一种直升机搜索灯系统的制作方法

1.本发明属于直升机照明领域，具体涉及一种直升机搜索灯系统。


背景技术：

2.直升机搜索灯是救援直升机重要的选装设备，在直升机执行夜间 和不良目视条件下救援时，搜索灯可以照射目标区，提供必要的、充 足的照明，使机上人员容易发现被搜索对象，被救人员也容易发现直 升机而发出求救信号。直升机通常采用可移动的灯来改变光的方向， 用于探测直升机的环境。普通灯单元具有灯头，灯头包括光源并安装 在臂状结构的远端上，臂状结构远离直升机机身延伸。这样的灯单 元具有用于倾斜臂状结构的马达和用于旋转灯头的马达，但这样的普 通轻单元的结构是庞大和笨重的。当移动灯头时，特别是在不利的条 件下，例如在冰雪或刮风的条件下或高速运行的条件下，难以实现快 速的反应。
3.cn108758510a公开了一种直升机悬浮矿区高空照明灯，在矿区 外围的高地上锚固拉线，拉线上端固定在灯盘上，在灯盘下部装有 led照明灯，在太阳能灯盘上部固定直升机，在直升机上装有螺旋 桨，但该方案照明灯的位置、高度均被限制，难以满足搜索的需要。 cn209956239u公开了一种无人机高空搜索灯，包括机壳、安装板、 固定管、承接杆、插接杆、安装件、卡接弹簧、卡块、固定环、辅助 块、卡接件、连接板、固定块、连接杆、探头、安装杆、安装头、扇 叶和承重架，通过探头能有效对地面目标进行侦查，提升夜间搜索光 线，使得无人机能有效搜索到地面目标。但该结构方式固定，不合适 高速高强度飞机的搜索。cn209371011u公开了一种led搜索灯， 包括底座组件和灯头组件，所述底座组件包括座体和位于所述座体内 的第一驱动机构，所述第一驱动机构包括第一电机、第一锥齿轮、第 一蜗杆、第一蜗轮以及第一输出轴，所述第一锥齿轮连接于所述第一 电机上，所述第一蜗杆一端设置有与所述第一锥齿轮啮合的第一配合 锥齿轮，所述第一蜗轮与所述第一蜗杆啮合，所述第一输出轴一端连 接在所述第一蜗轮上，另一端沿纵向延伸出所述座体；所述灯头组件 包括连接在所述第一输出轴上的灯头支架以及可转动地支撑于所述 灯头支架的壳体，所述灯头支架内设置有第二驱动机构，所述第二驱 动机构包括第二电机、第二锥齿轮、第二蜗杆、第二蜗轮以及第二输 出轴，所述第二锥齿轮连接于所述第二电机上，所述第二蜗杆一端设 置有与所述第二锥齿轮啮合的第二配合锥齿轮，所述第二蜗轮与所述 第二蜗杆啮合，所述第二输出轴连接在所述第二蜗轮上并与所述壳体 连接，所述第二蜗轮能够带动所述壳体在俯仰方向相对于所述灯头支 架转动。但是该结构俯仰调节角度有限，照明搜索范围有限。
4.因此，现有技术中的直升机搜索灯存在操作不便、照明范围较小、 难以调整的技术问题，难以应对越来越复杂的搜救任务。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明的目的在于提供一种直升机搜索灯系统，便于 使用者操作，并
具有较大的照明范围，且照明范围易于调整。同时具 有稳定、可靠的抗风、抗振性能。
6.本发明的技术方案如下：
7.一种直升机搜索灯系统，包括安装在直升机驾驶舱内的搜索灯控 制盒1、第一分离插座2、第二分离插座3、电缆线以及安装在直升机 机身前端的搜索灯4；
8.其中，所述的搜索灯控制盒1通过电缆线依次连接第一分离插座2、 第二分离插座3和搜索灯4；
9.所述的搜索灯控制盒1具有手动模式和随动模式。在手动模式下， 搜索灯控制盒1实现搜索灯4的开与关、搜索灯上下俯仰运动、搜索灯 水平转动、光斑大小调节、正常模式与隐蔽模式切换以及复位动作。 在随动模式下，搜索灯控制盒1通过机载联动装置使得搜索灯4能根据 机上设备送来的角度信息进行随动控制；其中，角度精度为
