[發(fā)明專利]一種飛機(jī)操縱力矩與操縱角位移模擬方法

無效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201110042765.8
• 申請日: 2011-02-22
• 公開（公告）號: CN102645325A
• 公開（公告）日: 2012-08-22
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 王慧;牟瑾?jiǎng)?/a>;劉波
• 申請（專利權(quán)）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
• 主分類號: G01M13/00
• 分類號: G01M13/00
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空測試領(lǐng)域，特別涉及飛機(jī)操縱系統(tǒng)測試領(lǐng)域。

背景技術(shù)

在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，操縱系統(tǒng)性能測試試驗(yàn)是飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中不可或缺的，而在操縱系統(tǒng)性能測試試驗(yàn)過程中，最困難的是如何將操縱力矩與操縱角位移輸入，即如何精確模擬駕駛員對飛機(jī)進(jìn)行操縱。在靜態(tài)測試中，可以由人對駕駛盤進(jìn)行操縱，通過力矩、角位移傳感器讀取，但由于人操縱時(shí)個(gè)人身體素質(zhì)、個(gè)人習(xí)慣等干擾因素的影響，會(huì)增加測試結(jié)果誤差。并且人操縱時(shí)，不能夠精確輸入某個(gè)量值的操縱力矩或操縱角位移，無法精確測試。在動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中，人操縱無法模擬階躍信號、正弦信號以及其他高頻信號。

另外，在申請?zhí)枮?01010119246.2的專利中，提出了一種飛機(jī)駕駛盤多維力測量組件及其測量方法，為手柄式的測量組件，即需要人操縱駕駛盤測量其操縱力矩，無法滿足精確測量和動(dòng)態(tài)操縱量的模擬。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的：為解決飛機(jī)操縱系統(tǒng)操縱力矩與操縱角位移難以模擬的問題，尤其是精確模擬和動(dòng)態(tài)信號的模擬，本發(fā)明提出一種飛機(jī)操縱力矩與操縱角位移模擬方法，可實(shí)現(xiàn)操縱力矩與操縱角位移精確控制，并且通過操縱力矩與操縱角位移的曲線精確得出飛機(jī)操縱系統(tǒng)的靜態(tài)性能指標(biāo)值，同時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)操縱力矩信號與操縱位角移信號的模擬，如階躍信號、高頻正弦信號、方波信號、三角波信號以及鋸齒波信號，以實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)操縱系統(tǒng)動(dòng)、靜態(tài)性能的測試需求。

本發(fā)明的技術(shù)方案：本發(fā)明提出的一種飛機(jī)操縱力矩與操縱角位移模擬方法，原理由圖1所示，包括支架組件1，轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器2，力矩傳感器3，角位移傳感器4，機(jī)械傳動(dòng)桿5，操縱盤夾具6，機(jī)械聯(lián)動(dòng)桿11以及飛機(jī)操縱盤7。具體實(shí)施步驟如下：

(a)將支架組件1固定于試驗(yàn)臺架或飛機(jī)主結(jié)構(gòu)上；

(b)將轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器2固定于支架組件1上；

(c)將力矩傳感器3串聯(lián)于機(jī)械信號發(fā)生器輸出桿10上；

(d)將操縱盤夾具6夾持于飛機(jī)操縱盤7上；

(e)通過機(jī)械傳動(dòng)桿5將力矩傳感器3與操縱盤夾具6相連；

(f)將角位移傳感器4通過機(jī)械聯(lián)動(dòng)桿11與飛機(jī)操縱盤7相連；

(g)調(diào)整支座組件1使飛機(jī)操縱盤7處于中立位置，力矩傳感器3、角位移傳感器4均處于零位；

(h)通過轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器2輸出操縱系統(tǒng)測試所需的力矩、角位移信號，帶動(dòng)飛機(jī)操縱盤7運(yùn)動(dòng)，從而達(dá)到模擬飛機(jī)操縱力矩與操縱角位移的目的，同時(shí)可通過力矩傳感器3和角位移傳感器4對操縱力矩和操縱角位移進(jìn)行采集，方便進(jìn)行飛機(jī)操縱系統(tǒng)的測試。

支架組件1是可做三軸方向位置調(diào)節(jié)和一個(gè)軸向轉(zhuǎn)動(dòng)調(diào)節(jié)的剛性支架。

轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器2可產(chǎn)生恒定值的力矩和角位移操縱信號，并可根據(jù)需要產(chǎn)生各種頻率和幅值的波形信號。

本發(fā)明產(chǎn)生的積極效果：本發(fā)明所提出的一種飛機(jī)操縱力矩與操縱角位移模擬方法，可適應(yīng)于各種操縱方式的操縱系統(tǒng)試驗(yàn)，具有適應(yīng)性強(qiáng)，可靠性高，準(zhǔn)確度高的特點(diǎn)，尤其對于飛機(jī)操縱系統(tǒng)動(dòng)、靜態(tài)性能測試方面，極大降低了試驗(yàn)所需的人力物力，降低了試驗(yàn)操作員的工作強(qiáng)度，提高試驗(yàn)效率，提高試驗(yàn)結(jié)果精確度。

附圖說明

圖1是一種飛機(jī)操縱力矩與操縱角位移模擬方法原理圖；

圖2是雙萬向節(jié)扭力桿結(jié)構(gòu)原理圖；

其中1是支架組件，2是轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器，3是力矩傳感器，4是角位移傳感器，5是機(jī)械傳動(dòng)桿，6是操縱盤夾具，7是飛機(jī)操縱盤，8是萬向節(jié)，9是扭力桿，10是機(jī)械信號發(fā)生器輸出桿，11是機(jī)械聯(lián)動(dòng)桿。

具體實(shí)施方式

本實(shí)施例是飛機(jī)駕駛盤操縱力矩與操縱角位移模擬方法，原理由圖1所示，涉及支架組件1，轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器2，力矩傳感器3，角位移傳感器4，機(jī)械傳動(dòng)桿5，操縱盤夾具6，飛機(jī)操縱盤7。其中飛機(jī)操縱盤7為飛機(jī)駕駛盤。支架組件1為轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器2的安裝支架，是一個(gè)剛性支架，并可做三軸方向的位置調(diào)節(jié)和繞一個(gè)軸向的轉(zhuǎn)動(dòng)調(diào)節(jié)，以實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器2的安裝位置調(diào)節(jié)。轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器2可產(chǎn)生固定值的力矩或角位移操縱信號，并可根據(jù)需要產(chǎn)生各種頻率的波形信號。機(jī)械傳動(dòng)桿5為雙萬向節(jié)扭力桿，由兩頭的萬向節(jié)8與中部的扭力桿9組成，用來防止傳動(dòng)機(jī)構(gòu)過約束。操縱盤夾具6為專用夾具，夾持于飛機(jī)駕駛盤飛行員握點(diǎn)處，作為飛機(jī)駕駛盤操縱力矩與操縱位移的輸入點(diǎn)。

本方法采取如下步驟：

(a)將支架組件1通過螺栓固定于試驗(yàn)臺架或飛機(jī)主結(jié)構(gòu)上；

(b)將轉(zhuǎn)動(dòng)式機(jī)械信號發(fā)生器2夾裝固定于支架組件1上；