本發(fā)明涉及飛行器制造，具體而言，涉及一種基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)和基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)方法。

背景技術(shù)：

1、直升機(jī)主旋翼槳轂系統(tǒng)主要由操縱系統(tǒng)、作動(dòng)筒、傾斜盤、變距拉桿、支臂和旋翼等組成，通過機(jī)械、液壓或電力的方式相互連接，共同實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)的飛行操作。在變距拉桿與傾斜盤姿態(tài)確定的情況下，不同的旋翼?yè)]舞角將對(duì)應(yīng)形成不同的槳距角，標(biāo)稱的槳距角為支臂達(dá)到揮舞上限位時(shí)的槳距角。

2、相關(guān)技術(shù)中的直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)的槳距角的測(cè)量方法，采用人工多次輔助抬升旋翼支臂至槳距角測(cè)量位置，并使用光學(xué)象限儀進(jìn)行測(cè)量與處理，雖然能夠達(dá)到精度要求，但基于傳統(tǒng)儀器儀表讀數(shù)，需要人工消除揮舞角間隙，并需要由人工依據(jù)計(jì)算生成目標(biāo)角度，勞動(dòng)強(qiáng)度大，無法實(shí)現(xiàn)全自動(dòng)化。

3、為此，部分槳距角測(cè)量方法采用慣性測(cè)量傳感器，實(shí)現(xiàn)了角度測(cè)量的自動(dòng)化，但慣性測(cè)量傳感器采用微機(jī)電器件，易受環(huán)境干擾，可靠性較差，且仍需要人工抬升支臂，工作量大，勞動(dòng)強(qiáng)度大。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明旨在至少解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的技術(shù)問題之一。為此，本發(fā)明提出一種基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)，該基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)具有自動(dòng)化程度高、調(diào)節(jié)效率高、適用性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)。

2、本發(fā)明還提出一種基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)方法。

3、為實(shí)現(xiàn)上述目的，根據(jù)本發(fā)明的第一方面的實(shí)施例提出一種基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)，所述基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)包括：主旋翼結(jié)構(gòu)，所述主旋翼結(jié)構(gòu)包括主槳轂、傾斜盤、主減速器、多個(gè)旋翼支臂和多個(gè)變距拉桿，多個(gè)所述旋翼支臂設(shè)在所述主槳轂上，所述傾斜盤包括固定傾斜盤和旋轉(zhuǎn)傾斜盤，所述主減速器分別與所述主槳轂和所述固定傾斜盤傳動(dòng)連接，多個(gè)所述變距拉桿的下端均與所述旋轉(zhuǎn)傾斜盤相連且上端分別與多個(gè)所述旋翼支臂相連；孿生模型建立模塊，所述孿生模型建立模塊用于建立所述主旋翼結(jié)構(gòu)的孿生模型，所述孿生模型包括與所述主旋翼結(jié)構(gòu)對(duì)應(yīng)的模型主槳轂、模型傾斜盤、模型主減速器和多個(gè)模型旋翼支臂，所述模型傾斜盤包括模型固定傾斜盤和模型旋轉(zhuǎn)傾斜盤，所述模型主減速器和所述模型主槳轂之間設(shè)有轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)節(jié)，每個(gè)所述模型旋翼支臂與所述模型主槳轂之間設(shè)有兩個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)節(jié)，所述模型旋轉(zhuǎn)傾斜盤與所述模型固定傾斜盤之間設(shè)有轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)節(jié)，所述模型固定傾斜盤與所述模型主減速器之間設(shè)有平移關(guān)節(jié)和兩個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)節(jié)，所述模型旋翼支臂上對(duì)應(yīng)所述旋翼支臂連接所述變距拉桿的位置設(shè)有上連接點(diǎn)，所述模型旋轉(zhuǎn)傾斜盤上對(duì)應(yīng)所述旋轉(zhuǎn)傾斜盤連接所述變距拉桿的位置設(shè)有下連接點(diǎn)；機(jī)器人仿真模塊，所述機(jī)器人仿真模塊用于導(dǎo)入所述孿生模型進(jìn)行仿真模擬且適于對(duì)所述孿生模型的所述轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)節(jié)和所述平移關(guān)節(jié)進(jìn)行控制以模擬所述孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)；多個(gè)測(cè)量工裝，多個(gè)所述測(cè)量工裝分別設(shè)在所述主旋翼結(jié)構(gòu)的多個(gè)所述旋翼支臂上；激光跟蹤儀，所述激光跟蹤儀適于檢測(cè)多個(gè)所述測(cè)量工裝以確定多個(gè)所述旋翼支臂的位姿狀態(tài)。

