一種小型涵道飛行器飛行參數的測量方法

2023-04-25 18:36:11

專利名稱：一種小型涵道飛行器飛行參數的測量方法
技術領域：
本發明屬於測量系統設計領域，具體涉及一種小型涵道飛行器飛行參數的測量方法。
背景技術：
目前，小型涵道飛行器正成為國內外對於無人機研究的重點對象之一，飛行器的結構和控制系統的設計都依賴於其氣動參數。當需要測量飛行器的氣動參數時，傳統方法是分別利用傳感器對小型涵道飛行器的各部件進行測量並得到測量數據，但由於飛行器並非理想模型，各動力部件之間、動力部件與支撐結構之間都存在相互影響，因此，當對這些單獨測量的數據進行集成計算時會存在很大的誤差，會導致整機結構和控制系統的設計不合理。此外，由於小型涵道飛行器為靜不穩定系統，這樣就無法手控該類飛行器的飛行，也就很難直接獲得飛行參數，因此無法採用常用的參數辨識的方法計算得到飛行器的氣動參 數。而目前還沒有一種測量方法可以同時測量小型涵道飛行器的質量和質心位置、發動機的推力、俯仰力矩、滾轉力矩和偏航力矩。

發明內容
有鑑於此，本發明提供了一種小型涵道飛行器飛行參數的測量方法，該方法能夠達到提高測量便捷性以及測量數據準確性的目的。本發明為實現上述目的，採用如下技術方案該方法所測量的飛行參數包括小型涵道飛行器的質量和質心位置、發動機的推力、俯仰力矩、滾轉力矩和偏航力矩。小型涵道飛行器內設有發動機、反扭矩舵、俯仰控制舵和滾轉控制舵。該方法所基於的系統包括測試平臺座、直線導軌、扭矩傳感器、萬向節聯軸器、第一拉壓測量裝置、第二拉壓測量裝置、第三拉壓測量裝置、第四拉壓測量裝置、第五拉壓測量裝置、小型涵道飛行器、工作檯、第一關節軸承、鉸鏈、滑動軸承、光軸支承座、第一軸向限位環、固定軸、光軸、第一鋼杆、第二鋼杆、第三鋼杆、第二關節軸承和第二軸向限位環。所述拉壓測量裝置由兩側各連接有剛性軸的拉壓傳感器構成，且兩個剛性軸同軸。該系統各組成部分之間的連接關係為在地面上設置有兩個互相平行的直線導軌，且沿橫向分布，兩個直線導軌上設置有工作檯，工作檯的兩側底部通過滑軌與相應的直線導軌卡合。工作檯的右側上表面邊沿的中點處設有滑動軸承，工作檯右側的牆壁上安裝有測試平臺座，滑動軸承通過第五拉壓測量裝置連接至測試平臺座，並使得第五拉壓測量裝置呈水平方向。在工作檯的上表面橫向中心線上從左到右依次設有第一鋼杆和兩個鉸鏈，兩個鉸鏈之間的距離大於小型涵道飛行器的高度，第一鋼杆垂直放置且靠近工作檯的左側邊沿，第一鋼杆的長度大於小型涵道飛行器的1/2寬度，第一鋼杆的上端分為兩端，一端固連扭矩傳感器的左端，另一端固連光軸支承座底部，扭矩傳感器的右端連接水平光軸，光軸支承座被設置在光軸上，光軸的右端安裝有萬向節聯軸器。工作檯的後側上表面邊沿從左到右依次設有第二鋼杆和第三鋼杆，二者均與第一鋼杆等長，第二鋼杆和第三鋼杆之間的距離大於小型涵道飛行器的高度，且二者上端各設有鉸鏈。所述萬向節聯軸器的右端連接固定軸，小型涵道飛行器沿橫向軸向且被安裝在固定軸上，並使得小型涵道飛行器的頂部朝左，在萬向節聯軸器與小型涵道飛行器的頂部之間的固定軸上依次設有第一軸向限位環和兩個第一關節軸承，第一軸向限位環用於固定第一關節軸承的位置，兩個第一關節軸承貼合分布，其中一個第一關節軸承通過第四拉壓測量裝置連接至工作檯上較近的鉸鏈，並使得第四拉壓測量裝置的剛性軸垂直於工作檯，另一個第一關節軸承通過第一拉壓測量裝置連接至第二鋼杆上端的鉸鏈，並使得第一拉壓測量裝置的剛性軸垂直於第二鋼杆。