一种直升机旋翼操纵矩阵自动标定系统及其标定方法与流程

1.本发明涉及航空气动力风洞试验技术领域，尤其涉及一种直升机旋翼操纵矩阵自动标定系统及其标定方法。


背景技术：

2.在直升机旋翼风洞试验技术领域，采用全周期变距操纵方式控制桨叶的桨距角周期性变化。直升机全周期变距操纵方式中，操纵矩阵的标定常规采用手动现场标定，进而获得旋翼操纵作动筒、桨叶方位角及对应的操纵角三者之间的关系。常规手动现场标定方式的缺点在于：自动化水平低，测量误差大，效率低下，操作繁杂，标定效果不佳。


技术实现要素：

3.基于以上不足之处，本发明的目的是提供一种直升机旋翼操纵矩阵自动标定系统及其标定方法，能够实现旋翼风洞试验操纵矩阵的自动标定，用以解决常规手动现场标定方式的缺点。
4.本发明所采用的技术方案如下：一种直升机旋翼操纵矩阵自动标定系统，包括角度传感器、滑环、光电码盘、多组作动筒位移传感器、数据采集系统和主控计算机，试验桨叶模型固定在旋翼试验模型支撑机构上，天平安装在试验桨叶模型内部，用于采集作用在试验模型上的空气载荷，所述的角度传感器安装在试验桨叶模型的桨叶根部上表面，用于测量试验桨叶模型的桨距角，角度传感器的线缆与滑环电信号连接，滑环安装在旋翼试验模型支撑机构的旋转轴上，主控计算机分别与旋翼旋转及操纵控制系统、旋翼试验模型支撑机构、旋翼操纵作动筒电信号连接，每个旋翼操纵作动筒上都安装有作动筒位移传感器，数据采集系统分别与滑环、光电码盘、作动筒位移传感器、主控计算机电信号连接；所述的光电码盘包括旋转圆盘和光电传感器，所述的旋转圆盘的内圈上有一个内圈孔，用于光电传感器产生0
°
方位角的角度传感器的角度触发采集信号，所述的旋转圆盘的外圈等间距分布有64个外圈孔，用于光电传感器产生角度传感器的采集64个方位角的触发采集信号，所述的旋转圆盘安装在试验桨叶模型上并与其同步旋转，由光电传感器发出的采集触发信号传输至数据采集系统；当试验桨叶模型旋转稳定后，数据采集系统通过角度传感器采集试验桨叶模型的桨距角数据，并在试验桨叶模型旋转一周过程中采集64个方位角对应的角度传感器数据，根据多组作动筒位移值参数，旋翼旋转及操纵控制系统依次将作动筒位移运行到相应位置，重复采集所有作动筒位移值参数下的角度传感器数据，主控计算机通过多组作动筒位移值、方位角及与方位角对应的试验桨叶模型桨距角解算得到直升机旋翼操纵矩阵。
5.进一步的，所述的角度传感器采集的试验桨叶模型桨距角范围为-30
°
～ 30
°
，角度传感器输出给信号输入模块的模拟信号为0-10v直流电压信号。
6.本发明提供一种如上所述的直升机旋翼操纵矩阵自动标定系统得出的一种标定方法，如下：在主控计算机内分别设置桨叶模型转速、多组作动筒位移值、角度传感器的k/b
系数，主控计算机将上述参数信息分别传递给旋翼旋转及操纵控制系统、数据采集系统，主控计算机将旋翼旋转启动指令发送至旋翼旋转及操纵控制系统，从而驱动旋翼试验模型支撑机构带动试验桨叶模型转动，同时依据作动筒位移值参数将作动筒运行至目标位置；
7.当试验桨叶模型旋转稳定后，启动数据采集系统进行试验桨叶模型桨距角测量，当试验桨叶模型旋转过程中经过0
°
方位角时，触发所述的旋转圆盘中内圈孔对应的光电传感器产生0
°
方位角开始采集触发信号，此触发信号输入到数据采集系统信号输入模块对应的0
°
方位角，数据采集系统开始采集角度传感器模拟电压信号；
8.当试验桨叶模型旋转一周，即经过0
°
～360
°
