一種抑制飛機(jī)舵面顫振的方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機(jī)飛控系統(tǒng)與飛控舵面領(lǐng)域，特別是涉及作動(dòng)系統(tǒng)與飛控舵面的耦合振動(dòng)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]航天航空發(fā)展史上，氣動(dòng)彈性問題一直是困擾飛行器安全和發(fā)展的重要技術(shù)關(guān)鍵。隨著現(xiàn)代飛行器的飛行速度以及機(jī)動(dòng)性的大幅調(diào)提高，顫振問題比以前更為突出?，F(xiàn)代飛行器的伺服控制系統(tǒng)具有很高的頻響特性，易引起彈體彈性振動(dòng)與伺服控制系統(tǒng)耦合振蕩。尤其是飛機(jī)伺服控制系統(tǒng)的固有頻率與舵面的固有頻率接近時(shí)，則更容易發(fā)生系統(tǒng)耦合共振,從而弓I起舵面顫振。
[0003]抑制舵面顫振的方法有多種，通常是基于剛性彈體的數(shù)學(xué)模型確定控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)參數(shù)，再針對彈體一階彎曲模態(tài)建立彈性彈體的數(shù)學(xué)模型，設(shè)計(jì)一個(gè)合適的限幅濾波器，通過經(jīng)驗(yàn)和試驗(yàn)相結(jié)合的手段調(diào)節(jié)其中的參數(shù)，然后對控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性進(jìn)行校核，在保證不影響控制系統(tǒng)基本性能的前提下，避免伺服顫振的發(fā)生。該方法適用于設(shè)計(jì)階段，若飛機(jī)生產(chǎn)制造裝配完畢依然有舵面顫振發(fā)生，則該方法就很難使用。本發(fā)明則是針對飛機(jī)生產(chǎn)制造裝配完畢依然有舵面顫振發(fā)生的情況，此時(shí)，舵面已經(jīng)定型且不易改動(dòng)，因此考慮從伺服控制系統(tǒng)著手解決該問題。其方法是在作動(dòng)系統(tǒng)的作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間串接雙向限流活門，從而改變作動(dòng)器的互漏，進(jìn)而改變作動(dòng)系統(tǒng)的固有頻率，達(dá)到抑制舵面的伺服顫振的效果。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的:克服現(xiàn)有飛機(jī)在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)生產(chǎn)制造完畢且不易改動(dòng)的情況下，伺服控制系統(tǒng)的固有頻率與舵面固有頻率接近而引起的舵面顫振問題。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)方案:為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明通過在伺服控制系統(tǒng)的作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間串接雙向限流活門，改變作動(dòng)系統(tǒng)的互漏，進(jìn)而改變伺服控制系統(tǒng)的固有頻率，從而抑制舵面的伺服顫振。本發(fā)明是通過試驗(yàn)手段實(shí)現(xiàn)的。
[0006]一種抑制飛機(jī)舵面顫振的方法，通過在伺服控制系統(tǒng)的作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間串接雙向限流活門，雙向限流活門的確定方法包括以下步驟:
[0007]第一步:根據(jù)作動(dòng)系統(tǒng)的性能要求，通過試驗(yàn)，獲得作動(dòng)系統(tǒng)的帶寬和諧振頻率參數(shù)；
[0008]第二步:選擇內(nèi)徑合適的多個(gè)雙向限流活門；
[0009]參考作動(dòng)系統(tǒng)的帶寬和諧振頻率參數(shù)，選擇五個(gè)以上不同內(nèi)徑的雙向限流活門，選取的雙向限流活門的內(nèi)徑范圍為0.1mm?1.5mm，不同雙向限流活門的內(nèi)徑差不大于0.15mm0
[0010]第三步:安裝不同內(nèi)徑的雙向限流活門，通過試驗(yàn)，比較選擇對系統(tǒng)性能影響最小又抑制了舵面顫振的雙向限流活門；
[0011]第四步:對第三步選定的雙向限流活門，再通過試驗(yàn)，確認(rèn)其對系統(tǒng)性能的影響在設(shè)計(jì)要求范圍內(nèi)且很好抑制了舵面顫振，然后安裝在飛機(jī)的作動(dòng)筒上。
[0012]本發(fā)明產(chǎn)生的積極效果:本發(fā)明通過在伺服控制系統(tǒng)的作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間串接雙向限流活門，抑制舵面的伺服顫振。該方法通過試驗(yàn)手段實(shí)現(xiàn)，簡單可靠，操作簡便，可適用于飛機(jī)生產(chǎn)制造裝配完畢依然有舵面顫振發(fā)生的情況，節(jié)省了解決問題的時(shí)間，降低了設(shè)計(jì)生產(chǎn)成本，保證了飛機(jī)飛行安全。
【附圖說明】