在靠近小型涵道飛行器底部的固定軸上依次設有兩個第二關節軸承和第二軸向限位環，第二軸向限位環用於固定第二關節軸承的位置，兩個第二關節軸承貼合分布，其中一個第二關節軸承通過第三拉壓測量裝置連接至工作檯上較近的鉸鏈，並使得第三拉壓測量裝置的剛性軸垂直於工作檯，另一個第二關節軸承通過第二拉 壓測量裝置連接至第三鋼杆上端的鉸鏈，並使得第二拉壓測量裝置的剛性軸垂直於第三鋼杆，最終使得固定軸平行於工作檯的橫向中心線。該方法的測量過程如下I)測量飛行器的質量和質心。當系統未安裝小型涵道飛行器時，第四拉壓測量裝置的拉壓傳感器測量值為F1,第三拉壓測量裝置的拉壓傳感器測量值為F2,當需要進行測試時，將小型涵道飛行器按照上述方式安裝，此時第四拉壓測量裝置的拉壓傳感器測量值為F' i，第三拉壓測量裝置的拉壓傳感器測量值為F丨2，同時測得小型涵道飛行器的高度為L，第四拉壓測量裝置的剛性軸與相應第一關節軸承的連接點距小型涵道飛行器頂部為I1，第三拉壓測量裝置的剛性軸與相應第二關節軸承的連接點距小型涵道飛行器底部為I2，則有Δ F1+ Δ F2 = Mg(I)AF1 = F1-F' !(2)AF2 = F2-F' 2(3)其中，M為小型涵道飛行器的整器重量；由式(I) (3)，計算得到M。假設小型涵道飛行器的質心距該飛行器底部的距離為X，在豎直平面內，由力矩平衡，則有F' !X (li+x) =F' 2X (12+L-x)(4)由式(4)，確定小型涵道飛行器的質心位置。2)測量發動機推力。在系統內安裝小型涵道飛行器後，開啟其發動機，使發動機以某一轉速轉動，此時產生水平向左的推力FT，同時Ft的大小由第五拉壓測量裝置的拉壓傳感器測量得到。3)測量偏航力矩。在系統內安裝小型涵道飛行器後，將該飛行器的反扭矩舵調整到零位置，並使發動機以某一轉速轉動，此時，扭矩傳感器測得發動機的輸出扭矩為Mp，開啟反扭矩舵，此時，扭矩傳感器測得扭矩Μφ，則在該轉速下，該飛行器的偏航力矩M。為Mc=Mcp-Mp(5)
4)測量俯仰力矩和滾轉力矩。在系統內安裝小型涵道飛行器後①開啟飛行器內的發動機和俯仰控制舵，並使得俯仰控制舵的俯仰力矩為順時針方向，記為Miwp，此時第四拉壓測量裝置的拉壓傳感器測量值為Fa，第三拉壓測量裝置的拉壓傳感器測量值為Fd。由力矩平衡原理得到M俯仰+ AFaX (h+x) = AFdX (12+L-x)(6)AFa = F' a-Fa(7)AFd = F' d-Fd(8)由式(6) (8)，計算得到M俯仰。同樣地，當俯仰控制舵的俯仰力矩為逆時針方向時，可計算得到相應的俯仰力矩。②在水平面內，開啟發動機和滾轉控制舵，並使得滾轉控制舵的滾轉力矩為順時針方向，記為Mgm，此時，第一拉壓測量裝置的拉壓傳感器測量值為Fb，第二拉壓測量裝置的拉壓傳感器測量值為F。，由力矩平衡原理得到M滾轉+FBX (lj+x) = FcX (12+L~x)(9)由式(9)，計算得到M滾轉。