一种大展弦比无人机折叠翼的间隙检测方法与流程

本发明属于大展弦比固定翼无人机领域，具体涉及一种用于折叠机翼的间隙检测方法。

背景技术：

近几年，无人机市场规模逐年增长，在军事、科研、政府、商业活动及个人消费品等领域都有很大的应用空间。其中，大多数无人机为固定翼布局，但这类结构对无人机的贮存和运输带来不便，因此，储运时将固定翼无人机的机翼折叠，使用时再将机翼在动力元件的作用下展开，成为解决上述问题的一种有效方案。

将固定翼无人机的机翼折叠设计后，可以最大限度的减小所需空间，对提高无人机的运输、储存、减小包装箱尺寸等具有非常重要的作用；尤其在军事应用领域，还能增强与载机的适配性，增加载机上的可挂载数量，提高载机的战斗能力。

机翼折叠展开的机构总成需要具备展开实施机构、展开后锁定机构和展开驱动力三个因素。首先，机翼展开是绕翼轴转动的过程，为了使机翼转动，需要给机翼施加力矩，实施机构一般是齿轮机构或连杆机构；然后在展开到位后，一般需要设置弹簧销进行位置锁定；展开过程中的驱动力可以选择弹簧、压缩气体、燃气以及电动机等。

综上所述，机翼折叠和展开功能的机构总成结构复杂。该总成是个活动机构，系统间隙不可避免，同时，间隙大小对机构功能和性能有很大影响。间隙过小，则可能会引起机构运动卡滞，引发功能障碍；间隙过大，会引起机翼展开到位后的机翼后掠角和机翼上反角(或下反角)的变化，出现后掠翼“上仰”现象并随展弦比增大更加严重，对飞机的气动特性带来不利影响，进而影响飞机的飞行姿态，严重的会引发飞行失败。

在现有工程应用中，因为折叠翼系统间隙导致的试飞试验失败屡次发生，工程师们多是通过不断的加严机构总成中各配合件的机械尺寸偏差来改善间隙，对折叠展开机构总成的系统间隙的测量并没有提出有效的检测技术。现有技术中，有对飞机舵面相关间隙的检测，但对飞机舵面间隙的检测一是不完全适用于折叠翼系统，另一个是其检测过程中所用检测系统庞大复杂；此外现有技术中还有对翼面折叠系统的间隙导致颤振的研究分析，但是其折叠系统的间隙与无人机折叠翼间隙产生原理不一致，相应的检测方法也不是适用。

技术实现要素：

本发明针对大展弦比固定翼无人机机翼折叠展开机构总成存在的间隙问题，提出一种机翼间隙检测方法，该方法主要对机翼展开到位后的上下晃动间隙和前后(无人机航向为前)转动间隙进行检测，从而为折叠翼的间隙控制提供数据支撑，使无人机折叠机翼的关键特性可实现定量分析。

本发明的技术方案为：

所述一种大展弦比无人机折叠翼的间隙检测方法，其特征在于：包括以下在步骤：

步骤1：将测试工装与折叠展开机构总成装配好，且连接稳定可靠；

所述测试工装中用于与折叠展开机构总成连接的接口结构同折叠翼中用于与折叠展开机构总成连接的接口结构相同，且所述接口结构的偏差设计也相同；

步骤2：将装配好的测试工装与折叠展开机构总成固定在水平台面上，使折叠展开机构总成在检测过程中不会发生位置移动，将折叠展开机构总成设置为打开并锁定状态；分别进行转动间隙测量和上下晃动间隙测量：

转动间隙测量：

选择测试工装远离折叠展开机构总成的一端上某一点作为观察点，驱动测试工装绕折叠展开机构总成中的转轴座转动至极限位置，记录此时观察点位置a点，再驱动测试工装绕折叠展开机构总成中的转轴座反方向转动至极限位置，记录此时观察点位置b点，得到ab两点与转轴座中心点角度，作为折叠展开机构总成的转动间隙初值θab；

并在驱动测试工装绕折叠展开机构总成中的转轴座转动至两个极限位置时，测量在记录观察点位置时对测试工装所施加的水平方向力的大小；

上下晃动间隙测量：

将测试工装远离折叠展开机构总成的一端下压至极限位置，记录此时观察点位置c点，在将测试工装远离折叠展开机构总成的一端向上抬至极限位置，记录此时观察点位置d点，得到cd两点与转轴座中心点角度，作为折叠展开机构总成的上下晃动间隙初值θcd；