±
0.5
°ꢀ
以实现搜索灯的精确角度控制。所述的搜索灯在接收到控制盒送来的
ꢀ“
复位”信号时，灯能自动恢复到俯仰、旋转为0
°
角的位置，左右 不能转动。
10.所述的第一分离插座2用于舱内普通电缆与搜索灯控制盒螺旋电 缆的分离。
11.所述的第二分离插座3用于舱内、舱外电缆的分离。
12.所述的搜索灯4包括安装装置41和光学系统42；所述的安装装置 41包括减振结构411、俯仰模块412、转动模块413，所述的搜索灯通 过减振结构与直升机机身前端连接；所述的光学系统42包括灯具壳体 421、光学组件422和调焦结构423。
13.优选的，所述的减振结构411为金属橡胶减振器。所述的金属橡 胶减振器既有橡胶的多向减振、大阻尼等优点，也有金属的高环境适 应性等优点。
14.优选的，所述的金属橡胶减振器为4个。所述的金属橡胶减振器 的固有频率为7.5hz，对搜索的减振效果可以达到95％左右。
15.优选的，所述的俯仰模块412包括俯仰电动机，所述的俯仰电动 机根据输入脉冲数量以及脉冲频率来控制搜索灯的俯仰角度与俯仰 速度。
16.优选的，所述的俯仰电动机优选为伺服电机。所述的俯仰电动机 的额定功率不大于85w；俯仰角度为( 10
‑
20
)
°
～(
‑
90
‑
20
)
°
；俯仰 角速度为每秒(10
±
1)
°
。
17.优选的，所述的转动模块413包括旋转电动机，所述的旋转电动 机的额定功率不大于85w；旋转角度为向左或向右旋转180
°
；旋转角 速度为每秒(12
±
1)
°
。
18.优选的，所述的光学组件422包括若干个光源4221和对应的若干 个透镜4222，光源4221位于对应的透镜4222内。
19.优选的，所述的光源4221为激光光源，最小出光角度能做到0.5
°
， 远距离照射的优势非常明显，适合做搜索照明。
20.优选的，所述的光源4221采用双光光源，集成白激光与红外激光 芯片。
21.优选的，所述的光源数量为38颗；每颗包含20w白激光与0.5w的 红外激光。优选的，单颗白激光光通量可达到1000lm以上。
22.优选的，所述的光源4221为两组光源，一组光源为主光源，另 一组光源为辅助光源。优选的，两组光源采用相同的配光技术。主光 源可进行光束角调节，辅助光源为固定光束角，用来补光；当需要小 角度搜索的时候，辅助光源用来增加光斑边缘的照度/辐射强度，当 需要大角度搜索的时候，辅助光源用来增强光斑中心的照度/辐射强 度，这样能提高照明效果，从而提高搜索效率。采用两组光源设计还 能有效分散热源，比一组光源散热
效果好，从而提高光源的寿命。
23.优选的，所述的透镜4222为复眼透镜(即蝇眼透镜)，复眼透镜 极大的提高了光能利用率以及光斑的均匀度。
24.优选的，所述的透镜4222为两排复眼透镜阵列，第一排复眼透 镜将每个光源形成多个光源像进行照明，第二排复眼透镜的每个小透 镜将第一排复眼透镜对应的小透镜重叠成像于照明面上；第一排复眼 透镜将光源的整个宽光束分为多个细光束照明，且每个细光束范围内 的垂轴不均匀性由于处于对称位置细光束的相互叠加，使细光束的垂 轴不均匀性获得补偿，从而使整个孔径内的光能量得到有效均匀的利 用。焦点处照明屏上光斑的每一点均受到光源所有点发出的光线照射， 同时，光源上每一点发出的光束又都交会重叠到照明光斑上的同一视 场范围内，所以得到一个均匀的光斑。
25.经过复眼透镜处理的光线再经过光阑，以及调焦透镜，就能得到 不同角度的光斑。正常模式4
°
角中心光强达到32000000cd，10％的 峰值之间的光强角为5
°