4、根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)，通過設(shè)置激光跟蹤儀和測(cè)量工裝，可以提高測(cè)量的自動(dòng)化程度，提高測(cè)量效率，通過設(shè)置孿生模型建立模塊和機(jī)器人仿真模塊，可以利用所述孿生模型建立模塊建立主旋翼結(jié)構(gòu)的孿生模型，在槳距角調(diào)整過程中，可以使用孿生模型代替主旋翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)，減少人工輔助抬升旋翼支臂至測(cè)量位置的步驟，減輕調(diào)節(jié)過程的人工工作量，提高調(diào)節(jié)效率，通過在建立所述孿生模型時(shí)不設(shè)置模型變距拉桿，將主旋翼結(jié)構(gòu)的原有并聯(lián)機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)化為兩個(gè)串聯(lián)機(jī)構(gòu)，可以便于建立統(tǒng)一機(jī)器人描述，便于將孿生模型導(dǎo)入機(jī)器人仿真模塊進(jìn)行模擬，提高基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)的適用性，具有自動(dòng)化程度高、調(diào)節(jié)效率高、適用性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)。

5、另外，根據(jù)本發(fā)明上述實(shí)施例的基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)還可以具有如下附加的技術(shù)特征：

6、根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，多個(gè)所述測(cè)量工裝一一對(duì)應(yīng)地設(shè)在多個(gè)所述旋翼支臂上。

7、根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，多個(gè)所述測(cè)量工裝分別設(shè)在多個(gè)所述旋翼支臂的外端。

8、根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，每個(gè)所述測(cè)量工裝包括兩個(gè)連桿和四個(gè)靶球，兩個(gè)所述連桿相互平行間隔且垂直于所述旋翼支臂的長(zhǎng)度方向設(shè)置，每個(gè)所述連桿的兩端設(shè)有所述靶球，所述激光跟蹤儀適于檢測(cè)所述靶球的位置。

9、根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，所述連桿配合在所述旋翼支臂的槳葉安裝孔內(nèi)。

10、根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，所述激光跟蹤儀為兩個(gè)且在所述主旋翼結(jié)構(gòu)的兩側(cè)相對(duì)設(shè)置。

11、根據(jù)本發(fā)明的第二方面的實(shí)施例提出一種基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)方法，采用根據(jù)本發(fā)明的第一方面的實(shí)施例所述的基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)，包括以下步驟：

12、s1、使用所述激光跟蹤儀建立所述主旋翼結(jié)構(gòu)的測(cè)量場(chǎng)，建立機(jī)身坐標(biāo)系，使用所述激光跟蹤儀檢測(cè)所述檢測(cè)工裝并建立所述測(cè)量工裝的測(cè)量坐標(biāo)系，得到所述測(cè)量坐標(biāo)系在所述機(jī)身坐標(biāo)系下的位姿狀態(tài)以確定所述主旋翼結(jié)構(gòu)的旋翼支臂的位姿狀態(tài)，對(duì)所述主旋翼結(jié)構(gòu)的旋翼旋轉(zhuǎn)平面進(jìn)行擬合；