方位角过程中，触发旋转圆盘的64个外圈孔对应的光电传感器产生方位角触发采集信号，此信号输入到数据采集系统，数据采集系统在试验桨叶模型旋转一周过程中采集64个方位角对应的角度传感器模拟电压信号；作动筒位置保持不变，试验桨叶模型旋转n周，数据采集系统采集并存储n周内所有角度传感器模拟电压信号；根据多组作动筒位移值参数，旋翼旋转及操纵控制系统依次将作动筒位移运行到相应位置，重复采集所有作动筒位移值参数下的角度传感器模拟电压信号，直至所有需要的角度传感器模拟电压信号采集完毕；采集系统将存储的所有角度传感器模拟电压信号传输至主控计算机，主控计算机通过角度传感器k/b系数将角度传感器模拟电压信号转化为试验桨叶模型桨距角，主控计算机通过多组作动筒位移值、方位角及与方位角对应的试验桨叶模型桨距角解算得到直升机旋翼操纵矩阵。
9.本发明的有益效果及优点如下：本发明实现了直升机旋翼操纵矩阵自动标定，提高直升机试验的控制精准度，提高试验效率；具有增强直升机旋翼试验能力，提升系统自动化水平等优点。
附图说明
10.图1是本发明的系统结构示意图；
11.图2是本发明的方法流程图；
12.图3是本发明光电码盘原理图。
具体实施方式
13.下面对照附图，通过对实施例的描述，对本发明的具体实施方式如所涉及的各构件的形状、构造、各部分之间的相互位置及连接关系、各部分的作用及工作原理、制造工艺及操作使用方法等，作进一步详细的说明，以帮助本领域的技术人员对本发明的构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解：
14.如图1所示，一种直升机旋翼操纵矩阵自动标定系统，包括角度传感器、滑环、光电码盘、多组作动筒位移传感器、数据采集系统和主控计算机，试验桨叶模型固定在旋翼试验模型支撑机构上，天平安装在试验桨叶模型内部，用于采集作用在试验模型上的空气载荷，所述的角度传感器安装在试验桨叶模型的桨叶根部上表面，用于测量试验桨叶模型的桨距角，角度传感器的线缆与滑环电信号连接，滑环安装在旋翼试验模型支撑机构的输出轴上，主控计算机分别与旋翼旋转及操纵控制系统、旋翼试验模型支撑机构、旋翼操纵作动筒电信号连接，每个旋翼操纵作动筒上都安装有作动筒位移传感器，数据采集系统分别与滑环、光电码盘、作动筒位移传感器、主控计算机电信号连接；所述的光电码盘包括旋转圆盘和光
电传感器，所述的旋转圆盘安装在旋翼试验模型支撑机构的输出轴上并与试验桨叶模型同步旋转，所述的旋转圆盘的内圈上开有一个内圈孔，并与试验桨叶模型角度0
°
对应，外圈等间距开有64个外圈孔，试验桨叶模型每旋转一周，由内圈孔产生一个角度传感器零位触发信号传输至数据采集系统，由外圈孔发出64个角度传感器采集信号传输至数据采集系统，数据采集系统激发角度传感器采集64个方位角对应的角度数据；根据多组作动筒位移值参数，旋翼旋转及操纵控制系统将所有作动筒位移运行到相应位置，重复采集所有作动筒位移值参数下的角度传感器数据，主控计算机通过多组作动筒位移值、方位角及与方位角对应的试验桨叶模型桨距角解算得到直升机旋翼操纵矩阵。
15.其中，试验桨叶模型的桨距角由桨叶方位角及对应的操纵角计算得出，操纵角包括总距角、纵向变距和横向变距，纵向变距和横向变距又合称周期变距。桨叶方位角即桨叶所在位置与直升机后向之间的夹角。