在驱动测试工装远离折叠展开机构总成的一端下压以及上抬至两个极限位置时，测量下压以及上抬测试工装的力的大小；

步骤3：测量数据修正

对测试工装挠度进行修正计算，包括测试工装转动挠度计算和工装上下晃动挠度计算，分别求得测试工装位于两侧和上下极限位置时，因工装自身挠度因素而产生的转角，用步骤2得到的转动间隙初值和上下晃动间隙初值分别减去工装自身挠度因素而产生的对应转角，得到最终无人机折叠展开机构总成的转动间隙和上下晃动间隙。

进一步的，步骤1中，通过选择测试工装材料，并在结构设计上采用空心加内部框架结构形式，使测试工装刚度满足设计要求。

进一步的，步骤1中，测试工装沿机翼展向的长度比折叠翼本身展向长度大。

进一步的，步骤2中，通过测量ab之间的距离，并结合观察点到转轴座中心点距离，计算得到以ab两点为圆弧点，转轴座中心点为圆心点的圆心角作为折叠展开机构总成的转动间隙初值θab；通过测量cd之间的距离，并结合观察点到转轴座中心点距离，计算得到以cd两点为圆弧点，转轴座中心点为圆心点的圆心角作为折叠展开机构总成的上下晃动间隙初值θcd。

进一步的，步骤3中，计算因测试工装挠度因素而产生的对应转角，通过等效计算得到：

等效计算以典型的悬臂梁为模型，利用公式

计算工装外端转角，其中f为外端加载力，在计算时分别采用步骤2得到的测试工装位于极限位置时所记录的对测试工装所施加的力，c为加载力的力臂长度，ei为测试工装的抗弯刚度；根据公式计算得到测试工装位于两侧极限位置时，因测试工装挠度因素而产生的对应转角θ1，θ2，以及测试工装位于上下极限位置时，因测试工装挠度因素而产生的对应转角θ3，θ4，最终得到的无人机折叠展开机构总成的转动间隙为θab-θ1-θ2，上下晃动间隙为θcd-θ3-θ4。

进一步的，步骤3中，计算因测试工装挠度因素而产生的对应转角，通过仿真计算得到：在三维构型软件中建立测试工装的三维模型，采用端部固支约束，利用步骤2得到的测试工装位于极限位置时所记录的对测试工装所施加的力进行仿真计算，得到测试工装位于两侧和上下极限位置时，因工装自身挠度因素而产生的转角，进而得到最终无人机折叠展开机构总成的转动间隙和上下晃动间隙。

有益效果

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：可以简易、快捷、有效地检测出折叠展开机构总成的系统间隙。通过本发明对折叠翼系统间隙进行准确测量后，一方面可以对折叠翼系统间隙有定量分析和控制，另一方面通过对间隙定量分析和控制后，可以避免盲目加严各配合件的机械尺寸偏差带来的废品率高、加工难度大、成本高的问题。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：转动间隙示意图；

图2：上下晃动间隙示意图。

其中：1、转轴座；2、测试工装；3、折叠展开机构总成。

具体实施方式

本发明着眼于折叠机翼的间隙控制对大展弦比固定翼无人机的重要性，提出一种易操作、成本低、速度快、精度高的间隙检测方法。同时，本发明所提到的间隙检测方法对小展弦比的固定翼无人机也适用。

折叠机翼气动布局有常规布局、简单串列翼布局、鸭翼、钻石背、折扇翼等，但是，本发明中所提出的间隙检测技术对每种气动布局的折叠翼均适用。

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

本实施例中对某无人机折叠展开机构总成的间隙检测方法步骤为：

步骤1：将测试工装与折叠展开机构总成装配好，且连接稳定可靠；所述测试工装中用于与折叠展开机构总成连接的接口结构同折叠翼中用于与折叠展开机构总成连接的接口结构相同，且所述接口结构的偏差设计也相同。

由于本方法中，利用测试工装的前后转动和上下晃动的方式进行间隙测量，所以为了尽可能降低测试工装自身挠度对检测结果的影响，测试工装选择刚度较大的材料制作，并且在结构设计上采用空心加内部框架结构形式提高工装刚度。

