验加载系统包含对两个每个待测试翼面加载装置。
12.本技术还提供基于上述无人机机翼副翼机构可靠性试验加载系统的试验方法，所述试验方法包括以下步骤：
13.步骤一，根据副翼设计要求，确定副翼最大运动角度α
max
；
14.步骤二，确定单个副翼的加载做动缸的初始位置l1、l2、h，安装做动缸。l1、l2分别为两个加载作动缸的固定位置点与加载拉压工装在固定位置水平线上的垂点之间的距离；h为副翼上气动中心点在做两个加载作动缸固定平面的垂直距离减去拉压工装厚度后的高度。
15.步骤三，安装角度传感器，测量副翼实时的运动角度α，并将信号提供给加载控制系统，作为控制系统输入参数；
16.步骤四，将无人机机翼副翼需要施加的气动载荷force作为输入参数值，结合做动缸初始位置、副翼实时的运动角度α，在加载控制系统中输入每个加载做动缸的加载函数force_i＝f(α)；
17.步骤五，依据副翼技术要求，改变加载做动缸施加的气动载荷进行副翼机构可靠性试验，直至试验结束。
18.进一步的，所述加载函数具体为：
[0019][0020][0021]
force_1和force_2分别是两个加载做动缸的作用力。
[0022]
进一步的，所述加载做动缸的底座设计在待测副翼的重心位置。
[0023]
进一步的，所述做动缸载荷的合力不大于无人机副翼操纵舵机的最大扭矩。
[0024]
进一步的，所述步骤四中，同步加载控制系统和无人机副翼操纵系统时间，无人机副翼操纵舵机先通电控制副翼进行运动，然后对每个副翼上两根加载做动缸施加随副翼实时的运动角度α变化的载荷force_i＝f(α)，形成合力force。
[0025]
更进一步的，所述步骤四中，单个副翼的加载做动缸的初始位置各距离之间的关系为：l1≥(h
‑
l
×
sinα)
×
tanα l
×
(1
‑
cosα)，l2≥(h l
×
sinα)
×
tanα
‑
l
×
(1
‑
cosα)，α为副翼实时的运动角度，l为副翼转轴到副翼气动力中心加载点距离。
[0026]
本发明提出本发明涉及一种无人机机翼副翼机构可靠性试验协调加载系统及试验方法，具有如下有点和有益效果：
[0027]
(1)基于本发明试验系统，可以对无人机机翼副翼开展机构可靠性试验，考察副翼系统的可靠性。
[0028]
(2)相对于传统的试验加载方法，本发明的试验系统能对副翼施加随其转动过程中实时变化的气动载荷，更好地模拟了副翼在无人机飞行过程中的受载情况，大幅提高了试验加载的准确性。
[0029]
(3)本发明的协调加载试验系统实时测量副翼运动角度，结合加载作动器的初始位置参数，通过两个加载作动器各自施加一定载荷，合力等于副翼实际承受的气动力。通过试验加载控制系统编制随角度和位置参数相关的加载函数，实施起来较为方便快捷。
[0030]
(4)本发明提供的试验系统设计思路也可以用于其它有大变形的机构强度可靠性
试验。
附图说明
[0031]
为了更清楚地说明本发明中的技术方案，下面将对本发明中所需要使用的附图进行简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，可以根据这些附图获得其它附图。
[0032]
图1为试验初始状态示意图；
[0033]
图2为试验初始状态载荷分析示意图；
[0034]
图3为试验时副翼3运动一定角度示意图；
[0035]
图4为试验时副翼3运动一定角度载荷分析示意图；
[0036]
图5为试验流程示意图；
[0037]
图6为本专利公布的试验系统等轴视图；
[0038]
图7为本专利公布的试验系统前视图；
[0039]
图8为本专利公布的试验系统侧视图；
[0040]
图9为本专利公布的试验系统俯视图；
[0041]
图10为本专利公布的试验系统加载拉压工装局部示意图。
具体实施方式
