一种飞行器平衡调参试验台及其调参方法技术

本发明专利技术涉及一种飞行器平衡调参试验台及其调参方法，包括上部涡喷发动机安装平台

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器平衡调参试验台及其调参方法


[0001]本专利技术属于涡喷发动机飞行器试验
、
应用配套用具
，具体为一种飞行器平衡调参试验台及其调参方法，用于涡喷发动机飞行器调试及测试
。

技术介绍

[0002]近年来，随着航空科学技术的发展，涡喷发动机飞行器得到了越来越广泛的应用，与常规无人飞行器相比，涡喷发动机飞行器具有体积小
、
质量轻
、
成本低的优势，无论在军事领域还是民用领域，都有丰富的应用前景
。
[0003]飞行控制是涡喷发动机飞行器的重要组成部分，其中
PID
控制测试
、
调试是无人飞行器研制的重要环节，
PID
控制是一种比较成熟的控制方法，算法相对简单
、
稳定性高且鲁棒性好，尤其在涡喷发动机飞行器起动过程中，
PID
控制是飞行器能够保持平稳的关键
。
[0004]目前，涡喷发动机飞行器试验调试都是将飞行器固定在轴上使飞行器只能绕轴转动，或者将飞行器固定在万向节上进行试验，一定程度上限制了飞行器的运动；安装飞行器时无法改变涡喷发动机的相对位置，飞行器形状只能按默认规格；调试飞行器
PID
参数时必须关闭涡喷发动机，调试结束后继续试验；由于缺少安全防护装置，在飞控失灵或者有外来扰动的情况下，容易发生碰撞
、
跌落等事故，造成人员伤亡和财务损失，具有效率低
、
安全性不足等缺陷r/>。
[0005]一种飞行器平衡调参试验台及调参方法需要满足以下需求：涡喷发动机相对位置可根据实际需要调整，或者可以通过试验方法优化涡喷发动机飞行器机架；减少试验时涡喷发动机飞行器受到的运动限制，同时保证在试验过程中不发生碰撞
、
跌落等事故；
PID
控制参数可在试验过程中调节，同时提供判断
PID
控制参数是否最优的依据；满足涡喷发动机飞行器飞行控制试验需求，要求试验台具有模块化结构
、
安装拆卸简单等特点
。