同樣地，當滾轉控制舵的滾轉力矩為逆時針方向時，可計算得到相應的滾轉力矩。有益效果(I)本發明所提供的方法，基於直角正交原理，採用關節軸承和鉸鏈來進行拉壓傳感器的布置，並沿飛行器固定軸方向設置扭矩傳感器，從而實現了對小型涵道飛行器的質量和質心位置、發動機的推力、俯仰力矩、滾轉力矩和偏航力矩，這些飛行參數的測量，此夕卜，在測試過程中，不需要對傳感器進行二次拆裝，從而達到了測量便捷性的目的。(2)本發明所提供的方法，依照機體坐標系正交布置傳感器將扭矩傳感器沿橫向機體的軸線方向設置，可直接測量整機扭矩；在豎直平面內，將兩個拉壓傳感器的一端連接在橫向機體的左右兩側的軸線，另一端連接至水平工作檯上，並使得這兩個拉壓傳感器為豎直方向；在水平面內，將兩個拉壓傳感器的一端連接在橫向機體的左右兩側的軸線，另一端連接至固定於水平工作檯的垂直鋼杆上端的鉸鏈上，並使得這兩個拉壓傳感器為水平方向且與橫向機體的軸線呈90°。此外，扭矩傳感器採用萬向節聯軸器與飛行器相連接，拉壓傳感器都採用關節軸承與飛行器相連，由於萬向節聯軸器只傳遞扭矩不影響拉力和壓力的測量，關節軸承只測量拉力而不影響扭矩的測量，因此該方法所基於的系統從結構設置上避免了傳感器之間的耦合影響，從而達到了提高測量數據準確性的目的。


圖I為本發明所提供的系統內部連接關係圖；圖2為本發明所提供的示意圖I ;圖3為本發明所提供的原理圖I ;圖4為本發明所提供的原理圖II ；圖5為本發明所提供的原理圖III ；其中，I-測試平臺座，2-直線導軌，3-扭矩傳感器，4-萬向節聯軸器，51-第一拉壓測量裝置，52-第二拉壓測量裝置，53-第三拉壓測量裝置，54-第四拉壓測量裝置，55-第五拉壓測量裝置，6-小型涵道飛行器，7-工作檯，8-第一關節軸承，9-鉸鏈，10-滑動軸承，11-光軸支承座，12-第一軸向限位環，13-固定軸，14-光軸，15-第一鋼杆，16-第二鋼杆，17-第二鋼杆，18-第二關節軸承，19-第二軸向限位環。
具體實施例方式下面結合附圖並舉實施例，對本發明進行詳細描述。圖I示出了本發明所提供方法的系統內部連接原理圖，該系統包括測試平臺座I、直線導軌2、扭矩傳感器3、萬向節聯軸器4、小型涵道飛行器6、工作檯7、第一關節軸承8、鉸鏈9、滑動軸承10、光軸支承座11、第一軸向限位環12、固定軸13、光軸14、鋼杆15 17、第二關節軸承18、第二軸向限位環19和拉壓測量裝置51飛5，拉壓測量裝置由兩側各連接有剛性軸的拉壓傳感器構成，且這兩個剛性軸同軸。系統內各組成部分之間的連接關係為 在地面上設置兩個互相平行的直線導軌2，且沿橫向分布，在兩個直線導軌2上設置工作檯7，工作檯7的兩側底部通過滑軌與相應的直線導軌2卡合。工作檯7的右側上表面邊沿的中點處設有滑動軸承10，工作檯7右側的牆壁上安裝有測試平臺座1，滑動軸承10連接通過第五拉壓測量裝置55連接至測試平臺座1，並使得第五拉壓測量裝置55呈水平方向。在工作檯7的上表面橫向中心線上從左到右依次設有第一鋼杆15和兩個鉸鏈9，兩個鉸鏈9之間的距離大於小型涵道飛行器6的高度，第一鋼杆15豎直放置且靠近工作檯7的左側邊沿，第一鋼杆15的長度大於小型涵道飛行器6的1/2寬度，第一鋼杆15的上端分為兩端，一端固連扭矩傳感器3的左端，另一端固連光軸支承座11底部。