一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置和方法与流程

1.本发明属于航空地面试验技术领域，涉及一种旋翼桨距角测量装置，具体涉及一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置和方法。


背景技术：

2.直升机旋翼桨距角测量技术是直升机地面联合试验安全监控的一项重要的测试技术，其测量的结果将直接影响到试验过程中直升机操纵的准确性及事后数据分析的有效性。
3.目前国内直升机地面试验中常用的测量方法，是通过在旋翼助力器伸缩方向安装拉杆式位移传感器，测量自动倾斜器不动环的位置来间接测量旋翼的变距角，对传感器的安装空间及安装接口有较高的要求。
4.但目前某型直升机旋翼操纵系统为机械连杆式系统，其旋翼操纵助力器附近管路较多，空间狭小，因此常规测量方法无法满足其旋翼桨距角测量要求。


技术实现要素：

5.本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提供了一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置和方法，通过在助力器前端摇臂安装角位移传感器，对角位移传感器输出信号进行实时信号采集，根据机械连杆传动比换算矩阵，实时计算出旋翼变距角，来解决某直升机地面联合试验旋翼变距角安全监控难题。
6.本发明的技术方案：
7.一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，包括角位移传感器总成和转向连接片，在直升机的旋翼桨系统中，使用三角结构的转向摇臂对操纵输入杆与连接助力器摇臂的摇臂输出杆进行转向，转向摇臂的一个三角端固定轴连，另外两个三角端分别转轴连接操纵输入杆和摇臂输出杆；角位移传感器总成固定安装在直升机上，转向连接片一端安装连接角位移传感器总成的测量杆，转向连接片另一端可转动地安装在转向摇臂连接操纵输入杆或摇臂输出杆的三角端上。
8.进一步的，操纵输入杆与转向摇臂上侧的三角端轴连，摇臂输出杆与转向摇臂下侧的三角端轴连。
9.进一步的，转向连接片与转向摇臂上侧的三角端轴连。
10.进一步的，角位移传感器总成包括连杆、联轴器、角位移传感器、线缆、插头和插座，连杆一端与转向连接片连接，连杆另一端与位置固定但可转动的联轴器固定连接，角位移传感器连接并测量联轴器的转动角度，并通过线缆、插头和插座将转动信号传递出去。
11.进一步的，角位移传感器总成和转向连接片分别有三套，对应安装在不同的三套包括了操纵输入杆与助力器摇臂的助力器系统上。
12.一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量方法，使用上述的一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，包括以下步骤：
13.步骤一，根据不动环平面与旋翼桨距角的传动比，及角位移传感器与不动环平面传动比，建立转换矩阵方程，将角位移物理量转换为旋翼变距角度；
14.步骤二，采集角位移传感器的输出电压，采用多通道实时叠加计算方式，实时计算旋翼桨距角数值。
15.进一步的，步骤一中，根据不动环平面与旋翼0.7r处桨距角的传动比，及角位移传感器与不动环平面传动比，得出其转换矩阵方程为：
[0016][0017]
其中，ic、is和i
0.7
，分别为不动环平面到桨叶0.7r处的横向周期变距传动比、纵向周期变距传动比和总距传动比；
[0018]
θc、θs及θ
0.7
分别为桨叶0.7r剖面处横向周期变距角度、纵向周期变距角度和总距；
[0019]
r为助力器的圆半径；
[0020]
α
1c
、α
2c
α
3c
分别为三套助力器系统与横向操纵轴线角度；
[0021]
α
1s
、α
2s
α
3s
分别为三套助力器系统与纵向操纵轴线角度；
[0022]
k1、k2、k3分别为三套助力器系统伸长长度与角位移传感器角度传动比转换系数；
[0023]
δθ1、δθ2、δθ3为三套角位移传感器的变化角度。
[0024]
进一步的，步骤二中，其中对角位移传感器电压信号进行滤波和a/d转换得到数字信号，然后再进行转换矩阵方程的计算；在实际测量前，完成旋翼桨距与电压的标定工作，获得实际转换矩阵，采用多通道实时叠加计算方式，实时计算旋翼桨距角数值。
[0025]
本发明的有益效果：
[0026]
1、本发明的旋翼桨距角测量装置不占用旋翼助力器周边的位置，可以在狭小的安装位置上进行桨距角的测量。
[0027]
2、本发明能够解决直升机地面联合试验国产中旋翼桨距角测量的难题，应用于直升机地面联合试验后，能够有效的保障直升机的操纵准确性，数据有效性。
[0028]
3、本发明启发地可用于其他直升机旋翼的机械杆系测量中，桨杆系运动转化为转角运动后，可大大缩小测量结构所占用的空间位置。