[0013]圖1為本發(fā)明的串接雙向限流活門安裝示意圖。
[0014]具體實(shí)施方法
[0015]一種抑制飛機(jī)舵面顫振的方法，通過在伺服控制系統(tǒng)的作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間串接雙向限流活門，雙向限流活門的確定方法包括以下步驟:
[0016]第一步:根據(jù)作動(dòng)系統(tǒng)的性能要求，通過試驗(yàn)，獲得作動(dòng)系統(tǒng)的帶寬和諧振頻率參數(shù)；
[0017]檢查作動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求，明確作動(dòng)器的性能參數(shù)，并通過試驗(yàn)，獲取作動(dòng)系統(tǒng)的帶寬和諧振頻率。
[0018]第二步:選擇內(nèi)徑合適的多個(gè)雙向限流活門；
[0019]參考作動(dòng)系統(tǒng)的帶寬和諧振頻率參數(shù)，分別選擇五個(gè)以上不同內(nèi)徑的雙向限流活門。選取的雙向限流活門的內(nèi)徑范圍為0.1mm?1.5mm，不同雙向限流活門的內(nèi)徑差不大于
0.15mm0
[0020]第三步:安裝不同內(nèi)徑的雙向限流活門，通過試驗(yàn)，比較選擇對系統(tǒng)性能影響最小又抑制了舵面顫振的雙向限流活門；
[0021]首先選取內(nèi)徑為0.1mm的雙向限流活門，安裝到作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間，通過試驗(yàn)，獲取加裝了該物件后的系統(tǒng)的性能參數(shù)，與設(shè)計(jì)要求進(jìn)行對比，若滿足設(shè)計(jì)但對抑制顫振的效果較差，則再次選取內(nèi)徑為0.2mm的雙向限流活門安裝到作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間，再次經(jīng)過試驗(yàn)與設(shè)計(jì)要求進(jìn)行對比，若滿足設(shè)計(jì)但對抑制顫振的效果較差，則繼續(xù)更換，直到選到既滿足設(shè)計(jì)要求又抑制了舵面顫振的雙向限流活門。此時(shí)，還應(yīng)選取更大一級(jí)內(nèi)徑的雙向限流活門并進(jìn)行試驗(yàn)，若試驗(yàn)結(jié)果不滿足設(shè)計(jì)要求，則認(rèn)為前一個(gè)為最佳。
[0022]第四步:對第三步選定的雙向限流活門，再通過試驗(yàn)，確認(rèn)其對系統(tǒng)性能的影響在設(shè)計(jì)要求范圍內(nèi)且很好抑制了舵面顫振，然后安裝在飛機(jī)的作動(dòng)筒上。
[0023]對所選取得最佳的雙向限流活門，安裝到作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間，通過試驗(yàn)再次確認(rèn)加裝后的系統(tǒng)各項(xiàng)性能參數(shù)，主要有作動(dòng)器的輸出力、輸出速度、縮回速度及運(yùn)動(dòng)時(shí)間，使這些參數(shù)都能符合要求即可。然后可以選擇貨架產(chǎn)品或自制該物件，最后將其安裝到飛機(jī)上以解決舵面伺服顫振的問題。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種抑制飛機(jī)舵面顫振的方法，通過在伺服控制系統(tǒng)的作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間串接雙向限流活門，雙向限流活門的確定方法包括以下步驟: 第一步:根據(jù)作動(dòng)系統(tǒng)的性能要求，通過試驗(yàn)，獲得作動(dòng)系統(tǒng)的帶寬和諧振頻率參數(shù)； 第二步:選擇內(nèi)徑合適的多個(gè)雙向限流活門； 參考作動(dòng)系統(tǒng)的帶寬和諧振頻率參數(shù)，選擇五個(gè)以上不同內(nèi)徑的雙向限流活門，選取的雙向限流活門的內(nèi)徑范圍為0.1mm?1.5mm，不同雙向限流活門的內(nèi)徑差不大于0.15mm。 第三步:安裝不同內(nèi)徑的雙向限流活門，通過試驗(yàn)，比較選擇對系統(tǒng)性能影響最小又抑制了舵面顫振的雙向限流活門； 第四步:對第三步選定的雙向限流活門，再通過試驗(yàn)，確認(rèn)其對系統(tǒng)性能的影響在設(shè)計(jì)要求范圍內(nèi)且很好抑制了舵面顫振，然后安裝在飛機(jī)的作動(dòng)筒上。
【專利摘要】本發(fā)明涉及飛機(jī)伺服控制系統(tǒng)領(lǐng)域，特別涉及一種通過改變伺服作動(dòng)系統(tǒng)作動(dòng)器的互漏而抑制飛機(jī)舵面顫振的方法。該方法通過在伺服作動(dòng)系統(tǒng)中作動(dòng)筒的進(jìn)油與回油之間串接雙向限流活門改變作動(dòng)器的內(nèi)漏，從而改變整個(gè)伺服控制系統(tǒng)的固有頻率，進(jìn)而抑制舵面顫振。
【IPC分類】B64C9/00, B64C5/00
【公開號(hào)】CN105523168
【申請?zhí)枴緾N201410508979
【發(fā)明人】董驥, 高亞奎, 張家盛, 劉波
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
【公開日】2016年4月27日
【申請日】2014年9月28日