13、s2、基于所述激光跟蹤儀的檢測(cè)結(jié)果，通過計(jì)算得到所述主旋翼結(jié)構(gòu)的槳距角、揮舞角和旋轉(zhuǎn)角，驅(qū)動(dòng)所述孿生模型的對(duì)應(yīng)平移關(guān)節(jié)和轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)節(jié)使所述孿生模型與所述主旋翼結(jié)構(gòu)的位姿狀態(tài)相同，通過所述孿生模型的所述上連接點(diǎn)和所述下連接點(diǎn)的位置計(jì)算所述主旋翼結(jié)構(gòu)的變距拉桿的當(dāng)前長(zhǎng)度；

14、s3、根據(jù)理論槳距角范圍在所述孿生模型中設(shè)置槳距角，獲得對(duì)應(yīng)槳距角下的變距拉桿的目標(biāo)長(zhǎng)度，計(jì)算由所述當(dāng)前長(zhǎng)度調(diào)節(jié)至所述目標(biāo)長(zhǎng)度的調(diào)節(jié)量，獲得所述調(diào)節(jié)量的目標(biāo)調(diào)節(jié)區(qū)間；

15、s4、若所述目標(biāo)調(diào)節(jié)區(qū)間的端點(diǎn)值異號(hào)，則達(dá)到槳距角期望值，進(jìn)行下一步驟；

16、若所述目標(biāo)調(diào)節(jié)區(qū)間的端點(diǎn)值同號(hào)，根據(jù)所述調(diào)節(jié)量對(duì)所述主旋翼結(jié)構(gòu)的變距拉桿的長(zhǎng)度進(jìn)行調(diào)節(jié)，使用所述激光跟蹤儀對(duì)調(diào)節(jié)后的所述測(cè)量工裝進(jìn)行測(cè)量，將所述主旋翼結(jié)構(gòu)的旋翼支臂的實(shí)際狀態(tài)映射回所述孿生模型，更新所述主旋翼結(jié)構(gòu)的變距拉桿的當(dāng)前長(zhǎng)度，返回至步驟s3；

17、s5、轉(zhuǎn)動(dòng)所述主旋翼結(jié)構(gòu)的旋翼支臂到達(dá)多個(gè)不同位置，使用所述激光跟蹤儀檢測(cè)所述測(cè)量工裝，驗(yàn)證所述主旋翼結(jié)構(gòu)的槳距角和所述孿生模型的槳距角是否符合公差要求范圍，若符合要求，則調(diào)節(jié)結(jié)束，若不符合要求，則返回步驟s2。

18、根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)方法，通過利用根據(jù)本發(fā)明的第一方面的實(shí)施例所述的基于直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)，具有自動(dòng)化程度高、調(diào)節(jié)效率高、適用性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)。

19、根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，步驟s1中，所述對(duì)所述主旋翼結(jié)構(gòu)的旋翼旋轉(zhuǎn)平面進(jìn)行擬合包括：將一個(gè)所述旋翼支臂依次旋轉(zhuǎn)到多個(gè)預(yù)定測(cè)量位置，并將該旋翼支臂頂起至上限位，利用所述激光跟蹤儀測(cè)量所述測(cè)量工裝獲得所述旋轉(zhuǎn)支臂的位姿狀態(tài)，進(jìn)而擬合出以所述主槳轂軸線為中心的圓形運(yùn)動(dòng)軌跡，建立主減速器坐標(biāo)系，以在后續(xù)步驟中進(jìn)行測(cè)量時(shí)通過計(jì)算機(jī)身坐標(biāo)系相對(duì)于主減速器坐標(biāo)系的位姿數(shù)據(jù)消除所述主減速器相對(duì)機(jī)身的偏差。

20、根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，所述預(yù)定測(cè)量位置為四個(gè)且相鄰兩個(gè)所述預(yù)定測(cè)量位置之間轉(zhuǎn)動(dòng)90度。

21、根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，所述激光追蹤儀為兩個(gè)，在步驟s1中，使用所述激光跟蹤儀建立所述主旋翼結(jié)構(gòu)的測(cè)量場(chǎng)后，還包括：統(tǒng)一兩個(gè)所述激光追蹤儀的坐標(biāo)系。

22、本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點(diǎn)將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實(shí)踐了解到。