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，不同的旋翼揮舞角將對應(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)的槳距角的測量方法，采用人工多次輔助抬升旋翼支臂至槳距角測量位置，并使用光學(xué)象限儀進(jìn)行測量與處理，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，勞動強(qiáng)度大，無法實(shí)現(xiàn)全自動化。

3、為此，部分槳距角測量方法采用慣性測量傳感器，實(shí)現(xiàn)了角度測量的自動化，但慣性測量傳感器采用微機(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)動關(guān)節(jié)，所述模型旋翼支臂上對應(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所述孿生模型的所述轉(zhuǎn)動關(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)測量工裝，多個(gè)所述測量工裝分別設(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多個(gè)所述測量工裝以確定多個(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)置激光跟蹤儀和測量工裝，可以提高測量的自動化程度，提高測量效率，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，減少人工輔助抬升旋翼支臂至測量位置的步驟，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)所述測量工裝一一對應(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)的測量場，建立機(jī)身坐標(biāo)系，使用所述激光跟蹤儀檢測所述檢測工裝并建立所述測量工裝的測量坐標(biāo)系，得到所述測量坐標(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)動所述孿生模型的對應(yīng)平移關(guān)節(jié)和轉(zhuǎn)動關(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，獲得對應(yīng)槳距角下的變距拉桿的目標(biāo)長度，計(jì)算由所述當(dāng)前長度調(diào)節(jié)至所述目標(biāo)長度的調(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，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，根據(jù)所述調(diào)節(jié)量對所述主旋翼結(jié)構(gòu)的變距拉桿的長度進(jìn)行調(diào)節(jié)，使用所述激光跟蹤儀對調(diào)節(jié)后的所述測量工裝進(jìn)行測量，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)前長度，返回至步驟s3；

17、s5、轉(zhuǎn)動所述主旋翼結(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所述測量工裝，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量所述測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)動軌跡，建立主減速器坐標(biāo)系，以在后續(xù)步驟中進(jìn)行測量時(shí)通過計(jì)算機(jī)身坐標(biāo)系相對于主減速器坐標(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)定測量位置為四個(gè)且相鄰兩個(gè)所述預(yù)定測量位置之間轉(zhuǎn)動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)的測量場后，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。