[发明专利]一种直升机旋翼操纵矩阵自动标定系统及其标定方法

权利要求书

1.一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，其特征在于：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。

2.根据权利要求1所述的一种直升机旋翼操纵矩阵自动标定系统，其特征在于：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。

3.根据权利要求1或2所述的一种直升机旋翼操纵矩阵自动标定系统得出的一种标定方法，其特征在于：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；

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；

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，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。