此外，根据角度一定，半径越大弧弦长越大的原理，测试工装沿机翼展向的长度相比折叠翼本身要长一些，以便于更准确地测出间隙角度。当然，增加测试工装的长度与保证工装的刚度是相互矛盾的，所以测试工装的长度也不是无限增加，本实施例中取测试工装沿机翼展向的长度为折叠翼本身展长的1.5倍，并结合测试工装本身的材料和结构设计，满足工装的刚度要求。

步骤2：将装配好的测试工装与折叠展开机构总成固定在水平台面上，保证折叠展开机构总成在检测过程中不会发生位置移动，将折叠展开机构总成设置为打开并锁定状态；分别进行转动间隙测量和上下晃动间隙测量：

转动间隙测量：

选择测试工装远离折叠展开机构总成的一端上某一点作为观察点，驱动测试工装绕折叠展开机构总成中的转轴座转动至极限位置，记录此时观察点位置a点，再驱动测试工装绕折叠展开机构总成中的转轴座反方向转动至极限位置，记录此时观察点位置b点，得到ab两点与转轴座中心点角度，作为折叠展开机构总成的转动间隙初值。

在实际的测量中，直接进行角度测量是比较困难的，所以本实施例中利用游标卡尺测量ab之间的距离，并结合观察点到转轴座中心点距离，计算得到以ab两点为圆弧点，转轴座中心点为圆心点的圆心角作为折叠展开机构总成的转动间隙初值θab。

此外，为了进行下一步的数据校正，在驱动测试工装绕折叠展开机构总成中的转轴座转动至两个极限位置时，为了保持测试工装位于极限位置，对测试工装施加了水平方向的力，并采用测力计测量了在记录观察点位置时对测试工装所施加的力的大小。

上下晃动间隙测量：

选择测试工装远离折叠展开机构总成的一端上某一点作为观察点，将测试工装远离折叠展开机构总成的一端下压至极限位置，记录此时观察点位置c点，在将测试工装远离折叠展开机构总成的一端向上抬至极限位置，记录此时观察点位置d点，得到cd两点与转轴座中心点角度，作为折叠展开机构总成的上下晃动间隙初值θcd。

同样的，本实施例中利用高度尺测量cd之间的距离，并结合观察点到转轴座中心点距离，计算得到以cd两点为圆弧点，转轴座中心点为圆心点的圆心角作为折叠展开机构总成的上下晃动间隙初值。

而且，也是为了进行下一步的数据校正，在驱动测试工装远离折叠展开机构总成的一端下压以及上抬至两个极限位置时，采用测力计测量下压以及上抬测试工装的力的大小。

步骤3：测量数据修正

虽然在步骤1中考虑了为了避免测试工装本身挠度对测量精度的影响，而采用了刚度较高的工装，但由于为了从测试数据角度提高测试精度，测试工装实际长度会大于折叠翼长度，所以还是需要对测试工装挠度进行修正计算，包括测试工装转动挠度计算和工装上下晃动挠度计算，分别求得测试工装位于两侧和上下极限位置时，因工装自身挠度因素而产生的转角，用步骤2得到的转动间隙初值和上下晃动间隙初值减去工装自身挠度因素而产生的对应转角，得到最终无人机折叠展开机构总成的转动间隙和上下晃动间隙。

计算因测试工装挠度因素而产生的对应转角，可以通过等效计算得到，也可以通过仿真计算获得。

等效计算以典型的悬臂梁为模型，利用公式

计算工装外端转角，其中f为外端加载力，在计算时分别采用步骤2得到的测试工装位于极限位置时所记录的对测试工装所施加的力，c为加载力的力臂长度，本实施例中为观察点到测试工装与折叠展开机构总成接口的长度，ei为测试工装的抗弯刚度。这样计算得到测试工装位于两侧极限位置时，因测试工装挠度因素而产生的对应转角θ1，θ2，以及测试工装位于上下极限位置时，因测试工装挠度因素而产生的对应转角θ3，θ4，这样，最终得到的无人机折叠展开机构总成的转动间隙为θab-θ1-θ2，上下晃动间隙为θcd-θ3-θ4。

而通过仿真计算，则是在三维构型软件中建立测试工装的三维模型，采用端部固支约束，利用步骤2得到的测试工装位于极限位置时所记录的对测试工装所施加的力进行仿真计算，得到测试工装位于两侧和上下极限位置时，因工装自身挠度因素而产生的转角，进而得到最终无人机折叠展开机构总成的转动间隙和上下晃动间隙。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。