專利名稱：一種飛機(jī)襟翼試驗加載控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)試驗加載控制方法，特別是涉及一種飛機(jī)襟翼試驗加載控制 方法。
背景技術(shù)：
目前，在飛機(jī)襟翼收放試驗中，加載控制均采用簡化加載方法，包括固定載荷、固 定壓心位置、放寬載荷姿態(tài)的接受范圍三種簡化方式，且按襟翼運動角度所施加的載荷多 數(shù)采用角度與時間的對應(yīng)方式，不能精確實時對應(yīng)，而在測量襟翼運動角度方面也會產(chǎn)生 誤差。另外，襟翼運動角度測量方式可分為兩種，第一種是使用位移傳感器測量襟翼的旋轉(zhuǎn) 角度，缺陷是位移傳感器在長期重復(fù)性工作時易出現(xiàn)故障。第二種是使用角度傳感器測量 襟翼的旋轉(zhuǎn)角度，缺陷是角度傳感器反饋信號易出現(xiàn)滯后。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是設(shè)計一種襟翼試驗加載控制方法，解決反饋信號滯后的問題，使 載荷能夠精確地隨襟翼運動軌跡變化進(jìn)行施加，且保持加載方向始終與襟翼翼面垂直。同 時，使加載系統(tǒng)長期穩(wěn)定精確運行。本發(fā)明的技術(shù)方案本發(fā)明所述襟翼試驗加載控制方法使用襟翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)輸出軸 轉(zhuǎn)動脈沖信號作為加載控制命令基準(zhǔn)，加載系統(tǒng)每收到一個轉(zhuǎn)動脈沖信號就發(fā)出一個控制 命令，該方法包括以下步驟(1)建立襟翼運動角度一驅(qū)動機(jī)構(gòu)輸出軸轉(zhuǎn)動脈沖計數(shù)曲線，根據(jù)曲線拐點進(jìn)行 分段線性擬合；(2)根據(jù)分段情況對任務(wù)書中給定載荷及壓心位置作動器的位置進(jìn)行按段的端點 重新線性分配；(3)按段的端點對應(yīng)的襟翼角度進(jìn)行該狀態(tài)下的靜態(tài)加載，測量得出位置調(diào)整作 動器的對應(yīng)命令值，根據(jù)位置調(diào)整作動器運動時的物理拐點，進(jìn)行分段調(diào)整；(4)進(jìn)行分段動態(tài)加載，根據(jù)載荷施加的整體協(xié)調(diào)情況，對該段調(diào)速補償為具有 加、減速功能的折線加載方式。所述襟翼試驗加載控制方法，使用分段線性模擬非線性方式結(jié)合段內(nèi)調(diào)速補償加 載控制方式。本發(fā)明的有益效果采用分段線性模擬非線性方式，按照襟翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)輸出的脈 沖信號逐點加載方式，結(jié)合段內(nèi)調(diào)速補償方法，實現(xiàn)了被動式精確隨動非線性加載，提高了 加載系統(tǒng)的運行速度和控制精度，增強(qiáng)了系統(tǒng)的穩(wěn)定性。


圖1是飛機(jī)襟翼試驗隨動加載結(jié)構(gòu)示意圖。圖2是襟翼運動角度與轉(zhuǎn)動脈沖信號關(guān)系圖。
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圖3是段內(nèi)調(diào)速補償方法示意圖。圖4正常加載反饋曲線與理論加載曲線圖。圖5調(diào)速補償加載反饋與理論加載曲線曲線圖。圖6是實際加載反饋曲線效果圖。1是加載弦線面，2是襟翼，3是加載工裝，4、10是導(dǎo)向軌道，5、8是滑車，6、9是位 置調(diào)整作動器，7是加載作動器，10是分段線性擬合曲線，11是實際關(guān)系曲線，12是曲線拐 點，13是加速折線加載曲線，15是減速折線加載曲線，17,18是調(diào)速折線加載拐點，14是某 段原始命令曲線，16是某段原始命令控制曲線終點，19是某段原始命令控制曲線起點，20、 22是理論加載曲線，21是正常加載反饋曲線，23是調(diào)速補償加載反饋曲線，M是誤差上限， 25是反饋曲線，沈是誤差下限。