,20
°
角中心光强达到2500000cd，10％的峰 值之间的光强角为25
°
，隐蔽模式4
°
角中心辐射强度达到280w/sr， 10％的中心辐射强度夹角为5
°
,20
°
角中心辐射强度达到110w/sr， 10％的中心辐射强度夹角为23
°
，所以正常模式与隐蔽模式都满足给 定的要求。
26.优选的，所述的调焦结构423包括调焦筒4231、微型直流电机4232 和动齿盘4233；所述的透镜4222完全包裹于调焦筒4231内。
27.优选的，所述的调焦结构423为螺旋结构调焦，精度高，设计整 体性好，运行平稳，抗振性能好。
28.优选的，所述的微型直流电机4232带动齿盘4233旋转，齿盘上有 销柱4234，通过销柱的旋转带动透镜固定筒的旋转，透镜固定筒与销 柱以导槽的方式配合；这样微型直流电机的旋转运动转换成透镜固定 筒的直线运动，实现调焦功能。这种调焦结构，配合间隙小，调焦过 程稳定。
29.本发明的直升机搜索灯系统取得了显著的技术效果：
30.本发明的一种直升机搜索灯系统便于使用者操作，并具有较大的 照明范围，且照明范围易于调整。本发明的直升机搜索灯系统通过搜 索灯控制盒便于控制精确控制上下俯仰、左右旋转的角度和速度，显 著扩大了照明范围，照明精度高，便于使用者开展救援搜索。
31.同时本发明搜索灯系统能够在直升机在320km/h高速下飞行，不 同角度下搜索仍能保持稳定操作，且对飞机振动具有可靠、稳定的抗 振动性能。
附图说明
32.图1本发明的直升机搜索灯系统的示意图。
33.图2本发明的搜索灯示意图。
34.图3本发明的安装装置示意图。
35.图4本发明的光学系统示意图。
36.图5本发明的调焦结构示意图。
37.图6本发明搜索灯4
°
角光斑图。
38.图7本发明搜索灯20
°
角光斑图。
39.图8本发明振动环境试验谱示意图。
具体实施方式
40.下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显 然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施 例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员经改进或润饰的所 有其它实例，都属于本发明保护的范围。应理解，本发明实施例仅用 于说明本发明的技术效果，而非用于限制本发明的保护范围。实施例 中，所用方法如无特别说明，均为常规方法。
41.实施例1
42.一种直升机搜索灯系统，包括安装在直升机驾驶舱内的搜索灯控 制盒1、第一分离插座2、第二分离插座3、电缆线以及安装在直升机 机身前端的搜索灯4；其中，所述的搜索灯控制盒1通过电缆线依次连 接第一分离插座2、第二分离插座3和搜索灯4；
43.本发明中，所述的搜索灯控制盒1具有手动模式和随动模式。在 手动模式下，搜索灯控制盒1实现搜索灯4的开与关、搜索灯上下俯仰 运动、搜索灯水平转动、光斑大小调节、正常模式与隐蔽模式切换以 及复位动作。在随动模式下，搜索灯控制盒1通过机载联动装置使得 搜索灯4能根据机上设备送来的角度信息进行随动控制；其中，角度 精度为
±
0.5
°
以实现搜索灯的精确角度控制。所述的搜索灯在接收 到控制盒送来的“复位”信号时，灯能自动恢复到俯仰、旋转为0
°ꢀ
角的位置，左右不能转动。
44.本发明中，所述的第一分离插座2用于舱内普通电缆与搜索灯控 制盒螺旋电缆的分离。所述的第二分离插座3用于舱内、舱外电缆的 分离。