扭矩傳感器3的右端連接水平光軸14，光軸支承座11被設置在光軸14上，光軸14的右端安裝有萬向節聯軸器4。工作檯7的後側上表面邊沿從左到右依次設有第二鋼杆16和第三鋼杆17，二者均與第一鋼杆15等長，第二鋼杆16和第三鋼杆17之間的距離大於小型涵道飛行器6的高度，且二者上端各設有鉸鏈9。萬向節聯軸器4的右端連接固定軸13，小型涵道飛行器6沿橫向軸向且被安裝在固定軸13上，並使得小型涵道飛行器6的頂部朝左，在萬向節聯軸器4與小型涵道飛行器6的頂部之間的固定軸13上依次設有軸向限位環12和兩個第一關節軸承8，第一軸向限位環12用於固定第一關節軸承8的位置，兩個第一關節軸承8貼合分布，其中一個第一關節軸承8通過第四拉壓測量裝置54連接至工作檯7上較近的鉸鏈9，並使得第四拉壓測量裝置54的剛性軸垂直於工作檯7，另一個第一關節軸承8通過第一拉壓測量裝置51連接至第二鋼杆16上端的鉸鏈9，並使得第一拉壓測量裝置51的剛性軸垂直於第二鋼杆16。在靠近小型涵道飛行器6底部的固定軸13上依次設有兩個第二關節軸承18和第二軸向限位環19，第二軸向限位環19用於固定第二關節軸承18的位置，兩個第二關節軸承18貼合分布，其中一個第二關節軸承18通過第三拉壓測量裝置53連接至工作檯7上較近的鉸鏈9，並使得第三拉壓測量裝置53的剛性軸垂直於工作檯7，另一個第二關節軸承18通過第二拉壓測量裝置52連接至第三鋼杆17上端的鉸鏈9，並使得第二拉壓測量裝置52的剛性軸垂直於第三鋼杆17，最終使得固定軸13平行於工作檯7的橫向中心線。在上述連接關係中，由於第一拉壓測量裝置51的拉壓傳感器和第二拉壓測量裝置52的拉壓傳感器受力方向平行，且第三拉壓測量裝置53的拉壓傳感器和第四拉壓測量裝置54的拉壓傳感器受力方向平行，則水平分布的兩個拉壓傳感器之間、豎直分布的兩個拉壓傳感器之間均不存在耦合影響。下面分析第一拉壓測量裝置51的拉壓傳感器和第四拉壓測量裝置54的拉壓傳感器之間或第二拉壓測量裝置52的拉壓傳感器和第三拉壓測量裝置53的拉壓傳感器之間是否存在耦合影響。如圖2所示，圖2為圖I的右視圖，固定軸13可視為O點，即當第二拉壓測量裝置52的拉壓傳感器和第三拉壓測量裝置53的拉壓傳感器不受力時，第二拉壓測量裝置52和第三拉壓測量裝置53的剛性軸相互正交於O點，Q為第二拉壓測量裝置52的連接鉸鏈9，P為第三拉壓測量裝置53的連接鉸鏈9，測得0P=0Q=150mm。若第二拉壓測量裝置52和第三拉壓測量裝置53內的傳感器分別受到沿相應的剛性軸的最大壓力為100N，此時，O點沿發生微小移動至O』，且由拉壓傳感器的使用手冊可知，在拉壓傳感器的最大量程，即100N內，剛性軸沿壓力方向縮短2mm，則 = 0』0=148臟，並形成如圖2所示的四邊形？000』，由於OP=OQ7O ; P = O』Q，且ZPOQ = 90°，那麼對於如圖 3 所示的Λ P00』，則有Z P00』=45°。對於Λ Ρ00』，由余弦定理，則有
w ^(/+OPz-OP2( , Λ
cos 45°=-；--( I )