具體實施例方式以下將結(jié)合附圖對本發(fā)明技術(shù)方案作進(jìn)一步地詳述。(1)測量角度一脈沖計數(shù)對應(yīng)關(guān)系應(yīng)用DEWETR0N測量設(shè)備的計數(shù)器和傾角傳感器，實際測量出襟翼運動角度一脈 沖計數(shù)對應(yīng)曲線，如圖1中的實際關(guān)系曲線所示。(2)線性分段利用曲線線性擬合方式將襟翼運動角度一脈沖計數(shù)對應(yīng)關(guān)系曲線分段(見圖2)。根據(jù)任務(wù)書給定的載荷及壓心位置，按照曲線擬合分段進(jìn)行動態(tài)加載，確定位置 調(diào)整作動器(見圖1)運動時的物理拐點(即換向點)，進(jìn)行曲線的二次分段。根據(jù)試驗任務(wù)書給定載荷值，按線性關(guān)系計算每段的端點命令值。分段后對應(yīng)載 荷值見表1。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)襟翼試驗加載控制方法，其特征在于所述方法使用襟翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)輸出軸轉(zhuǎn) 動脈沖信號作為加載控制命令基準(zhǔn)，加載系統(tǒng)每收到一個轉(zhuǎn)動脈沖信號就發(fā)出一個控制命 令，該方法包括以下步驟(1)建立襟翼運動角度一驅(qū)動機(jī)構(gòu)輸出軸轉(zhuǎn)動脈沖計數(shù)曲線，根據(jù)曲線拐點進(jìn)行分段 線性擬合；(2)根據(jù)分段情況對任務(wù)書中給定載荷及壓心位置作動器的位置進(jìn)行按段的端點重新 線性分配；(3)按段的端點對應(yīng)的襟翼角度進(jìn)行該狀態(tài)下的靜態(tài)加載，測量得出位置調(diào)整作動器 的對應(yīng)命令值，根據(jù)位置調(diào)整作動器運動時的物理拐點，進(jìn)行分段調(diào)整；(4)進(jìn)行分段動態(tài)加載，根據(jù)載荷施加的整體協(xié)調(diào)情況，對該段調(diào)速補償為具有加、減 速功能的折線加載方式。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)襟翼試驗加載控制方法，其特征在于所述加載方法 使用分段線性模擬非線性方式結(jié)合段內(nèi)調(diào)速補償加載控制方式。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)試驗加載控制方法，特別是涉及一種飛機(jī)襟翼試驗加載控制方法。本方法采用襟翼運動角度與驅(qū)動機(jī)構(gòu)輸出軸轉(zhuǎn)動脈沖信號對應(yīng)方式，以該脈沖信號作為基準(zhǔn)，實施隨動加載，主要包括分段線性模擬非線性控制方式、段內(nèi)調(diào)速補償方式以及段內(nèi)按脈沖計數(shù)逐點加載方式三方面內(nèi)容。本方法實現(xiàn)了被動式精確隨動非線性加載，提高了加載系統(tǒng)的運行響應(yīng)速度和控制精度，增強(qiáng)了系統(tǒng)的穩(wěn)定性，可應(yīng)用于各種驅(qū)動機(jī)構(gòu)輸出軸具有脈沖輸出信號的飛機(jī)襟翼試驗。
文檔編號G01M13/00GK102095577SQ201110000589
公開日2011年6月15日 申請日期2011年1月5日 優(yōu)先權(quán)日2011年1月5日
發(fā)明者張長華, 梁立亞, 王劍峰, 肖培軍, 薛偉松, 趙春蘭, 鄭牧 申請人:哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司