[0042]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域的技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0043]
实施例1：
[0044]
如图1所示，本发明为无人机机翼副翼机构可靠性试验加载系统，其特征在于，所述试验加载系统包括机翼副翼、加载作动缸组、作动缸底座组、加载拉压工装组、传感器单元以及承力试验台架；
[0045]
所述加载作动缸组安装在作动缸底座组上，其通过加载拉压工装组对所述机翼副翼的待测试翼面施加拉压力；
[0046]
所述传感器单元包含若干传感器用于检测副翼受力和角度的变化；
[0047]
所述试验加载系统的整体安装于承力试验台架上。
[0048]
进一步的，所述试验加载系统的加载作动缸组中包含若干加载作动缸，针对每个待测试翼面都设有至少两个加载作动缸，相应的，所述作动缸底座组中设有相应作动缸底座，以及在所述加载拉压工装组中，设有一个加载拉压工装，两个加载作动缸连接到同一个上，且连接点为一个点。
[0049]
进一步的，所述传感器单元中包含力传感器组和角度传感器组，针对每个待测试机翼，在副翼的上翼面安装角度传感器，在做动缸和拉压工装之间安装力传感器。
[0050]
进一步的，所述试验加载系统包含对两个待测试翼面加载装置。
[0051]
如图6至图10所示，为本技术试验系统的各视图以及局部视图，本实施例提供一种无人机机翼副翼机构可靠性试验系统，本实验系统包含对于无人机两个机翼2和14，以及两
个机翼上的副翼5和15，每个待测试翼面都设有至少两个加载作动缸，具体的，该试验系统主要包括：第一至第四加载做动缸8、12、20、24，第一至第四做动缸底座9、13、21、25，第一、第二加载拉压工装5、17，第一至第四做动缸接头6、10、18、22，第一至第四力传感器7、11、19、23，第一、第二角度传感器4、16，以及承力试验台架1等组成。
[0052]
前述的无人机机翼副翼机构可靠性试验系统通过多通道的协调加载系统，控制多个做动缸协调加载，对副翼施加随翼面运动过程中的气动载荷。
[0053]
试验初始状态示意图如下图1和图2所示(以第一机翼和第一副翼为例)：其中：a点为第一副翼转轴；b点为第一副翼上加载点；c为加载做动缸12的固定位置点；e为加载做动缸8的固定位置点；d点为副翼在水平状态下时加载点在加载做动缸12和加载做动缸8固定平面上的垂点。force_1是加载做动缸12的作用力，force_2是加载做动缸8的作用力；force是副翼上实际需要的加载载荷，是force_1和force_2的合力。
[0054]
基于本发明试验系统，可以对无人机机翼副翼开展机构可靠性试验，考察副翼系统的可靠性。
[0055]
实施例2
[0056]
本技术还提供基于上述无人机机翼副翼机构可靠性试验加载系统的试验方法，所述试验方法包括以下步骤：
[0057]
步骤一，根据副翼设计要求，确定副翼最大运动角度α
max
；
[0058]
步骤二，确定单个副翼的加载做动缸的初始位置l1、l2、h，安装做动缸。l1、l2分别为两个加载作动缸的固定位置点与加载拉压工装在固定位置水平线上的垂点之间的距离；h为副翼上气动中心点在做两个加载作动缸固定平面的垂直距离减去拉压工装厚度后的高度。
[0059]
步骤三，安装角度传感器，测量副翼实时的运动角度α，并将信号提供给加载控制系统，作为控制系统输入参数；
[0060]
步骤四，将无人机机翼副翼需要施加的气动载荷force作为输入参数值，结合做动缸初始位置、副翼实时的运动角度α，在加载控制系统中输入每个加载做动缸的加载函数force_i＝f(α)；
[0061]
步骤五，依据副翼技术要求，改变加载做动缸施加的气动载荷进行副翼机构可靠性试验，直至试验结束。
[0062]
进一步的，所述加载函数具体为：
[0063][0064][0065]