45.本发明中，所述的搜索灯4包括安装装置41和光学系统42；所述 的安装装置41包括减振结构411、俯仰模块412、转动模块413，所述 的搜索灯通过减振结构与直升机机身前端连接；所述的光学系统42 包括灯具壳体421、光学组件422和调焦结构423。
46.本发明中，所述的减振结构411为金属橡胶减振器。所述的金属 橡胶减振器既有橡胶的多向减振、大阻尼等优点，也有金属的高环境 适应性等优点。所述的金属橡胶减振器为4个。所述的金属橡胶减振 器的固有频率为7.5hz，对搜索的减振效果可以达到95％左右。
47.本发明中，所述的俯仰模块412包括俯仰电动机，所述的俯仰电 动机根据输入脉冲数量以及脉冲频率来控制搜索灯的俯仰角度与俯 仰速度。所述的俯仰电动机优选为伺服电机。所述的俯仰电动机的额 定功率不大于85w；俯仰角度为( 10
‑
20
)
°
～(
‑
90
‑
20
)
°
；俯仰角速 度为每秒(10
±
1)
°
。
48.本发明中，所述的转动模块413包括旋转电动机，所述的旋转电 动机的额定功率不大于85w；旋转角度为向左或向右旋转180
°
；旋转 角速度为每秒(12
±
1)
°
。
49.本发明中，所述的光学组件422包括若干个光源4221和对应的若 干个透镜4222，光源4221位于对应的透镜4222内。所述的光源4221 为激光光源，最小出光角度能做到0.5
°
，远距离照射的优势非常明 显，适合做搜索照明。所述的光源4221采用双光光源，集成白激光与 红外激光芯片。所述的光源数量为38颗；每颗包含20w白激光与0.5w 的红外激光。优选的，单颗白激光光通量可达到1000lm以上。
50.本发明中，所述的光源4221为两组光源，一组光源为主光源，另 一组光源为辅助
光源。优选的，两组光源采用相同的配光技术。主光 源可进行光束角调节，辅助光源为固定光束角，用来补光；当需要小 角度搜索的时候，辅助光源用来增加光斑边缘的照度/辐射强度，当 需要大角度搜索的时候，辅助光源用来增强光斑中心的照度/辐射强 度，这样能提高照明效果，从而提高搜索效率。采用两组光源设计还 能有效分散热源，比一组光源散热效果好，从而提高光源的寿命。
51.本发明中，所述的透镜4222为复眼透镜(即蝇眼透镜)，复眼透 镜极大的提高了光能利用率以及光斑的均匀度。所述的透镜4222为两 排复眼透镜阵列，第一排复眼透镜将每个光源形成多个光源像进行照 明，第二排复眼透镜的每个小透镜将第一排复眼透镜对应的小透镜重 叠成像于照明面上；第一排复眼透镜将光源的整个宽光束分为多个细 光束照明，且每个细光束范围内的垂轴不均匀性由于处于对称位置细 光束的相互叠加，使细光束的垂轴不均匀性获得补偿，从而使整个孔 径内的光能量得到有效均匀的利用。焦点处照明屏上光斑的每一点均 受到光源所有点发出的光线照射，同时，光源上每一点发出的光束又 都交会重叠到照明光斑上的同一视场范围内，所以得到一个均匀的光 斑。经过复眼透镜处理的光线再经过光阑，以及调焦透镜，就能得到 不同角度的光斑。正常模式与隐蔽模式都满足给定的要求。
52.本发明中，所述的调焦结构423包括调焦筒4231、微型直流电机 4232和动齿盘4233；所述的透镜4222完全包裹于调焦筒4231内。所述 的调焦结构423为螺旋结构调焦，精度高，设计整体性好，运行平稳， 抗振性能好。所述的微型直流电机4232带动齿盘旋转4233，齿盘上有 销柱4234，通过销柱的旋转带动透镜固定筒的旋转，透镜固定筒与销 柱以导槽的方式配合；这样微型直流电机的旋转运动转换成透镜固定 筒的直线运动，实现调焦功能。这种调焦结构，配合间隙小，调焦过 程稳定。
53.本发明的直升机搜索灯系统通过搜索灯控制盒便于控制精确控 制上下俯仰、左右旋转的角度和速度，显著扩大了照明范围，照明精 度高，便于使用者开展救援搜索。
