[发明专利]一种用于无人机襟翼系统的低成本试验装置及试验方法

说明书

本发明公开了一种用于无人机襟翼系统的低成本试验装置及试验方法，涉及无人机试验技术领域；该试验装置包括：机翼假件、襟翼系统试验件、第一位控作动筒、第二位控作动筒、载荷作动筒、传载组件；所述机翼假件为试验系统支撑件；所述襟翼系统试验件安装在机翼假件后梁上；所述第一位控作动筒安装在机翼假件的下翼面，用于对机翼假件两个截面施加法向强迫位移，以模拟真实机翼的实时全局变形；所述载荷作动筒布置于襟翼试验件上方，通过传载组件与襟翼试验件相连，对襟翼试验件施加实时飞行载荷；基于上述试验装置，本发明提供了一种襟翼系统试验方法，为大型无人机襟翼系统的低成本研制提供了试验技术支持。

技术领域

本发明涉及无人机试验技术领域，具体公开了一种用于襟翼系统的低成本试验装置及试验方法。

背景技术

本节中的陈述仅提供与本公开相关的背景信息，并且可能不构成现有技术。

在军用和民用领域运用越来越广泛的大型无人机，其具有低结构重量系数、超长续航和短距起降性能优异的特点；为获得优异的气动性能，无人机的机翼具有较大展弦比，在飞行中会产生较大变形；悬挂于机翼后缘的襟翼系统作为增升装置，通过扩大机翼面积和弯度，使机翼升力显著增大，同时控制阻力，实现无人机的短距起降。

现有的后缘襟翼及其试验技术基本都是应用在民机研制领域，襟翼系统的功能可靠性及强度符合性直接关系到民机的飞行安全。在设计阶段，为研究襟翼系统潜在的失效模式，并优化设计，需进行襟翼系统的功能试验和静强度试验；襟翼系统试验的关键技术在于准确模拟襟翼系统的边界支持条件，以及实现满足工程精度要求的试验载荷的跟随加载。

研究表明，机翼变形对襟翼系统的功能实现和受载响应都有不可忽略的影响。然而，现有民机试验技术往往不考虑机翼变形、或只简单考虑机翼后梁的挠曲变形并进行静态加载、或采用真实机翼1:1试验段进行静态加载，前两者无法模拟机翼的全局变形，因而无法体现服役过程中襟翼系统的实时支撑状态和结构机构的真实受载情况，第三种方法则需要较大成本投产机翼试验段，试验规模及机翼载荷加载难度大，且试验中只模拟特定状态的机翼静态变形。

而对于工程试验而言，载荷加载误差控制在5%以内是恰当的；现有的民机襟翼试验加载方案为追求高精度的试验载荷加载，而设计庞大的随动加载机构和精准的载荷分配，使得试验加载系统和控制系统复杂，加载点多且协调控制难度大，试验成本高。

发明内容

本发明的目的在于：针对目前在民机研制过程中运用的襟翼系统试验方法和试验装置中，存在的未实时模拟襟翼边界支持状态、襟翼试验载荷加载方法和系统复杂，以及民机研制试验成本高等问题，结合大型无人机的研制要求和特点，提供了一种用于无人机襟翼系统的低成本试验装置及试验方法，为大型无人机后缘襟翼系统的低成本研制提供试验技术支持。

本发明的技术方案如下：

一种用于无人机襟翼系统的低成本试验装置，包括：

机翼假件，所述机翼假件为襟翼系统试验件的支撑件，通过对机翼假件施加法向强迫位移模拟真实机翼全局变形，从而准确模拟襟翼系统的实时边界支持条件；

内外襟翼系统试验件，所述内外襟翼系统试验件安装在所述机翼假件后梁上；

第一位控作动筒，所述第一位控作动筒共四个，分两组安装在机翼假件两个截面的下翼面，用于对机翼假件施加法向强迫位移；

传载组件，所述传载组件包括：导向滑轨和引导滑块；所述导向滑轨位于襟翼本体上方，且在水平面内姿态可调，以适应载荷作用点的变化；所述引导滑块布置于导向滑轨内；

载荷作动筒，所述载荷作动筒共四个，分两组布置于内外襟翼系统试验件的上方，通过钢丝绳绕过引导滑块后与内外襟翼系统试验件相连，对内外襟翼系统试验件施加飞行载荷；