force_1和force_2分别是两个加载做动缸的作用力。
[0066]
进一步的，所述加载做动缸的底座设计在加载做动缸的重心位置。
[0067]
进一步的，所述做动缸载荷的合力不大于无人机副翼操纵舵机的最大扭矩。
[0068]
进一步的，所述步骤四中，同步加载控制系统和无人机副翼操纵系统时间，无人机副翼操纵舵机先通电控制副翼进行运动，然后对每个副翼上两根加载做动缸施加随副翼实时的运动角度α变化的载荷force_i＝f(α)，形成合力force。
[0069]
更进一步的，所述步骤四中，单个副翼的加载做动缸的初始位置各距离之间的关系为：l1≥(h
‑
l
×
sinα)
×
tanα l
×
(1
‑
cosα)，l2≥(h l
×
sinα)
×
tanα
‑
l
×
(1
‑
cosα)，α为副翼实时的运动角度，l为副翼转轴到副翼气动力中心加载点距离。
[0070]
如图1至图5所示，为基于上述加载系统建立的数学模型示意图，其中，ab为副翼转轴到副翼气动力中心加载点距离l；
[0071]
cd为做动缸12的固定位置点c和垂点d之间的水平距离l1；
[0072]
ed为做动缸8的固定位置点e和垂点d之间的水平距离l2；
[0073]
bd为副翼上气动中心点在做动缸12和做动缸8固定平面的垂直距离减去拉压工装厚度后的高度h；
[0074]
假如副翼上需要加载的载荷为force，可以得出两个做动缸12和做动缸8的施加载荷大小force_1和force_2。
[0075]
此时：
[0076][0077][0078]
(2)第二副翼3运动一定角度(∠fab＝α)时：
[0079]
其中：force_1是做动缸1的作用力，force_2是做动缸2的作用力；force是副翼上实际需要的加载载荷，是force_1和force_2的合力。force_1和force_2和副翼运动的角度(∠fab)、做动缸的安装初始位置之间是一个函数关系，可以通过几何关系求出之间的函数计算公式。
[0080]
force_1＝f1(∠fab)＝f1(α)
ꢀꢀꢀ
(3)
[0081]
force_2＝f2(∠fab)＝f2(α)
ꢀꢀꢀ
(4)
[0082]
已知：
[0083]
kj//ef
ꢀꢀꢀ
(5)
[0084]
jl//fc
ꢀꢀꢀ
(6)
[0085]
jm
⊥
fc
ꢀꢀꢀ
(7)
[0086]
jn
⊥
ef
ꢀꢀꢀ
(8)
[0087]
根据几何关系，可得：
[0088]
∠fab＝∠hfi
ꢀꢀꢀ
(9)
[0089]
∠cfi＝∠cfh ∠hfi＝∠cfh ∠fab
ꢀꢀꢀ
(10)
[0090]
∠efi＝∠efh
‑
∠hfi＝∠efh
‑
∠fab
ꢀꢀꢀ
(11)
[0091]
[0092][0093][0094][0095][0096][0097][0098][0099][0100][0101]
在加载控制系统中，编写好两个做动缸加载载荷力和做动缸安装初始位置l1、l2和h、副翼运动角度α、副翼需要施加的气动载荷force之间函数关系，通过力传感器进行控制
做动缸加载力和反馈值，对副翼施加其实际的气动载荷力，考察其机构运动的可靠性。
[0102]
相对于传统的试验加载方法，本发明的试验系统能对副翼施加随其转动过程中实时变化的气动载荷，更好地模拟了副翼在无人机飞行过程中的受载情况，大幅提高了试验加载的准确性。
[0103]
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。另外，本技术实施例提供的上述技术方案中与现有技术中对应技术方案实现原理一致的部分并未详细说明，以免过多赘述。
[0104]
对所公开的实施例的上述说明，使本领域技术人员能够实现或使用本技术。对这些实施例的多种修改对本领域技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。