IxOPxOO由式(I)，可得 O』0=209. 25mm或 O ' 0=2. 85mm，由於 O』0=209. 25mm 不符合實際移動距離，所以應捨棄，選取O ^ 0=2.85mm。過O'作OP的垂線O ^ M，由ZP00』=45°，則在
/) U
Λ MOO 丨中，O』 M = 2. 016mm，再結合 O 丨 P = 148mm，則在Λ O 丨 MP 中，^arcsin 」)=0.78°，
那麼在如圖2所示的由第二拉壓測量裝置52和第三拉壓測量裝置53所構建的系統中，
對第二拉壓測量裝置52和第三拉壓測量裝置53的剛性軸分別進行受力分析，可得第
二拉壓測量裝置52的拉壓傳感器所受到的豎直方向上的拉力FyS :Fy=100NXCOS0. 7
8° -100NX sinO. 78° =99. 57N，由於Fy較大，可視為第二拉壓測量裝置52的拉壓傳感
器理論測量值，結合該拉壓傳感器的實際測量值100N，則該拉壓傳感器的測量誤差為 100-99 57
e = ——= 0-43%。對於第三拉壓測量裝置53的拉壓傳感器，可採用上述相同的分析 99)7
過程，可得到該拉壓傳感器所受到的水平方向上的拉力FxS :Fx=100NXcos0. 78。-100NXsinO. 78。=99. 57N,並計算得到該拉壓傳感器的測量誤差為O. 43%。經上述分析，可知在測量過程中，該系統內的微小變形所引起的各拉壓傳感器的測量誤差很小，即可認為在測量過程中，拉壓傳感器之間無耦合影響。下面進行飛行參數測量，該飛行參數包括飛行器的質量和質心位置、發動機的推力、俯仰力矩、滾轉力矩和偏航力矩。本發明所提供的方法具體如下(I)測量飛行器的質量和質心測量圖4為圖I的正視圖，點R為第四拉壓測量裝置54的剛性軸與相應第一關節軸承8的連接點，點S為第三拉壓測量裝置53的剛性軸與相應第二關節軸承18的連接點。在進行測試之前，此時未安裝小型涵道飛行器6，第四拉壓測量裝置54的拉壓傳感器測量值為F1，第三拉壓測量裝置53的拉壓傳感器測量值為F2。當需要進行測試時，將小型涵道飛行器6沿橫向安裝在的固定軸13上，並使得其底部朝右，此時，第四拉壓測量裝置54的拉壓傳感器測量值為F' i，第三拉壓測量裝置53的拉壓傳感器測量值為F 』 2，同時測得小型涵道飛行器6的高度為L，點R距小型涵道飛行器6頂部為I1,點S距小型涵道飛行器6底部為12，以點P、點Q以及小型涵道飛行器6所組成的系統進行受力分析，如圖4所示，則有Δ F1+ Δ F2 = Mg(2)Δ F1 = F1-F1 ;(3)ΔF2 = F2-F ' 2(4)其中，M為小型涵道飛行器6的整器重量，g為重力加速度，g=9. 8N/m。由式(2廣
