一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法制造方法及图纸

本发明专利技术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。本发明专利技术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，本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】
一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法
本专利技术涉及但不限于航空测试
，尤指一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法。
技术介绍
对于大型军、民用飞机来说，高升力控制系统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系统对飞机的操纵性能和飞行安全有着关键的作用。高升力控制分系统要实现闭环控制、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。
技术实现思路
本专利技术的目的是：本专利技术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。本专利技术的技术方案是：本专利技术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系统的控制，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系统；所述高升力控制系统，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。本专利技术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，通过高升力控制系统向旋转作动器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系统；步骤4，所述高升力控制系统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。本专利技术的优点是：本专利技术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。采用本专利技术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，本专利技术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专利技术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专利技术的技术方案，并不构成对本专利技术技术方案的限制。图1为本专利技术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为本专利技术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专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本专利技术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。本专利技术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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，其特征在于，包括：旋转作动器(1)，齿轮减速机构(2)和角位移传感器(3)；/n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；/n所述旋转作动器(1)，用于根据高升力控制系统的控制，驱动襟缝翼舵面(4)执行指定角度的偏转；/n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；/n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系统；/n所述高升力控制系统，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。/n

【技术特征摘要】
1.一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，其特征在于，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系统的控制，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系统；
所述高升力控制系统，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。


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，通过高升力控制系统向旋转作动器(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系统；
步骤4，所述高升力控制系统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...

【专利技术属性】
技术研发人员：王贵，卢丽川，宋昱寰，高如钢，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61