附图说明
[0029]
图1为本发明的角位移传感器结构图；
[0030]
图2为本发明的总体安装示意图；
[0031]
图3为本发明的自动倾斜器上助力器操纵点布置图；
[0032]
图4为本发明的电压信号采集示意图；
[0033]
其中，1为连杆，2为联轴器，3为角位移传感器，4为线缆，5为插头，6为插座，7为操纵输入杆，8为转向摇臂，9为角位移传感器，10为转向连接片，11为摇臂输出杆，12为助力器摇臂，13为助力器顶端关节轴承。
具体实施方式
[0034]
下面将结合本发明实施例中的附图，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，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0035]
一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，包括角位移传感器总成9和转向连接片10，在直升机的旋翼桨系统中，使用三角结构的转向摇臂8对操纵输入杆7与连接助力器摇臂12的摇臂输出杆11进行转向，转向摇臂8的一个三角端固定轴连，另外两个三角端分别转轴连接操纵输入杆7和摇臂输出杆11；角位移传感器总成9固定安装在直升机上，转向连接片10一端安装连接角位移传感器总成9的测量杆，转向连接片10另一端可转动地安装在转向摇臂8连接操纵输入杆7或摇臂输出杆11的三角端上。
[0036]
操纵输入杆7与转向摇臂8上侧的三角端轴连，摇臂输出杆11与转向摇臂8下侧的三角端轴连。转向连接片10与转向摇臂8上侧的三角端轴连。该结构的设计原因为：摇臂输出杆11是向上传递力的杆体结构，操纵输入杆7是从侧面伸来的传递力结构，转向摇臂8的下方有很近的地板，因此向下的转动非常有限，此设计可以保证力的传递，同时转向连接片10的安装位置确保了不会与地板发生干涉。
[0037]
角位移传感器总成9包括连杆1、联轴器2、角位移传感器3、线缆4、插头5和插座6，连杆1一端与转向连接片10连接，连杆1另一端与位置固定但可转动的联轴器2固定连接，角位移传感器3连接并测量联轴器2的转动角度，并通过线缆4、插头5和插座6将转动信号传递出去。
[0038]
角位移传感器总成9和转向连接片10分别有三套，对应安装在不同的三套包括了操纵输入杆7与助力器摇臂12的助力器系统上。
[0039]
一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量方法，使用上述的一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，包括以下步骤：
[0040]
步骤一，根据不动环平面与旋翼桨距角的传动比，及角位移传感器与不动环平面传动比，建立转换矩阵方程，将角位移物理量转换为旋翼变距角度；
[0041]
步骤二，采集角位移传感器的输出电压，采用多通道实时叠加计算方式，实时计算旋翼桨距角数值。
[0042]
本实施例中，本发明主要包括以下两个部分：
[0043]
第一个部分中，在直升机机械连杆装置8处，安装角位移传感器9，通过转向连接片10进行连接，完成测量连杆系统的转角，如图1和图2所示。
[0044]
第二个部分中，建立传动比转换模型，将角位移物理量转换为旋翼变距角度。如图3所示，其中a,b,c为三个助力器顶端与不动环连接点，x-x’为横向操纵轴线，y-y’为纵向操纵轴线。
[0045]
根据不动环平面与旋翼0.7r处桨距角的传动比，及角位移传感器与不动环平面传动比，可得出其转换矩阵方程如下。
[0046][0047]
其中，ic、is和i
0.7
，分别为不动环平面到桨叶0.7r处的横向周期变距传动比、纵向周期变距传动比和总距传动比；
[0048]
θc、θs及θ
0.7
分别为桨叶0.7r剖面处横向周期变距角度、纵向周期变距角度和总距；
[0049]
r为助力器的圆半径；
[0050]
α
1c
、α
2c
α
3c
分别为三套助力器系统与横向操纵轴线角度；
[0051]
α
1s
、α
2s
α
3s
分别为三套助力器系统与纵向操纵轴线角度；
[0052]
k1、k2、k3分别为三套助力器系统伸长长度与角位移传感器角度传动比转换系数；
[0053]
δθ1、δθ2、δθ3为三套角位移传感器的变化角度。
[0054]
最后根据角位移传感器电压输出特性选择电压信号采集设备进行信号采集，如图4所示。
[0055]
在实际测量前，完成旋翼桨距与电压的标定工作，获得实际转换矩阵，采用多通道实时叠加计算方式，实时计算旋翼桨距角数值。
[0056]