(4)，並代入測量值Fp F2、F' 1和!^ 2，可計算得到小型涵道飛行器6的整器重量M。在安裝小型涵道飛行器6後，假設小型涵道飛行器6的質心距該飛行器底部的距 離為X，在豎直平面內，存在力矩平衡F' !X (li+x) =F' 2X (l^L-χ)(5)由式(5)，並代入測量值F' pF' 2、I1U2和匕可確定小型涵道飛行器6的質心位置。(2)發動機推力測量在小型涵道飛行器6安裝完成後，開啟該飛行器的發動機，使發動機以某一轉速轉動，此時產生水平向左的推力Ft，該推力Ft作用於工作檯7，使得工作檯7的滑軌沿水平導軌水平向左移動，同時第五拉壓測量裝置55的拉壓傳感器可測量得到Ft的大小。這樣，可測得發動機在不同轉速下的推力，以轉速作為橫軸，相應的推力作為縱軸繪製並得到發動機推力曲線。(3)偏航力矩測量在安裝小型涵道飛行器6後，將該飛行器的反扭矩舵調整到零位置，使該反扭矩舵不產生舵效。啟動該飛行器的發動機，使發動機以某一轉速轉動，此時，扭矩傳感器3測得發動機的輸出扭矩為Mp。開啟反扭矩舵，此時，扭矩傳感器3測得發動機和反扭矩舵共同作用的扭矩Mep，由於發動機和反扭矩舵的測量過程是相互獨立的，所以，可計算得到在發動機相應轉速下，反扭矩舵的舵效，即偏航力矩M。Mc=Mcp-Mp(6)因此，通過設置發動機的不同轉速，採用上述計算過程，可得到相應轉速下的偏航力矩。(4)俯仰力矩和滾轉力矩測量在小型涵道飛行器6安裝完成後，在豎直面和水平面內，該系統的受力情況分別為①開啟飛行器內的發動機和俯仰控制舵，並使得俯仰控制舵的俯仰力矩為順時針方向，記為Miwp，如圖5所示，此時，第四拉壓測量裝置54的拉壓傳感器測量值SFa，第三拉壓測量裝置53的拉壓傳感器測量值為Fd。由力矩平衡原理得到M俯仰+FaX (h+x) = FdX (12+L_x)(7)AFa = F' a-Fa(8)ΔFd = F ; d-Fd(9)由式(7廣(9)，計算得到％仰。同樣地，當俯仰控制舵的俯仰力矩為逆時針方向時，可計算得到相應的俯仰力矩。
②在水平面內，開啟發動機和滾轉控制舵，並使得滾轉控制舵的滾轉力矩為順時針方向，記為Mgw，此時，第一拉壓測量裝置51的拉壓傳感器測量值為Fb，第二拉壓測量裝置52的拉壓傳感器測量值為F。，由力矩平衡原理得到M滾轉+FbX (h+x) = FcX (12+L_x)(10)由式(10)，計算得到M滾轉。同樣地，當滾轉控制舵的滾轉力矩為逆時針方向時，可計算得到相應的滾轉力矩。綜上所述，以上僅為本發明的較佳實施例而已，並非用於限定本發明的保護範圍。 凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。
權利要求
1.一種小型涵道飛行器飛行參數的測量方法，所述飛行參數包括小型涵道飛行器的質量和質心位置、發動機的推力、俯仰力矩、滾轉力矩和偏航力矩；該飛行器內設有發動機、反扭矩舵、俯仰控制舵和滾轉控制舵；其特徵在於，該方法基於的測量系統包括測試平臺座(I)、直線導軌(2)、扭矩傳感器(3)、萬向節聯軸器(4)、拉壓測量裝置(5廣55)、小型涵道飛行器(6)、工作檯(7)、第一關節軸承(8)、鉸鏈(9)、滑動軸承(10)、光軸支承座(11)、第一軸向限位環(12)、固定軸(13)、光軸(14)、鋼杆(15 17)、第二關節軸承(18)和第二軸向限位環(19);所述拉壓測量裝置由兩側各連接有剛性軸的拉壓傳感器構成，且兩個剛性軸同軸；該系統各組成部分之間的連接關係為 