[发明专利]一种基于高焓风洞力/热环境的舵系统动态试验方法

摘要

本发明通过构建了一种基于高焓风洞力／热环境的舵系统动态试验方法，可模拟飞行器飞行过程或复现飞行试验中空气舵在高速高热来流中的实时连续动态运动过程，形成模拟真实飞行过程的实时动态气动力／热环境、弯矩／扭矩复合载荷状态，可一次性完成空气舵热防护、空气舵-舵系统传动结构热密封、弯矩／扭矩复合载荷下舵系统性能的综合试验，解决多类型试验数据测量、多性能指标试验考核的问题，有效提高舵系统试验考核效率。

主权项

一种基于高焓风洞力／热环境的舵系统动态试验方法，包括以下步骤：第一步，构建试验产品，动态试验的试验产品(110)包括空气舵(101)、舵机(102)、解锁机构(103)、舵机控制系统(104)、传动结构(105)、飞行器控制系统(106)、机体外壳模拟结构(107)，空气舵(101)和舵机(102)通过舵轴、传动结构(105)实现机械固连，空气舵(101)随舵机(102)同状态转动；解锁机构(103)安装在机体外壳模拟结构(107)上，具有可操作伸缩锁销，初始状态下锁销伸出至空气舵(101)的锁定销孔中，实现对空气舵(101)的固定，解锁操作后锁销缩进机体外壳，解除对空气舵(101)的锁定；舵机(102)、解锁机构(103)由电缆与舵机控制系统(104)实现电气连接，由舵机控制系统(104)供电，并实现指令信息交互；舵机控制系统(104)与飞行器控制系统(106)相连，实现指令信息交互；第二步，构建试验系统，包括试验产品(110)与地面保障系统(210)、高焓风洞(310)组成实时动态耦合试验系统；其中地面保障系统(210)包括试验测控系统(201)、测试传感器组合(202)、氮气瓶(203)、高压供气管路(204)、舵机供电电源(205)；试验产品(110)通过机体外壳模拟结构(107)固定于高焓风洞(310)的产品安装支座上；测试传感器组合(202)包括若干个温度传感器、振动传感器、应变传感器，根据试验需要布置在试验产品(110)上，并将其数据传送给试验测控系统(201)进行记录；飞行器控制系统(106)与地面保障系统(201)实现电气连接，并实现指令及数据交互；氮气瓶(203)通过高压供气管路(204)与解锁机构(103)实现气路连接，当高压供气管路(204)打开，高压氮气进入解锁机构(103)时，解锁机构(103)实现解锁操作；第三步，地面保障系统(210)准备好，试验测控系统(201)开始记录数据；第四步，高焓风洞(310)启动，产生高速高热气流(301)，模拟飞行器真实飞行过程中的外部大气状态；第五步，舵机供电电源(205)为舵系统供电，同时氮气瓶(203)阀门打开，经高压供气管路(204)为解锁机构(103)供气，解除空气舵(101)的锁定，实现真实气动力／热条件下的舵系统解锁功能考核；第六步，飞行器控制系统(106)发出空气舵(101)实时连续动态偏转指令，经舵机控制系统(105)驱动舵机(102)工作，带动空气舵(101)在高速高热气流(301)中进行连续动态运动，实现连续动态的气动力／热条件下的空气舵(101)热防护考核；同时，作用在空气舵(101)上的气动力对舵轴形成连续动态的弯矩和扭矩，并经传动结构(105)传导到舵机(102)上，形成对舵机(102)的弯矩、扭矩复合载荷条件；另外，连续动 态的气动热作用于空气舵(101)上及舵轴、传动结构(105)的安装缝隙中，并传导到舵系统上，形成对空气舵‑舵系统传动结构(105)、舵系统的实时动态弯矩／扭矩／热考核；第七步，试验测控系统(201)持续记录各类试验数据，包括空气舵偏转指令、舵机偏转角、解锁指令、解锁状态，以及空气舵(101)所受气动力、试验产品(110)各测点的温度、振动、形变参数；第八步，试验产品(110)下电，高焓风洞(310)关车，结束真实飞行环境的高速高热模拟；第九步，试验测控系统(201)停止记录数据；动态试验结束。