[發(fā)明專利]一種直升機旋翼操縱矩陣自動標(biāo)定系統(tǒng)及其標(biāo)定方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202210529158.2
• 申請日: 2022-05-16
• 公開（公告）號: CN114906346A
• 公開（公告）日: 2022-08-16
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 劉興旺;邵天雙;劉向楠;杜延麗
• 申請（專利權(quán)）人: 中國航空工業(yè)集團公司哈爾濱空氣動力研究所
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60;B64C27/54
• 代理公司: 哈爾濱市哈科專利事務(wù)所有限責(zé)任公司 23101
• 代理人: 孟策

本發(fā)明公開了一種直升機旋翼操縱矩陣自動標(biāo)定系統(tǒng)及其標(biāo)定方法，自動標(biāo)定系統(tǒng)包括角度傳感器、滑環(huán)、光電碼盤、多組作動筒位移傳感器、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和主控計算機；試驗槳葉模型設(shè)置在旋翼試驗?zāi)Ｐ椭螜C構(gòu)上，角度傳感器設(shè)置在試驗槳葉模型根部上表面，角度傳感器線纜與滑環(huán)連接，旋翼旋轉(zhuǎn)及操縱控制系統(tǒng)分別與旋翼試驗?zāi)Ｐ椭螜C構(gòu)、旋翼操縱作動筒及主控計算機連接，作動筒位移傳感器與旋翼操縱作動筒連接，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)分別與滑環(huán)、光電碼盤、作動筒位移傳感器及主控計算機連接。本發(fā)明實現(xiàn)了直升機旋翼操縱矩陣自動標(biāo)定，提高直升機試驗的控制精準(zhǔn)度，提高試驗效率；具有增強直升機旋翼試驗?zāi)芰Γ嵘到y(tǒng)自動化水平等優(yōu)點。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航空氣動力風(fēng)洞試驗技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種直升機旋翼操縱矩陣自動標(biāo)定系統(tǒng)及其標(biāo)定方法。

背景技術(shù)

在直升機旋翼風(fēng)洞試驗技術(shù)領(lǐng)域，采用全周期變距操縱方式控制槳葉的槳距角周期性變化。直升機全周期變距操縱方式中，操縱矩陣的標(biāo)定常規(guī)采用手動現(xiàn)場標(biāo)定，進而獲得旋翼操縱作動筒、槳葉方位角及對應(yīng)的操縱角三者之間的關(guān)系。常規(guī)手動現(xiàn)場標(biāo)定方式的缺點在于：自動化水平低，測量誤差大，效率低下，操作繁雜，標(biāo)定效果不佳。

發(fā)明內(nèi)容

基于以上不足之處，本發(fā)明的目的是提供一種直升機旋翼操縱矩陣自動標(biāo)定系統(tǒng)及其標(biāo)定方法，能夠?qū)崿F(xiàn)旋翼風(fēng)洞試驗操縱矩陣的自動標(biāo)定，用以解決常規(guī)手動現(xiàn)場標(biāo)定方式的缺點。

本發(fā)明所采用的技術(shù)方案如下：一種直升機旋翼操縱矩陣自動標(biāo)定系統(tǒng)，包括角度傳感器、滑環(huán)、光電碼盤、多組作動筒位移傳感器、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和主控計算機，試驗槳葉模型固定在旋翼試驗?zāi)Ｐ椭螜C構(gòu)上，天平安裝在試驗槳葉模型內(nèi)部，用于采集作用在試驗?zāi)Ｐ蜕系目諝廨d荷，所述的角度傳感器安裝在試驗槳葉模型的槳葉根部上表面，用于測量試驗槳葉模型的槳距角，角度傳感器的線纜與滑環(huán)電信號連接，滑環(huán)安裝在旋翼試驗?zāi)Ｐ椭螜C構(gòu)的旋轉(zhuǎn)軸上，主控計算機分別與旋翼旋轉(zhuǎn)及操縱控制系統(tǒng)、旋翼試驗?zāi)Ｐ椭螜C構(gòu)、旋翼操縱作動筒電信號連接，每個旋翼操縱作動筒上都安裝有作動筒位移傳感器，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)分別與滑環(huán)、光電碼盤、作動筒位移傳感器、主控計算機電信號連接；所述的光電碼盤包括旋轉(zhuǎn)圓盤和光電傳感器，所述的旋轉(zhuǎn)圓盤的內(nèi)圈上有一個內(nèi)圈孔，用于光電傳感器產(chǎn)生0°方位角的角度傳感器的角度觸發(fā)采集信號，所述的旋轉(zhuǎn)圓盤的外圈等間距分布有64個外圈孔，用于光電傳感器產(chǎn)生角度傳感器的采集64個方位角的觸發(fā)采集信號，所述的旋轉(zhuǎn)圓盤安裝在試驗槳葉模型上并與其同步旋轉(zhuǎn)，由光電傳感器發(fā)出的采集觸發(fā)信號傳輸至數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)；當(dāng)試驗槳葉模型旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定后，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)通過角度傳感器采集試驗槳葉模型的槳距角數(shù)據(jù)，并在試驗槳葉模型旋轉(zhuǎn)一周過程中采集64個方位角對應(yīng)的角度傳感器數(shù)據(jù)，根據(jù)多組作動筒位移值參數(shù)，旋翼旋轉(zhuǎn)及操縱控制系統(tǒng)依次將作動筒位移運行到相應(yīng)位置，重復(fù)采集所有作動筒位移值參數(shù)下的角度傳感器數(shù)據(jù)，主控計算機通過多組作動筒位移值、方位角及與方位角對應(yīng)的試驗槳葉模型槳距角解算得到直升機旋翼操縱矩陣。

進一步的，所述的角度傳感器采集的試驗槳葉模型槳距角范圍為-30°～+30°，角度傳感器輸出給信號輸入模塊的模擬信號為0-10V直流電壓信號。

本發(fā)明提供一種如上所述的直升機旋翼操縱矩陣自動標(biāo)定系統(tǒng)得出的一種標(biāo)定方法，如下：在主控計算機內(nèi)分別設(shè)置槳葉模型轉(zhuǎn)速、多組作動筒位移值、角度傳感器的K/B系數(shù)，主控計算機將上述參數(shù)信息分別傳遞給旋翼旋轉(zhuǎn)及操縱控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，主控計算機將旋翼旋轉(zhuǎn)啟動指令發(fā)送至旋翼旋轉(zhuǎn)及操縱控制系統(tǒng)，從而驅(qū)動旋翼試驗?zāi)Ｐ椭螜C構(gòu)帶動試驗槳葉模型轉(zhuǎn)動，同時依據(jù)作動筒位移值參數(shù)將作動筒運行至目標(biāo)位置；

當(dāng)試驗槳葉模型旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定后，啟動數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進行試驗槳葉模型槳距角測量，當(dāng)試驗槳葉模型旋轉(zhuǎn)過程中經(jīng)過0°方位角時，觸發(fā)所述的旋轉(zhuǎn)圓盤中內(nèi)圈孔對應(yīng)的光電傳感器產(chǎn)生0°方位角開始采集觸發(fā)信號，此觸發(fā)信號輸入到數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)信號輸入模塊對應(yīng)的0°方位角，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)開始采集角度傳感器模擬電壓信號；