在地面上設置有兩個互相平行的直線導軌(2)，且沿橫向分布，兩個直線導軌(2)上設置有工作檯(7)，工作檯(7)的兩側底部通過滑軌與相應的直線導軌(2)卡合；工作檯(7)的右側上表面邊沿的中點處設有滑動軸承(10)，工作檯(7)右側的牆壁上安裝有測試平臺座(1)，滑動軸承(10)通過第五拉壓測量裝置(55)連接至測試平臺座(1)，並使得第五拉壓測量裝置(55)呈水平方向；在工作檯(7)的上表面橫向中心線上從左到右依次設有第一鋼杆(15)和兩個鉸鏈(9)，兩個鉸鏈(9)之間的距離大於小型涵道飛行器(6)的高度，第一鋼杆(15)垂直放置且靠近工作檯(7)的左側邊沿，第一鋼杆(15)的長度大於小型涵道飛行器(6)的1/2寬度，第一鋼杆(15)的上端分為兩端，一端固連扭矩傳感器(3)的左端，另一端固連光軸支承座(11)底部，扭矩傳感器(3)的右端連接水平光軸(14)，光軸支承座(11)被設置在光軸(14)上，光軸(14)的右端安裝有萬向節聯軸器(4);工作檯(7)的後側上表面邊沿從左到右依次設有第二鋼杆(16)和第三鋼杆(17)，二者均與第一鋼杆(15)等長，第二鋼杆(16)和第三鋼杆(17)之間的距離大於小型涵道飛行器(6)的高度，且二者上端各設有鉸鏈(9)； 所述萬向節聯軸器(4)的右端連接固定軸(13)，小型涵道飛行器(6)沿橫向軸向且被安裝在固定軸(13)上，並使得小型涵道飛行器(6)的頂部朝左，在萬向節聯軸器(4)與小型涵道飛行器(6)的頂部之間的固定軸(13)上依次設有第一軸向限位環(12)和兩個第一關節軸承(8)，第一軸向限位環(12)用於固定第一關節軸承(8)的位置，兩個第一關節軸承(8)貼合分布，其中一個第一關節軸承(8)通過第四拉壓測量裝置(54)連接至工作檯(7)上較近的鉸鏈(9)，並使得第四拉壓測量裝置(54)的剛性軸垂直於工作檯(7)，另一個第一關節軸承(8)通過第一拉壓測量裝置(51)連接至第二鋼杆(16)上端的鉸鏈(9)，並使得第一拉壓測量裝置(51)的剛性軸垂直於第二鋼杆(16);在靠近小型涵道飛行器(6)底部的固定軸(13)上依次設有兩個第二關節軸承(18)和第二軸向限位環(19)，第二軸向限位環(19)用於固定第二關節軸承(18)的位置，兩個第二關節軸承(18)貼合分布，其中一個第二關節軸承(18 )通過第三拉壓測量裝置(53 )連接至工作檯(7 )上較近的鉸鏈(9 )，並使得第三拉壓測量裝置(53)的剛性軸垂直於工作檯(7)，另一個第二關節軸承(18)通過第二拉壓測量裝置(52)連接至第三鋼杆(17)上端的鉸鏈(9)，並使得第二拉壓測量裝置(52)的剛性軸垂直於第三鋼杆(17)，最終使得固定軸(13)平行於工作檯(7)的橫向中心線。
該方法的具體過程如下 I)測量飛行器的質量和質心； 當所述系統未安裝小型涵道飛行器(6)時，第四拉壓測量裝置(54)的拉壓傳感器測量值為F1，第三拉壓測量裝置(53)的拉壓傳感器測量值為F2，當需要進行測試時，將小型涵道飛行器(6)按照上述方式安裝，此時第四拉壓測量裝置(54)的拉壓傳感器測量值為F' i，第三拉壓測量裝置(53)的拉壓傳感器測量值為F' 2，同時測得小型涵道飛行器(6)的高度為L，第四拉壓測量裝置(54)的剛性軸與相應第一關節軸承(8)的連接點距小型涵道飛行器(6)頂部為I1，第三拉壓測量裝置(53)的剛性軸與相應第二關節軸承(18)的連接點距小型涵道飛行器(6)底部為I2，則有 Λ F1+ Λ F2 = Mg(I) AF1 = F1-F' !