一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统技术方案

本发明专利技术实施例提供了一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，该试验系统的变频柜与驱动电机电连接；驱动电机与飞机主体的减速器连接，飞机主体的飞控计算机与地面监控系统连接；飞机主体的飞控计算机的输出端与数据采集系统的输入端电连接；飞机主体的机架的重心处放置在用于采集飞机主体动力参数的六维传感器的一端部上；六维传感器的另一端部放置在六自由度摇摆台上，且六维传感器的输出的端与数据采集系统的输入端电连接；六自由度摇摆台用于放置安装在试验台架上，且与摇摆台控制柜电连接，摇摆台控制柜的输出端还与所述数据采集系统的输入端电连接。可见，应用本发明专利技术实施例提供的方案能够提高旋翼飞行力学模型的精确度。

A test system for helicopter rotor flight mechanics modeling

【技术实现步骤摘要】
一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统
本专利技术涉及飞机
，特别涉及一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统。
技术介绍
飞机的动力学建模是现代电传飞行控制系统研发中必不可少的关键步骤，为飞机的控制律设计、性能计算以及飞行品质计算提供了理论依据。目前，现有技术中常用的动力学建模方法就是机理分析法。其中，该机理分析法就是通过分析飞机整个飞行系统的运动规律，基于各种力学定律、定理或原理，利用数学方法进行推导，同时，并对飞机做很多先验假设，以构建飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼、旋翼等的动力学模型。可见，应用机理法建立的动力学模型不仅费时费力，同时，还随着初始阶段模型的不确定性和简化模型所产生的误差积累，使得获取的飞机动态特性往往与实际相差甚远，从而导致利用机理法推导出的动力学模型的精确度较低。
技术实现思路
本专利技术实施例的目的在于提供一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，以提高提高旋翼飞行力学模型的精确度。第一方面，本专利技术实施例提供了一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，包括：变频柜、驱动电机、飞机主体、地面监控系统、数据采集系统、六维传感器、六自由度摇摆台和摇摆台控制柜；其中，所述变频柜与所述驱动电机电连接，用于控制所述驱动电机的转速；所述驱动电机与所述飞机主体的减速器连接，用于驱动所述减速器转动；所述飞机主体的飞控计算机的输入端与所述地面监控系统的输入端连接，用于根据所述地面监控系统发送的控制指令，控制所述飞机主体的姿态动作；所述飞机主体的飞控计算机的输出端与所述数据采集系统的输入端电连接，用于输出用于控制所述飞机主体的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息；所述飞机主体的机架的重心处放置在所述六维传感器的一端部上；所述六维传感器的另一端部放置在所述六自由度摇摆台上，用于采集所述飞机主体的动力参数，且所述六维传感器的输出的端与所述数据采集系统的输入端电连接，用于向所述数据采集系统输出采集到的所述飞机主体的动力参数；所述六自由度摇摆台用于放置安装在所述试验台架上，且与所述摇摆台控制柜电连接，其中，所述摇摆台控制柜用于控制所述六自由度摇摆台协助飞机主体模拟在空中飞行的姿态动作；所述摇摆台控制柜的输出端还与所述数据采集系统的输入端电连接，用于向所述数据采集系统发送用于协助所述飞机主体完成飞行任务的姿态信息。本专利技术的一个实施例中，所述试验系统还包括试验台架。本专利技术的一个实施例中，所述试验系统还包括变频柜。本专利技术的一个实施例中，所述试验系统还包括配电柜，用于为所述六自由度摇摆台和所述变频柜供电。本专利技术的一个实施例中，所述试验系统还包括放置电瓶的推车，所述电瓶与所述飞控计算机电连接，用于为所述飞控计算机供电。本专利技术的一个实施例中，所述电瓶还与所述六维传感器电连接，用于为所述六维传感器供电。本专利技术的一个实施例中，所述地面监控系统的输入端还与所述数据采集系统的输出端电连接，用于获取并展示所述数据采集系统采集到的飞控信息、动力参数和姿态信息。本专利技术的一个实施例中，所述地面监控系统还用于展示获取的飞控信息、动力参数和姿态信息。本专利技术的一个实施例中，所述试验系统还包括第一电台和第二电台；其中，所述第一电台安装在所述飞控主体上，所述第二电台安装在所述地面监控系统上，所述地面监控系统和所述飞控计算机能够通过所述第一电台和所述第二电台进行通信。本专利技术的一个实施例中，所述采集数据系统的输出端还用于与所述显示器电连接，用于通过所述显示器屏实时展示采集到的飞控信息、动力参数和姿态信息。本专利技术的一个实施例中，所述飞机主体的旋翼中心距离地面的高度应不低于旋翼直径的预设倍数。本专利技术的一个实施例中，所述试验台架采取菱形钢螺接结构的台架。本专利技术实施例提供的一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，该试验系统的变频柜与驱动电机电连接；驱动电机与飞机主体的减速器连接，飞机主体的飞控计算机与地面监控系统连接，用于根据地面监控系统发送的控制指令，控制飞机主体的姿态动作；飞机主体的飞控计算机的输出端与数据采集系统的输入端电连接，用于输出用于控制飞机主体的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息；飞机主体的机架的重心处放置在六维传感器的一端部上；六维传感器的另一端部放置在六自由度摇摆台上，用于采集飞机主体的动力参数，且六维传感器的输出的端与数据采集系统的输入端电连接，用于向数据采集系统输出采集到的飞机主体的动力参数；六自由度摇摆台用于放置安装在试验台架上，且与摇摆台控制柜电连接，其中，摇摆台控制柜用于控制六自由度摇摆台模拟飞机在空中飞行的姿态动作，摇摆台控制柜的输出端还与所述数据采集系统的输入端电连接，用于向所述数据采集系统发送用于协助所述飞机主体完成飞行任务的姿态信息。可见，相对于现有技术而言，本专利技术实施例提供的方案无需对直升机的飞行运动作太多的机理分析，而是通过模拟无人机在实际场景的飞行运动，获得飞机在各种模拟场景下的参数，以利用这些参数建立旋翼飞行的力学模型，可见，应用本实施例提供的方案所获取的参数更加接近飞机在实飞中的参数，从而利于这些参数所建立的旋翼飞行力学模型，更接近实际场景，进而应用本专利技术实施例提供的方案能够提高旋翼飞行力学模型的精确度。当然，实施本专利技术的任一产品或方法必不一定需要同时达到以上所述的所有优点。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本专利技术实施例提供的一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统的结构示意图；图2为本专利技术实施例提供的一种驱动电机与飞机主体的主控制器连接的结构示意图。其中，1-变频柜、2-驱动电机、3-飞机主体、4-地面监控系统、5-数据采集系统、6-六维传感器、7-六自由度摇摆台、8-摇摆台控制柜、9-试验台架、10-配电柜、11-推车、12-第一电台、13-第二电台、14-皮带、3-1-飞控计算机、3-2-减速器。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面通过具体实施例，对本专利技术进行详细说明。参见图1，图1为本专利技术实施例提供的一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统的结构示意图，该试验系统包括：变频柜1、驱动电机2、飞机主体3、地面监控系统4、数据采集系统5、六维传感器6、六自由度摇摆台7和摇摆台控制柜8；其中，所述变频柜1与所述驱动电机2电连接，用于控制所述驱动电机2的转速；所述驱动电机2与所述飞机主体3的减速器3-本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，其特征在于，包括：变频柜(1)、驱动电机(2)、飞机主体(3)、地面监控系统(4)、数据采集系统(5)、六维传感器(6)、六自由度摇摆台(7)和摇摆台控制柜(8)；/n其中，所述变频柜(1)与所述驱动电机(2)电连接，用于控制所述驱动电机(2)的转速；/n所述驱动电机(2)与所述飞机主体(3)的减速器(3-2)连接，用于驱动所述减速器(3-2)转动；/n所述飞机主体(3)的飞控计算机(3-1)与所述地面监控系统(4)连接，用于根据所述地面监控系统(4)发送的控制指令，控制所述飞机主体(3)的姿态动作；所述飞机主体(3)的飞控计算机(3-1)的输出端与所述数据采集系统(5)的输入端电连接，用于输出用于控制所述飞机主体(3)的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息；所述飞机主体(3)的机架的重心处放置在所述六维传感器(6)的一端部上；/n所述六维传感器(6)的另一端部放置在所述六自由度摇摆台(7)上，用于采集所述飞机主体(3)的动力参数，且所述六维传感器(6)的输出端与所述数据采集系统(5)的输入端电连接，用于向所述数据采集系统(5)输出采集到的所述飞机主体(3)的动力参数；/n所述六自由度摇摆台(7)用于放置安装在所述试验台架上，且与所述摇摆台控制柜(8)电连接，其中，所述摇摆台控制柜(8)用于控制所述六自由度摇摆台(7)协助飞机主体(3)模拟在空中飞行的姿态动作；/n所述摇摆台控制柜(8)的输出端还与所述数据采集系统(5)的输入端电连接，用于向所述数据采集系统(5)发送用于协助所述飞机主体(3)完成飞行任务的姿态信息。/n...

