CN112762883B - 一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法，包括：在与襟缝翼传动线系末端旋转作动器上安装齿轮减速机构和角位移传感器，形成测量装置，通过检测传动线系扭力杆的旋转角度来实现襟缝翼舵面的偏转角度的测量，具体地，检测角位移传感器的输出电压，且至少根据所检测输出电压获得所述襟缝翼舵面偏转角度。本发明提供的测量方法可以实现对大型飞机的襟缝翼舵面偏转角度的测量，本发明的技术方案采用角位移传感器和齿轮减速机构作为基本测量部件，解决了常规测量方法，由于飞机机体结构复杂、舵面运动形式多样、空间布局受限等因素无法采用角位移传感器或线位移传感器等常规方法直接测量舵面偏角的问题，设计简单、有效，通用性好。
Description
技术领域
本发明涉及但不限于航空测试技术领域，尤指一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法。
背景技术
对于大型军、民用飞机来说，高升力控制***已成为必不可少的组成部分，一个高可靠性和安全性的高升力控制***对飞机的操纵性能和飞行安全有着关键的作用。高升力控制分***要实现闭环控制、位置显示和故障监控等功能，这就离不开对襟缝翼舵面偏转角度的测量，因此襟缝翼舵面偏转角度信号的检测显得至关重要。
大型飞机由于其飞机襟缝翼结构复杂、运动形式多样、空间布局受限等因素，常规用于小型飞机、以及舵面偏转角度非常小飞机中的测量方式，比如直接安装角位移传感器、线位移传感器、拉绳式位移传感器、接近式传感器，亦或四连杆与角位移传感器组合式等测量方式，都无法实现大型飞机中襟缝翼舵面偏转角度的测量。
发明内容
本发明的目的是：本发明实施例提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法，以解决现有襟缝翼舵面偏转角度的测量方式，对襟缝翼结构复杂、运动形式多样、空间布局受限的大型飞机，无法实现测量的问题。
本发明的技术方案是：本发明实施例提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，包括：旋转作动器1，齿轮减速机构2和角位移传感器3；
其中，所述旋转作动器1与襟缝翼舵面4相连接、且其前端安装于所述襟缝翼传动线系末端的旋转作动器，所述旋转作动器1的后端安装齿轮减速机构2，所述角位移传感器3与齿轮减速机构2连接；
所述旋转作动器1，用于根据高升力控制***的控制，驱动襟缝翼舵面4执行指定角度的偏转；
所述齿轮减速机构2，用于将其前端旋转作动器1的转动进行减速后，传递到其后端的角位移传感器3上，并带动角位移传感器3以减速后的转动角度进行转动；
所述角位移传感器3，用于将其转动角度转换为输出电压后传输给所述高升力控制***；
所述高升力控制***，用于至少根据所接收的角位移传感器3的输出电压获得所述襟缝翼舵面4的偏转角度。
本发明实施例还提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，包括：
步骤1，在旋转作动器1的后端安装齿轮减速机构2，并将角位移传感器3与齿轮减速机构连接，以形成如权利要求1所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，所述旋转作动器1为安装于所述襟缝翼传动线系末端的旋转作动器；
步骤2，通过高升力控制***向旋转作动器1发送控制指令，使得旋转作动器1驱动襟缝翼舵面4执行指定角度的偏转；
步骤3，角位移传感器3将通过齿轮减速机构2减速后的转动角度转换为输出电压后，传输给所述高升力控制***；
步骤4，所述高升力控制***至少根据所接收的输出电压获得所述襟缝翼舵面4的偏转角度。
可选地，如上所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法中，所述步骤4所获得的襟缝翼舵面4的偏转角度与所安装的角位移传感器3输出电压成正比，所述襟缝翼舵面4的偏转角度表示为：
α＝U*f(k1，k2，k3)；
其中，α表示所述襟缝翼舵面4的偏转角度，U表示所述角位移传感器3的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器1的旋转角度和所述襟缝翼舵面4偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构2的减速度比，k3表示所述角位移传感器3的梯度。
可选地，如上所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法中，所述步骤4所获得的襟缝翼舵面4的偏转角度与所安装的角位移传感器3梯度成反比，所述襟缝翼舵面4的偏转角度表示为：
α＝f(U，k1，k2)/k3；
其中，α表示所述襟缝翼舵面4的偏转角度，U表示所述角位移传感器3的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器1的旋转角度和所述襟缝翼舵面4偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构2的减速度比，k3表示所述角位移传感器3的梯度。