(2) AF2 = F2-F ' 2(3) 其中，M為小型涵道飛行器(6)的整器重量；由式(I) (3)，計算得到M ； 假設小型涵道飛行器(6)的質心距該飛行器底部的距離為X，在豎直平面內，由力矩平衡，則有 F ' !X (li+x) =F' 2X (12+L-x)(4) 由式(4)，確定小型涵道飛行器(6)的質心位置； 2)測量發動機推力； 在所述系統內安裝小型涵道飛行器(6)後，開啟其發動機，使發動機以某一轉速轉動，此時產生水平向左的推力Ft，同時Ft的大小由第五拉壓測量裝置(55)的拉壓傳感器測量得到； 3)測量偏航力矩； 在所述系統內安裝小型涵道飛行器(6)後，將該飛行器的反扭矩舵調整到零位置，並使發動機以某一轉速轉動，此時，扭矩傳感器(3)測得發動機的輸出扭矩為Mp，開啟反扭矩舵，此時，扭矩傳感器(3)測得扭矩Mct，則在該轉速下，該飛行器的偏航力矩M。為Mc=Mcp-Mp(5) 4)測量俯仰力矩和滾轉力矩； 在所述系統內安裝小型涵道飛行器(6)後 ①開啟飛行器內的發動機和俯仰控制舵，並使得俯仰控制舵的俯仰力矩為順時針方向，記為Miwp，此時第四拉壓測量裝置(54)的拉壓傳感器測量值SFa，第三拉壓測量裝置(53)的拉壓傳感器測量值為Fd。由力矩平衡原理得到 M俯仰+ AFaX (h+x) = AFdX(12+L-x)(6)AFa = F' a-Fa⑴ AFd = F' d-Fd(8) 由式(6) (8)，計算得到M俯仰； 同樣地，當俯仰控制舵的俯仰力矩為逆時針方向時，可計算得到相應的俯仰力矩； ②在水平面內，開啟發動機和滾轉控制舵，並使得滾轉控制舵的滾轉力矩為順時針方向，記為I·，此時，第一拉壓測量裝置(51)的拉壓傳感器測量值為Fb，第二拉壓測量裝置(52)的拉壓傳感器測量值為F。，由力矩平衡原理得到 M滾轉+Fbx (1ι+χ) = FcX (12+L_x)(9) 由式(9),計算得到M滾轉； 同樣地，當滾轉控制舵的滾轉力矩為逆時針方向時，可計算得到相應的滾轉力矩。
全文摘要
本發明公開了一種小型涵道飛行器飛行參數的測量方法，該方法能夠達到提高測量便捷性以及測量數據準確性的目的；該方法依照機體坐標系正交布置傳感器將扭矩傳感器沿橫向機體的軸線方向設置；在豎直平面內，將兩個拉壓測量裝置一端分別連接橫向機體的固定軸，另一端連接水平工作檯，並使得這兩個裝置為豎直方向；在水平面內，將拉壓測量裝置一端分別連接在橫向機體的左右兩側的軸線，另一端連接至水平工作檯的垂直鋼杆的鉸鏈上，並使得這兩個裝置為水平方向，扭矩傳感器通過萬向節聯軸器與飛行器相連接，拉壓傳感器通過關節軸承與飛行器相連；實現對小型涵道飛行器的質量和質心位置、發動機的推力、俯仰力矩、滾轉力矩和偏航力矩的測量。
文檔編號G01D21/02GK102818595SQ20121030388
公開日2012年12月12日 申請日期2012年8月23日 優先權日2012年8月23日
發明者王正杰, 吳炎烜, 劉志軍, 陳洋, 張迪 申請人:北京理工大學