54.实验例1不同角度光斑实验
55.通过实测，正常模式4
°
角中心光强达到32000000cd，10％的峰 值之间的光强角为5
°
，20
°
角中心光强达到2500000cd，10％的峰 值之间的光强角为25
°
，隐蔽模式4
°
角中心辐射强度达到280w/sr， 10％的中心辐射强度夹角为5
°
，20
°
角中心辐射强度达到110w/sr， 10％的中心辐射强度夹角为23
°
，所以正常模式与隐蔽模式都满足给 定的要求。4
°
角光斑图见图6，20
°
角光斑图见图7。
56.实验例2抗风载能力可行性分析
57.(1)表面变形量分析
58.当飞机速度为320公里/小时的时候，根据柏努利方程式：
59.wp＝0.5
·
ro
·
v260.其中：ro
‑
空气密度
61.v
‑
风速
62.可以计算出搜索灯受到的风压：wp＝5096(pa)
63.经计算搜索灯处于俯仰
‑
90
°
照射时迎风面积处于最大，搜索灯的 最大迎风面积为：s迎风＝0.193m2；
64.由此可以计算出搜索灯在飞行速度为320公里/小时的时候，承受 的风的阻力为：
65.f风＝wp
×
s迎风＝5096
×
0.193＝983.528n。
66.通过受力分析得知表面变形量小于0.5mm。
67.(2)迎风操作搜索灯分析
68.在灯具迎风操作时，经过分析俯仰电机所受风阻最大；
69.并且当搜索灯处于俯仰
‑
90
°
时，此时要克服的风阻最大；
70.此时操作搜索灯时，灯体绕着电机轴转动，此时灯体总的迎风面 积为0.125m2，但是此时转动轴上半部分迎风面积0.053m2与转动轴 下半部分迎风面积0.053m2所产生的风阻在转动过程中相互抵消，剩 余0.019m2为转动需要克服的风阻。根据风阻迎风面积为0.019m2， 按照上述公式技术可得：
71.f风＝wp
×
s迎风＝5096
×
0.019＝96.824n；
72.风阻力矩为208.8mm，即0.208m；
73.风阻产生的力矩m风＝f风
×
l风＝96.824nx0.28m＝20.14nm
74.由于搜索灯将重心居中设计，搜索灯自重产生的力矩约为0
75.电机的扭力力矩，m扭力＝44.8nm；
76.由于44.8nm>20.14 0即m扭力＞m风 m灯；
77.因此，本发明搜索灯结构设计能够满足飞机飞行速度为320公里/ 小时对搜索灯的各项操作。
78.实验例3抗振动实验
79.进行使用振动试验，主要考察产品所处振动影响区：搜索灯控制 盒、搜索灯、分离插座1、分离插座2、电缆位于主桨影响区。振动 试验量值按表1：
80.表1振动试验量值
81.82.振动环境试验谱图如图8所示。
83.1)振动功能试验：
84.i.试验方向：产品x、y、z三个轴向；
85.ii.试验时间：每轴向1h。
86.2)振动耐久试验
87.i.试验方向：产品x、y、z三个轴向；
88.ii.试验时间：每轴向4.8h。
89.实验结果表明，通过本发明结构设计让灯具的本振频率避开飞机 影响区的振动主频率，避免在使用的时候产生共振，本发明搜索灯系 统的满足飞机振动环境的需求，使系统运行更加可靠稳定。
90.以上所述的仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域 的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若 干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。