[发明专利]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

说明书

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。

技术领域

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(free play)和反冲(backlash)特性测量的测试装置、系统和方法。

背景技术

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MIL 8870C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。

发明内容