可选地，如上所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法中，所述步骤4所获得的所述襟缝翼舵面4的偏转角度与所安装的齿轮减速机构2的减速比成正比，所述襟缝翼舵面4的偏转角度表示为：
α＝k2*f(U，k1，k3)；
其中，α表示所述襟缝翼舵面4的偏转角度，U表示所述角位移传感器3的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器1的旋转角度和所述襟缝翼舵面4偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构2的减速度比，k3表示所述角位移传感器3的梯度。
可选地，如上所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法中，所述步骤4所获得的所述襟缝翼舵面4的偏转角度与所述旋转作动器1的旋转角度和所述襟缝翼舵面4的偏转角度的比例因子比成反比，所述襟缝翼舵面4的偏转角度表示为：
α＝f(U，k2，k3)/k1；
其中，α表示所述襟缝翼舵面4的偏转角度，U表示所述角位移传感器3的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器1的旋转角度和所述襟缝翼舵面4偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构2的减速度比，k3表示所述角位移传感器3的梯度。
可选地，如上所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法中，根据所述襟缝翼舵面4的偏转角度分别与角位移传感器3输出电压、角位移传感器3梯度、齿轮减速机构2的减速比、或者所述比例因子的比例关系，估计出所述襟缝翼舵面4的偏转角度。
可选地，如上所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法中，所述步骤4所获得的所述襟缝翼舵面4的偏转角度为：
其中，α表示所述襟缝翼舵面4的偏转角度，U表示所述角位移传感器3的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器1的旋转角度和所述襟缝翼舵面4偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构2的减速度比，k3表示所述角位移传感器3的梯度。
本发明的优点是：本发明实施例提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法，通过在与襟缝翼传动线系末端旋转作动器的后端安装齿轮减速机构，并将角位移传感器与齿轮减速机构连接，从而通过检测角位移传感器的输出电压，并且至少根据所检测输出电压可以获得襟缝翼舵面偏转角度。采用本发明的技术方案能够实现对例如大型飞机襟缝翼舵面偏转角度的测量，本发明的技术方案采用角位移传感器和齿轮减速机构作为基本测量部件，克服常规测量方法无法测量机体结构复杂、运动形式多样及空间布局受限的襟缝翼舵面偏转角度的不足，且设计简单，有效，能够准确测量襟缝翼舵面的偏转角度。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的一种襟缝翼舵面偏转角度的测量方法的流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。下面结合说明书附图对本公开作进一步详细描述，请参考图1和图2。
图1为本发明实施例提供的一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置的结构示意图。如图1所示，本发明实施例提供的襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，可以包括：旋转作动器1，齿轮减速机构2和角位移传感器3。
如图1所示襟缝翼舵面偏转角度的测量装置的结构中，旋转作动器1与襟缝翼舵面4相连接、且其前端安装于襟缝翼传动线系末端的旋转作动器，旋转作动器1的后端安装齿轮减速机构2，角位移传感器3与齿轮减速机构2连接。
基于本发明实施例中旋转作动器1、齿轮减速机构2、角位移传感器3的安装关系，以及旋转作动器1与襟缝翼舵面4的连接方式。本发明实施例提供的测量装置中的旋转作动器1的作用为：根据高升力控制***的控制，驱动襟缝翼舵面4执行指定角度的偏转；
本发明实施例中齿轮减速机构2的作用为：将其前端旋转作动器1的转动进行减速后，传递到其后端的角位移传感器3上，并带动角位移传感器3以减速后的转动角度进行转动。
本发明实施例中角位移传感器3的作用为：将其转动角度转换为输出电压后传输给高升力控制***。
本发明实施例中的高升力控制***，至少根据所接收的角位移传感器3的输出电压获得襟缝翼舵面4的偏转角度。
