[发明专利]一种高超声速飞行器舵偏角测量方法

说明书

本发明公开了一种适用于高超声速飞行器舵偏角测量的方法，其特征在于：首先使用便携三维测量设备测出舵面上同一平面转动前后的夹角，然后通过转动前后被测平面的几何关系建立包含舵面偏转角度为未知数的方程组，求解方程组即可获得舵面偏转角度。本发明以最终给出存在可测平面的高超声速飞行器舵面偏转角度为目的，提出的测量方法简单、明确，所用设备便携，不需要特殊工装，适用于高超声速飞行器总装以及外场调试期间舵偏角的标定。

技术领域

本发明涉及一种高超声速飞行器舵偏角测量方法，属于航空航天飞行器设计领域。

背景技术

高超声速飞行器在安装、调试过程中需要测量舵面偏转角，用于舵面安装质量检查、舵机极性检测等。但是此类飞行器为了防止气动加热带来的问题，舵轴外露尺寸极短且有遮挡，或者无外露；舵轴轴线很难找准；舵面沿展向、弦长变厚度，上下表面即使是平面，其也与舵轴线不平行或垂直，不能直接用来测量确定舵面偏角。一般采用复杂的工装进行舵偏角度测量，但在飞行器总装甚至外场调试期间，需要简单快捷地测量舵偏角，进行舵偏角标定。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种适用于高超声速飞行器舵面舵偏角测量方法，可以使用简单的设备方便快捷地测量出舵偏角，进行舵偏角标定。

本发明解决技术的方案是：一种高超声速飞行器舵偏角测量方法，通过下述方式实现：固定飞行器机身或舵面支撑座，使用测量仪测绘出舵面上某一测量平面转动前后的空间位置，获得测量平面转动前后的转角θ；通过转动前后测量平面的几何关系建立包含舵面偏转角度为未知数的方程组，求解方程组获得舵面偏转角度。

进一步的，所述的方程组如下：

r₁＝cos(δ)*R₁-sin(δ)*R₃

r₂＝R₂

r₃＝sin(δ)*R₁+cos(δ)*R₃

式中，偏转后的测量平面法向矢量在全局坐标系0XYZ和当地坐标系oxyz分别计为R＝[R₁,R₂,R₃]和r＝[r₁,r₂,r₃]；δ为舵面偏转角度。

进一步的，利用便携式柔臂三坐标测量仪或激光扫描测量仪测绘出测量平面转动前后的空间位置；进而确定测量平面转动前后的夹角θ。

进一步的，所述的测量平面不能与舵轴线垂直。

进一步的，所述的测量平面优选迎风面上的平面。

进一步的，通过在测量平面上标记出测点位置，转动前后通过拾取测点从而得到平面的空间位置。

优选测量平面与舵轴或舵轴延长线平行，则测得的转动前后的夹角θ即为舵偏角δ。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明以最终给出存在可测平面的高超声速飞行器舵面偏转角度为目的，提出的测量方法简单、明确，所用设备便携，不需要特殊工装，适用于高超声速飞行器总装以及外场调试期间快速进行舵偏角的标定的需求。

附图说明

图1为本发明舵面偏转角度测量示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。