技术实现思路

[0006]本专利技术针对飞行器调参试验缺乏相应试验台的问题，提出了一种飞行器平衡调参试验台及其调参方法，可以满足涡喷发动机飞行器调参试验涡喷发动机安装自由
、
飞行器运动不受限
、
安全防护
、PID
控制参数实时调整
、PID
控制参数优化判断等需求，实现了涡喷发动机飞行器
PID
参数调试及测试
。
[0007]为实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案：
[0008]一种飞行器平衡调参试验台，包括上部涡喷发动机安装平台
(1)、
中部伸缩支撑及球形节点
(2)、
底部半球形支撑
(3)
；
[0009]所述上部涡喷发动机安装平台
(1)
与中部伸缩支撑及球形节点
(2)
通过连接弹簧
(2
‑
7)
弹性连接，通过液压伸缩杆
(2
‑
1)
与支撑滑槽
(1
‑
4)
滑动连接，中部伸缩支撑及球形节点
(2)
与底部半球形支撑
(3)
通过圆盘限位
(2
‑
6)
与空心圆柱测力限位
(3
‑
2)
滑动连接
。
[0010]本技术方案进一步的优化，所述上部涡喷发动机安装平台
(1)
包括涡喷发动机安装环
(1
‑
1)、
伸缩内杆
(1
‑
2)、
伸缩外杆
(1
‑
3)
和支撑滑槽
(1
‑
4)
；所述涡喷发动机安装环
(1
‑
1)
与伸缩内杆
(1
‑
2)
固定连接，伸缩内杆
(1
‑
2)
可在伸缩外杆
(1
‑
3)
内滑动，从而调整发动机安装环
(1
‑
1)
的位置，达到测试所需的尺寸要求，伸缩外杆
(1
‑
3)
与伸缩内杆
(1
‑
2)
的相对位置可固定
。
[0011]本技术方案进一步的优化，所述中部伸缩支撑及球形节点
(2)
包括液压伸缩杆
(2
‑
1)、
液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)、
伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)、
球形节点
(2
‑
4)、
测力连杆
(2
‑
5)、
圆盘限位
(2
‑
6)
和连接弹簧
(2
‑
7)
；所述液压伸缩杆
(2
‑
1)
可在液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)
内滑动，液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)
底部与伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
连接，液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)
可以伸缩支撑旋转支座开孔圆心为轴转动，液压伸缩杆
(2
‑
1)
顶部可在支撑滑槽
(1
‑
4)
内滑动但不脱离；支撑旋转支座
(2
‑
3)
与球形节点
(2
‑
4)
固定连接，球形节点
(2
‑
4)
底部固定连接测力连杆
(2
‑
5)
，测力连杆底部固定连接圆盘限位
(2
‑
6)
，连接弹簧
(2
‑
7)
下端固定连接于球形节点
(2
‑
4)
，上端固定连接于上部涡喷发动机安装平台
(1)
中心
。
[0012]本技术方案进一步的优化，所述底部半球形支撑
(3)
包括半球形支座
(3
‑
1)、
空心圆柱测力限位
(3
‑
2)、
立面斜撑
(3
‑
3)
和平面斜撑
(3
‑
4)
；所述平面斜撑
(3
‑
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种飞行器平衡调参试验台，其特征在于：包括上部涡喷发动机安装平台
(1)、
中部伸缩支撑及球形节点
(2)、
底部半球形支撑
(3)
；所述上部涡喷发动机安装平台
(1)
与中部伸缩支撑及球形节点
(2)
通过连接弹簧
(2
‑
7)
弹性连接，通过液压伸缩杆
(2
‑
1)
与支撑滑槽
(1
‑
4)
滑动连接，中部伸缩支撑及球形节点
(2)
与底部半球形支撑
(3)
通过圆盘限位
(2
‑
6)
与空心圆柱测力限位
(3
‑
2)
滑动连接
。2.
根据权利要求1所述的飞行器平衡调参试验台，其特征在于：所述上部涡喷发动机安装平台
(1)
包括涡喷发动机安装环
(1
‑
1)、
伸缩内杆
(1
‑
2)、
伸缩外杆
(1
‑
3)
和支撑滑槽
(1
‑
4)
；所述涡喷发动机安装环
(1
‑
1)
与伸缩内杆
(1
‑
2)
固定连接，伸缩内杆
(1
‑
2)
可在伸缩外杆
(1
‑
3)
内滑动，从而调整发动机安装环
(1
‑
1)
的位置，达到测试所需的尺寸要求，伸缩外杆
(1
‑
3)
与伸缩内杆
(1
‑
2)
的相对位置可固定
。3.
根据权利要求1所述的飞行器平衡调参试验台，其特征在于：所述中部伸缩支撑及球形节点
(2)
包括液压伸缩杆
(2
‑
1)、
液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)、
伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)、
球形节点
(2
‑
4)、
测力连杆
(2
‑
5)、
圆盘限位
(2
‑
6)
和连接弹簧
(2
‑
7)
；所述液压伸缩杆
(2
‑
1)
可在液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)
内滑动，液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)
底部与伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