基于本发明实施例提供的襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，本发明实施例还提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，如图2所示，为本发明实施例提供的一种襟缝翼舵面偏转角度的测量方法的流程图，该测量方法包括如下步骤：
步骤1，在旋转作动器的后端安装齿轮减速机构，并将角位移传感器与齿轮减速机构连接，从而形成本发明上述实施例中的襟缝翼舵面偏转角度的测量装置。
需要说明的是，本发明实施例中的旋转作动器为安装于襟缝翼传动线系末端的特定旋转作动器。
步骤2，通过高升力控制***向旋转作动器发送控制指令，使得旋转作动器驱动襟缝翼舵面执行指定角度的偏转；
步骤3，角位移传感器将通过齿轮减速机构减速后的转动角度转换为输出电压后，传输给所述高升力控制***；
步骤4，高升力控制***检测角位移传感器的输出电压，以至少根据所检测输出电压获得所述襟缝翼舵面偏转角度。
在本发明的一个实施例中，所测襟缝翼舵面的偏转角度可以与所安装的角位移传感器的输出电压成正比；在具体实现中，襟缝翼舵面4的偏转角度表示为：α＝U*f(k1，k2，k3)。
在本发明的另一个实施例中，所测襟缝翼舵面的偏转角度可以与所安装的齿轮减速机构的减速比成正比；在具体实现中，襟缝翼舵面4的偏转角度表示为：α＝k2*f(U，k1，k3)。
在本发明的又一个实施例中，所测襟缝翼舵面的偏转角度可以与襟缝翼传动线系末端旋转作动器的旋转角度和襟缝翼舵面的偏转角度的比例因子成反比；在具体实现中，襟缝翼舵面4的偏转角度表示为：
α＝f(U，k2，k3)/k1。
在本发明的再一个实施例中，所测襟缝翼舵面的偏转角度可以与所安装的角位移传感器的梯度成反比；在具体实现中，襟缝翼舵面4的偏转角度表示为：
α＝f(U，k1，k2)/k3。
在本发明的一个具体实施例中，可以用
来计算所测襟缝翼舵面的偏转角度。
需要说明的是，上述用于计算襟缝翼舵面的偏转角度的关系式或公式中，α表示襟缝翼舵面的偏转角度，U表示角位移传感器的输出电压，k1表示襟缝翼传动线系末端旋转作动器的旋转角度和襟缝翼舵面偏转角度的比例因子，k2表示齿轮减速机构的减速度比，k3表示角位移传感器的梯度。
本发明实施例提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法，通过在与襟缝翼传动线系末端旋转作动器的后端安装齿轮减速机构，并将角位移传感器与齿轮减速机构连接，从而通过检测角位移传感器的输出电压，并且至少根据所检测输出电压可以获得襟缝翼舵面偏转角度。采用本发明的技术方案能够实现对例如大型飞机襟缝翼舵面偏转角度的测量，本发明的技术方案采用角位移传感器和齿轮减速机构作为基本测量部件，克服常规测量方法无法测量机体结构复杂、运动形式多样及空间布局受限的襟缝翼舵面偏转角度的不足，且设计简单，有效，能够准确测量襟缝翼舵面的偏转角度。
以下通过一个具体实施示例对本发明实施例提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法的实施方式进行说明。
如图1所示，以飞机襟缝翼偏转角度的测量为例，本发明的具体实施示例提供的襟缝翼舵面偏转角度测量方法，包括以下步骤：
步骤一、在驱动襟缝翼收放的旋转作动器1上安装齿轮减速机构2，然后再齿轮减速机构2的另一端安装角位移传感器3，从而形成测量装置，如图1所示。
这里，随着旋转作动器1内部传动轴旋转，驱动襟缝翼舵面4收放的同时，也带动后端的齿轮减速机构2和角位移传感器3一起转动。根据本实施示例的舵面偏转角度测量方法，接下来可以检测角位移传感器3的输出电压，然后至少根据所检测的输出电压获得舵面偏转角度。
例如，在一个实施例中，所测襟缝翼舵面4的偏转角度与角位移传感器3的输出电压成正比，所得到的襟缝翼舵面4的偏转角度具体可以表示为：α＝k2*f(U，k1，k3)。
除与所检测的输出电压有关之外，在不同的实施例中，还可以根据以下内容中一个或多个来确定襟缝翼舵面4偏转角度，例如但不限于：
例如，在另一个实施例中，所测襟缝翼舵面4的偏转角度可以与齿轮减速机构2的减速比成正比，所得到的襟缝翼舵面4的偏转角度具体可以表示为：
α＝k2*f(U，k1，k3)；
例如，在又一个实施例中，所测襟缝翼舵面4的偏转角度可以与襟缝翼传动线系末端旋转作动器1的旋转角度和襟缝翼舵面4偏转角度的比例因子成反比，所得到的襟缝翼舵面4的偏转角度具体可以表示为：
α＝f(U，k2，k3)/k1；
例如，在又一个实施例中，所测襟缝翼舵面4的偏转角度可以与角位移传感器3的梯度成反比，所得到的襟缝翼舵面4的偏转角度具体可以表示为：
α＝f(U，k1，k2)/k3。
下面继续根据图1中的原理图来说明根据所检测的角位移传感器的输出电压获得舵面偏转角度的原理。
首先，当襟缝翼舵面偏转任意一个角度α时，根据襟缝翼传动线系末端旋转作动器的旋转角度和襟缝翼舵面偏转角度比例关系，可知：
β＝α*k1； (1)
式(1)中：
α：为襟缝翼舵面的偏转角度；
β：为襟缝翼传动线系末端旋转作动器的旋转角度；
k1：为襟缝翼传动线系末端旋转作动器的旋转角度和襟缝翼舵面偏转角度的比例因子。