16.本实施采用的光电码盘包括旋转圆盘和光电传感器，并且还包括供电电缆、传输电缆及标准电源，光电传感器包括发射器、接收器及传输电缆，标准电源输出的 5v直流电源经供电电缆给光电传感器供电，光电传感器与数据采集系统连接，将采集触发信号经传输电缆传输至数据采集系统。旋转圆盘沿圆周分2圈分布若干个小孔，内圈只有一个内圈孔，外圈等间距分布64个外圈孔。旋转圆盘与试验桨叶模型可同步旋转。
17.本实施采用的数据采集系统包括机箱、控制器、信号输入模块和接线盒，所述的机箱、控制器、信号输入模块和接线盒依次连接，接线盒用于连接角度传感器，信号输入模块将角度传感器传输的模拟信号进行信号调理和数据采集，采集到的数据输出到控制器进行存储及处理。
18.本实施采用的信号输入模块内部设置有模数转换器、信号调理器以及2条用于数字输入触发的的pfi线，模数转换器将角度传感器传输的模拟信号转化成数字信号，信号调理器将解析出来的数字信号进行调理，2条用于数字输入触发的的pfi线用于接收光电码盘产生的数字触发信号。
19.本实施采用的角度传感器采集的试验桨叶模型桨距角范围为-30
°
～ 30
°
，角度传感器输出给信号输入模块的模拟信号为0-10v直流电压信号。
20.如图2所示，本实施例还提供一种直升机旋翼操纵矩阵自动标定方法，包括以下步骤：
21.步骤1：将试验桨叶模型安装于旋翼试验模型支撑机构上，角度传感器设置在试验桨叶模型根部上表面，角度传感器线缆与滑环连接，旋翼旋转及操纵控制系统分别与旋翼试验模型支撑机构、旋翼操纵作动筒及主控计算机连接，作动筒位移传感器与旋翼操纵作动筒连接，数据采集系统分别与滑环、光电码盘及主控计算机连接；
22.步骤2：将主控计算机、旋翼旋转及操纵控制系统及数据采集系统的网络地址设置为同一以太网段；
23.步骤3：设置桨叶模型转速、多组作动筒位移值、角度传感器k/b系数、文件存储路径等参数信息，主控计算机将上述参数信息分别传递给旋翼旋转及操纵控制系统、数据采集系统；
24.步骤4：主控计算机将旋翼旋转启动指令发送至旋翼旋转及操纵控制系统，旋翼旋转及操纵控制系统驱动旋翼试验模型支撑机构带动试验桨叶模型转动，同时依据作动筒位
移值参数将作动筒运行至目标位置；
25.步骤5：当试验桨叶模型旋转稳定后，启动数据采集系统进行试验桨叶模型桨距角测量。当试验桨叶模型旋转过程中经过0
°
方位角时，触发旋转圆盘中内圈孔对应的光电传感器产生0
°
方位角开始采集触发信号，此触发信号输入到数据采集系统信号输入模块对应的0
°
方位角开始采集触发pfi线，数据采集系统开始采集角度传感器模拟信号；
26.当试验桨叶模型旋转一周即经过0
°
～360
°
方位角过程中，触发旋转圆盘外圈等间距分布64个外圈孔对应的光电传感器产生方位角触发采集信号，此信号输入到数据采集系统信号输入模块对应的pfi线，数据采集系统在试验桨叶模型旋转一周过程中可以采集64个方位角对应的角度传感器模拟电压信号；
27.作动筒位置保持不变，试验桨叶模型旋转20周，数据采集系统采集并存储20周内所有角度传感器模拟电压信号；
28.步骤6：根据步骤3中多组作动筒位移值参数，旋翼旋转及操纵控制系统依次将作动筒位移运行到相应位置，重复步骤5中操作，直至所有需要的角度传感器模拟电压信号采集完毕；
29.步骤7：数据采集系统将存储的所有角度传感器模拟电压信号传输至主控计算机，主控计算机通过步骤3中角度传感器k/b系数将角度传感器模拟电压信号转化为试验桨叶模型桨距角。主控计算机通过多组作动筒位移值、方位角及与方位角对应的试验桨叶模型桨距角解算得到直升机旋翼操纵矩阵。