【技术特征摘要】
1.一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，其特征在于，包括：变频柜(1)、驱动电机(2)、飞机主体(3)、地面监控系统(4)、数据采集系统(5)、六维传感器(6)、六自由度摇摆台(7)和摇摆台控制柜(8)；
其中，所述变频柜(1)与所述驱动电机(2)电连接，用于控制所述驱动电机(2)的转速；
所述驱动电机(2)与所述飞机主体(3)的减速器(3-2)连接，用于驱动所述减速器(3-2)转动；
所述飞机主体(3)的飞控计算机(3-1)与所述地面监控系统(4)连接，用于根据所述地面监控系统(4)发送的控制指令，控制所述飞机主体(3)的姿态动作；所述飞机主体(3)的飞控计算机(3-1)的输出端与所述数据采集系统(5)的输入端电连接，用于输出用于控制所述飞机主体(3)的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息；所述飞机主体(3)的机架的重心处放置在所述六维传感器(6)的一端部上；
所述六维传感器(6)的另一端部放置在所述六自由度摇摆台(7)上，用于采集所述飞机主体(3)的动力参数，且所述六维传感器(6)的输出端与所述数据采集系统(5)的输入端电连接，用于向所述数据采集系统(5)输出采集到的所述飞机主体(3)的动力参数；
所述六自由度摇摆台(7)用于放置安装在所述试验台架上，且与所述摇摆台控制柜(8)电连接，其中，所述摇摆台控制柜(8)用于控制所述六自由度摇摆台(7)协助飞机主体(3)模拟在空中飞行的姿态动作；
所述摇摆台控制柜(8)的输出端还与所述数据采集系统(5)的输入端电连接，用于向所述数据采集系统(5)发送用于协助所述飞机主体(3)完成飞行任务的姿态信息。


2.根据权利要求1所述的试验系统，其特征在于，所述试验系统还包括试验台架(9)。


3.根据权利要求...

【专利技术属性】
技术研发人员：于静，郑晓宇，徐祖国，邓海波，郑涛立，田刚印，
申请(专利权)人：深圳联合飞机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：广东;44