襟缝翼传动线系末端旋转作动器1的旋转角度通过齿轮减速机构2减速后，传递给角位移传感器，进而得出：
式(2)中：
γ：为角位移传感器的旋转角度；
k2：为齿轮减速机构的减速比。
根据角位移传感器3工作原理可知：
U＝γ*k3； (3)
式(3)中：
U：为角位移传感器输出电压；
k3：为角位移传感器梯度。
将(1)式代入(2)式，得
将(4)式代入(3)式，整理可得襟缝翼舵面的偏转角度为：
由推理所得的式(5)可知，舵面的偏转角度α可以与角位移传感器的输出电压成正比；可以与齿轮减速机构的减速比成正比；可以与襟缝翼传动线系末端旋转作动器的旋转角度和襟缝翼舵面的偏转角度的比例因子成反比；并且可以与角位移传感器的梯度成反比。因而，在测量到角位移传感器输出电压U的情况下，可以按照上述正比或反比关系来计算(估计)襟缝翼舵面偏转角度。可选择地，在一个实施例中，可以直接用式(5)来获得该舵面偏转角度。
根据本公开的襟缝翼舵面偏转角度测量方法能够实现对例如大型飞机襟缝翼舵面偏转角度的测量，克服常规测量方法无法测量机体结构复杂、运动形式多样及空间布局受限的襟缝翼舵面偏转角度的不足，且设计简单，有效，能够准确测量襟缝翼舵面的偏转角度。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。
Claims (8)
1.一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，其特征在于，应用于大型飞机襟缝翼舵面偏转角度的测量，所述测量装置包括：旋转作动器(1)，齿轮减速机构(2)和角位移传感器(3)；
其中，所述旋转作动器(1)与襟缝翼舵面(4)相连接、且其前端安装于所述襟缝翼传动线系末端的旋转作动器，所述旋转作动器(1)的后端安装齿轮减速机构(2)，所述角位移传感器(3)与齿轮减速机构(2)连接；
所述旋转作动器(1)，用于根据高升力控制***的控制，驱动襟缝翼舵面(4)执行指定角度的偏转；
所述齿轮减速机构(2)，用于将其前端旋转作动器(1)的转动进行减速后，传递到其后端的角位移传感器(3)上，并带动角位移传感器(3)以减速后的转动角度进行转动；
所述角位移传感器(3)，用于将其转动角度转换为输出电压后传输给所述高升力控制***；
所述高升力控制***，用于至少根据所接收的角位移传感器(3)的输出电压获得所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度；
其中，所述至少根据所接收的角位移传感器(3)的输出电压获得所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度具有以下至少一项比例关系：
所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度与所安装的角位移传感器(3)输出电压成正比；
所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度与所安装的角位移传感器(3)梯度成反比；
所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度与所安装的齿轮减速机构(2)的减速比成正比；
所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度与所述旋转作动器(1)的旋转角度和所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度的比例因子比成反比。
2.一种襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，其特征在于，包括：
步骤1，在旋转作动器(1)的后端安装齿轮减速机构(2)，并将角位移传感器(3)与齿轮减速机构连接，以形成如权利要求1所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，所述旋转作动器(1)为安装于所述襟缝翼传动线系末端的旋转作动器；
步骤2，通过高升力控制***向旋转作动器(1)发送控制指令，使得旋转作动器(1)驱动襟缝翼舵面(4)执行指定角度的偏转；
步骤3，角位移传感器(3)将通过齿轮减速机构(2)减速后的转动角度转换为输出电压后，传输给所述高升力控制***；
步骤4，所述高升力控制***至少根据所接收的输出电压获得所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度。
3.根据权利要求2所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，其特征在于，所述步骤4所获得的襟缝翼舵面(4)的偏转角度与所安装的角位移传感器(3)输出电压成正比，所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度表示为：
α＝U*f(k1，k2，k3)；