连接，液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)
可以伸缩支撑旋转支座开孔圆心为轴转动，液压伸缩杆
(2
‑
1)
顶部可在支撑滑槽
(1
‑
4)
内滑动但不脱离；支撑旋转支座
(2
‑
3)
与球形节点
(2
‑
4)
固定连接，球形节点
(2
‑
4)
底部固定连接测力连杆
(2
‑
5)
，测力连杆底部固定连接圆盘限位
(2
‑
6)
，连接弹簧
(2
‑
7)
下端固定连接于球形节点
(2
‑
4)
，上端固定连接于上部涡喷发动机安装平台
(1)
中心
。4.
根据权利要求1所述的飞行器平衡调参试验台，其特征在于：所述底部半球形支撑
(3)
包括半球形支座
(3
‑
1)、
空心圆柱测力限位
(3
‑
2)、
立面斜撑
(3
‑
3)
和平面斜撑
(3
‑
4)
；所述平面斜撑
(3
‑
4)
角部与立面斜撑
(3
‑
3)
底部固定连接，立面斜撑
(3
‑
3)
顶部与半球形支座
(3
‑
1)
固定连接，半球形支座
(3
‑
1)
内部为空腔，空腔直径与球形节点
(2
‑
4)
直径相等；测力连杆
(2
‑
5)
直径与通孔
(3
‑
1A)
直径相等，测力连杆
(2
‑
5)
沿通孔
(3
‑
1A)
中心轴线穿入，圆盘限位
(2
‑
6)
直径与空心圆柱测力限位
(3
‑
2)
内径相等，限制中部伸缩支撑及球形节点
(2)
发生摆动，圆盘限位
(2
‑
6)
可在空心圆柱测力限位
(3
‑
2)
内部滑动，圆盘限位
(2
‑
6)
上安装压力传感器，圆盘限位
(2
‑
6)
与半球形支撑
(3
‑
1)
之间沿测力连杆
(2
‑
5)
设置圆柱压缩弹簧
。5.
根据权利要求4所述的飞行器平衡调参试验台，所述半球形支座
(3
‑
1)
轴线处设置通孔
(3
‑
1A)。6.
根据权利要求1‑5任一项所述的一种飞行器平衡调参试验台及其调参方法，其特征在于，包括以下步骤：
S61、
调节伸缩内杆
(1
‑
2)
与伸缩外杆
(1
‑
3)
，改变涡喷发动机安装环
(1
‑
1)
的位置，以适应不同尺寸的飞行器，调节完成后锁死伸缩内杆
(1
‑
2)
与伸缩外杆
(1
‑
3)
，即伸缩内杆
(1
‑
2)
与伸缩外杆
(1
‑
3)
的相对位置固定；
S62、
阶梯式涡喷发动机给油方式，每次给油改变量为涡喷发动机最大给油量的5％，给油量变化过程中液压伸缩杆
(2
‑
1)
处于自由状态，即液压伸缩杆
(2
‑
1)
与液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)
的相对位置可变，伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
角度可变，实时记录液压伸缩杆
(2
‑
1)
长度及伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
角度，当液压伸缩杆
(2
‑
1)
长度为最大长度
10
％～
90
％范围之外且伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
所处位置为最大角度
10
％～
90
％范围之外时，系统报警，同时输出此时总升力及各涡喷发动机推力，以供调试；
S63、
上部涡喷发动机安装平台
(1)
稳定，由于四个涡喷发动机推力不同，出现俯仰角和滚转角，液压伸缩杆
(2
‑
1)
处于锁死状态，即液压伸缩杆
(2
‑
1)
与液压伸缩杆外壳
(2
‑
2)
的相对位置固定，伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
角度固定；
S64、
上部涡喷发动机安装平台
(1)
姿态判定，调节方式分为：
1)
当伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
所处位置为最大角度
10
％～
90
％范围之外时，高于上部涡喷发动机安装平台
(1)
中心的液压伸缩杆
(2
‑
1)
减小长度，低于上部涡喷发动机安装平台
(1)
中心的液压伸缩杆
(2
‑
1)
增加长度；
2)
当液压伸缩杆
(2
‑
1)
长度为最大长度
10
％～
90
％范围之外时，高于上部涡喷发动机安装平台
(1)
中心的伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
向外侧转动，低于上部涡喷发动机安装平台
(1)
中心的伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
向内侧转动；
3)
当伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
所处位置为最大角度
10
％～
90
％范围之内，且液压伸缩杆
(2
‑
1)
长度为最大长度
10
％～
90
％范围之内时，高于上部涡喷发动机安装平台
(1)
中心的液压伸缩杆
(2
‑
1)
减小长度，同时伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
向外侧转动，低于上部涡喷发动机安装平台
(1)
中心的液压伸缩杆
(2
‑
1)
增加长度，同时伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
向内侧转动；
4)
当伸缩支撑旋转支座
(2
‑
3)
所处位置为...

【专利技术属性】
技术研发人员：段峰，田宇，欧阳天雨，张家琛，
申请(专利权)人：南开大学，
类型：发明
国别省市：