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，其特征在于，包括角位移传感器总成(9)和转向连接片(10)，在直升机的旋翼桨系统中，使用三角结构的转向摇臂(8)对操纵输入杆(7)与连接助力器摇臂(12)的摇臂输出杆(11)进行转向，转向摇臂(8)的一个三角端固定轴连，另外两个三角端分别转轴连接操纵输入杆(7)和摇臂输出杆(11)；角位移传感器总成(9)固定安装在直升机上，转向连接片(10)一端安装连接角位移传感器总成(9)的测量杆，转向连接片(10)另一端可转动地安装在转向摇臂(8)连接操纵输入杆(7)或摇臂输出杆(11)的三角端上。2.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，其特征在于，操纵输入杆(7)与转向摇臂(8)上侧的三角端轴连，摇臂输出杆(11)与转向摇臂(8)下侧的三角端轴连。3.根据权利要求2所述的一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，其特征在于，转向连接片(10)与转向摇臂(8)上侧的三角端轴连。4.根据权利要求1所述的一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，其特征在于，角位移传感器总成(9)包括连杆(1)、联轴器(2)、角位移传感器(3)、线缆(4)、插头(5)和插座(6)，连杆(1)一端与转向连接片(10)连接，连杆(1)另一端与位置固定但可转动的联轴器(2)固定连接，角位移传感器(3)连接并测量联轴器(2)的转动角度，并通过线缆(4)、插头(5)和插座(6)将转动信号传递出去。5.根据权利要求1-4所述的任意一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，其特征在于，角位移传感器总成(9)和转向连接片(10)分别有三套，对应安装在不同的三套包括了操纵输入杆(7)与助力器摇臂(12)的助力器系统上。6.一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量方法，使用如权利要求5所述的一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，其特征在于，包括以下步骤：步骤一，根据不动环平面与旋翼桨距角的传动比，及角位移传感器与不动环平面传动比，建立转换矩阵方程，将角位移物理量转换为旋翼变距角度；步骤二，采集角位移传感器的输出电压，采用多通道实时叠加计算方式，实时计算旋翼桨距角数值。7.根据权利要求6所述的一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量方法，其特征在于，步骤一中，根据不动环平面与旋翼0.7r处桨距角的传动比，及角位移传感器与不动环平面传动比，得出其转换矩阵方程为：其中，i
c
、i
s
和i
0.7
，分别为不动环平面到桨叶0.7r处的横向周期变距传动比、纵向周期变距传动比和总距传动比；θ
c
、θ
s
及θ
0.7
分别为桨叶0.7r剖面处横向周期变距角度、纵向周期变距角度和总距；r为助力器的圆半径；
α
1c
、α
2c
α
3c
分别为三套助力器系统与横向操纵轴线角度；α
1s
、α
2s
α
3s
分别为三套助力器系统与纵向操纵轴线角度；k1、k2、k3分别为三套助力器系统伸长长度与角位移传感器角度传动比转换系数；δθ1、δθ2、δθ3为三套角位移传感器的变化角度。8.根据权利要求6所述的一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量方法，其特征在于，步骤二中，其中对角位移传感器电压信号进行滤波和a/d转换得到数字信号，然后再进行转换矩阵方程的计算；在实际测量前，完成旋翼桨距与电压的标定工作，获得实际转换矩阵，采用多通道实时叠加计算方式，实时计算旋翼桨距角数值。

技术总结
本发明属于航空地面试验技术领域，公开了一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置和方法，装置包括一种直升机地面联合试验旋翼桨距角测量装置，包括角位移传感器总成和转向连接片，在直升机的旋翼桨系统中，使用三角结构的转向摇臂对操纵输入杆与连接助力器摇臂的摇臂输出杆进行转向，转向摇臂的一个三角端固定轴连，另外两个三角端分别转轴连接操纵输入杆和摇臂输出杆；角位移传感器总成固定安装在直升机上，转向连接片一端安装连接角位移传感器总成的测量杆，转向连接片另一端可转动地安装在转向摇臂连接操纵输入杆或摇臂输出杆的三角端上。本发明的旋翼桨距角测量装置不占用旋翼助力器周边的位置，可以在狭小的安装位置上进行桨距角的测量。置上进行桨距角的测量。置上进行桨距角的测量。


技术研发人员：郭聪 马峰涛 孙翊君 吴本强 汤永 刘文琦
受保护的技术使用者：中国直升机设计研究所
技术研发日：2022.11.27
技术公布日：2023/4/5