其中，α表示所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度，U表示所述角位移传感器(3)的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器(1)的旋转角度和所述襟缝翼舵面(4)偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构(2)的减速度比，k3表示所述角位移传感器(3)的梯度。
4.根据权利要求2所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，其特征在于，所述步骤4所获得的襟缝翼舵面(4)的偏转角度与所安装的角位移传感器(3)梯度成反比，所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度表示为：
α＝f(U，k1，k2)/k3；
其中，α表示所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度，U表示所述角位移传感器(3)的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器(1)的旋转角度和所述襟缝翼舵面(4)偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构(2)的减速度比，k3表示所述角位移传感器(3)的梯度。
5.根据权利要求2所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，其特征在于，所述步骤4所获得的所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度与所安装的齿轮减速机构(2)的减速比成正比，所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度表示为：
α＝k2*f(U，k1，k3)；
其中，α表示所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度，U表示所述角位移传感器(3)的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器(1)的旋转角度和所述襟缝翼舵面(4)偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构(2)的减速度比，k3表示所述角位移传感器(3)的梯度。
6.根据权利要求2所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，其特征在于，所述步骤4所获得的所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度与所述旋转作动器(1)的旋转角度和所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度的比例因子比成反比，所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度表示为：
α＝f(U，k2，k3)/k1；
其中，α表示所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度，U表示所述角位移传感器(3)的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器(1)的旋转角度和所述襟缝翼舵面(4)偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构(2)的减速度比，k3表示所述角位移传感器(3)的梯度。
7.根据权利要求2～6中任一项所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，其特征在于，根据所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度分别与角位移传感器(3)输出电压、角位移传感器(3)梯度、齿轮减速机构(2)的减速比、或者所述比例因子的比例关系，估计出所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度。
8.根据权利要求2～6中任一项所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，其特征在于，所述步骤4所获得的所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度为：
其中，α表示所述襟缝翼舵面(4)的偏转角度，U表示所述角位移传感器(3)的输出电压，k1表示所述襟缝翼传动线系末端旋转作动器(1)的旋转角度和所述襟缝翼舵面(4)偏转角度的比例因子，k2表示所述齿轮减速机构(2)的减速度比，k3表示所述角位移传感器(3)的梯度。
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