本發(fā)明涉及飛行器制造，具體而言，涉及一種基于直升機主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)和基于直升機主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)方法。

背景技術：

1、直升機主旋翼槳轂系統(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，通過機械、液壓或電力的方式相互連接，共同實現(xiàn)了直升機的飛行操作。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形成不同的槳距角，標稱的槳距角為支臂達到揮舞上限位時的槳距角。

2、相關技術中的直升機主旋翼系統(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，并使用光學象限儀進行測量與處理，雖然能夠達到精度要求，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)計算生成目標角度，勞動強度大，無法實現(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，實現(xiàn)了角度測量的自動化，但慣性測量傳感器采用微機電器件，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，勞動強度大。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明旨在至少解決現(xiàn)有技術中存在的技術問題之一。為此，本發(fā)明提出一種基于直升機主旋翼系統(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、適用性強等優(yōu)點。

2、本發(fā)明還提出一種基于直升機主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)方法。

3、為實現(xiàn)上述目的，根據(jù)本發(fā)明的第一方面的實施例提出一種基于直升機主旋翼系統(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：主旋翼結構，所述主旋翼結構包括主槳轂、傾斜盤、主減速器、多個旋翼支臂和多個變距拉桿，多個所述旋翼支臂設在所述主槳轂上，所述傾斜盤包括固定傾斜盤和旋轉傾斜盤，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，多個所述變距拉桿的下端均與所述旋轉傾斜盤相連且上端分別與多個所述旋翼支臂相連；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構的孿生模型，所述孿生模型包括與所述主旋翼結構對應的模型主槳轂、模型傾斜盤、模型主減速器和多個模型旋翼支臂，所述模型傾斜盤包括模型固定傾斜盤和模型旋轉傾斜盤，所述模型主減速器和所述模型主槳轂之間設有轉動關節(jié)，每個所述模型旋翼支臂與所述模型主槳轂之間設有兩個轉動關節(jié)，所述模型旋轉傾斜盤與所述模型固定傾斜盤之間設有轉動關節(jié)，所述模型固定傾斜盤與所述模型主減速器之間設有平移關節(jié)和兩個轉動關節(jié)，所述模型旋翼支臂上對應所述旋翼支臂連接所述變距拉桿的位置設有上連接點，所述模型旋轉傾斜盤上對應所述旋轉傾斜盤連接所述變距拉桿的位置設有下連接點；機器人仿真模塊，所述機器人仿真模塊用于導入所述孿生模型進行仿真模擬且適于對所述孿生模型的所述轉動關節(jié)和所述平移關節(jié)進行控制以模擬所述孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)；多個測量工裝，多個所述測量工裝分別設在所述主旋翼結構的多個所述旋翼支臂上；激光跟蹤儀，所述激光跟蹤儀適于檢測多個所述測量工裝以確定多個所述旋翼支臂的位姿狀態(tài)。

4、根據(jù)本發(fā)明實施例的基于直升機主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)系統(tǒng)，通過設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，通過設置孿生模型建立模塊和機器人仿真模塊，可以利用所述孿生模型建立模塊建立主旋翼結構的孿生模型，在槳距角調(diào)整過程中，可以使用孿生模型代替主旋翼結構進行運動，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不設置模型變距拉桿，將主旋翼結構的原有并聯(lián)機構轉化為兩個串聯(lián)機構，可以便于建立統(tǒng)一機器人描述，便于將孿生模型導入機器人仿真模塊進行模擬，提高基于直升機主旋翼系統(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、適用性強等優(yōu)點。

5、另外，根據(jù)本發(fā)明上述實施例的基于直升機主旋翼系統(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特征：

6、根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，多個所述測量工裝一一對應地設在多個所述旋翼支臂上。

7、根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，多個所述測量工裝分別設在多個所述旋翼支臂的外端。

8、根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，每個所述測量工裝包括兩個連桿和四個靶球，兩個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置，每個所述連桿的兩端設有所述靶球，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)明的一個實施例，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)明的一個實施例，所述激光跟蹤儀為兩個且在所述主旋翼結構的兩側相對設置。

11、根據(jù)本發(fā)明的第二方面的實施例提出一種基于直升機主旋翼系統(tǒng)孿生模型的槳距角調(diào)節(jié)方法，采用根據(jù)本發(fā)明的第一方面的實施例所述的基于直升機主旋翼系統(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構的測量場，建立機身坐標系，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系，得到所述測量坐標系在所述機身坐標系下的位姿狀態(tài)以確定所述主旋翼結構的旋翼支臂的位姿狀態(tài)，對所述主旋翼結構的旋翼旋轉平面進行擬合；

13、s2、基于所述激光跟蹤儀的檢測結果，通過計算得到所述主旋翼結構的槳距角、揮舞角和旋轉角，驅動所述孿生模型的對應平移關節(jié)和轉動關節(jié)使所述孿生模型與所述主旋翼結構的位姿狀態(tài)相同，通過所述孿生模型的所述上連接點和所述下連接點的位置計算所述主旋翼結構的變距拉桿的當前長度；

14、s3、根據(jù)理論槳距角范圍在所述孿生模型中設置槳距角，獲得對應槳距角下的變距拉桿的目標長度，計算由所述當前長度調(diào)節(jié)至所述目標長度的調(diào)節(jié)量，獲得所述調(diào)節(jié)量的目標調(diào)節(jié)區(qū)間；

15、s4、若所述目標調(diào)節(jié)區(qū)間的端點值異號，則達到槳距角期望值，進行下一步驟；

16、若所述目標調(diào)節(jié)區(qū)間的端點值同號，根據(jù)所述調(diào)節(jié)量對所述主旋翼結構的變距拉桿的長度進行調(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行測量，將所述主旋翼結構的旋翼支臂的實際狀態(tài)映射回所述孿生模型，更新所述主旋翼結構的變距拉桿的當前長度，返回至步驟s3；

17、s5、轉動所述主旋翼結構的旋翼支臂到達多個不同位置，使用所述激光跟蹤儀檢測所述測量工裝，驗證所述主旋翼結構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)結束，若不符合要求，則返回步驟s2。

18、根據(jù)本發(fā)明實施例的基于直升機主旋翼系統(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)明的第一方面的實施例所述的基于直升機主旋翼系統(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、適用性強等優(yōu)點。

19、根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，步驟s1中，所述對所述主旋翼結構的旋翼旋轉平面進行擬合包括：將一個所述旋翼支臂依次旋轉到多個預定測量位置，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支臂的位姿狀態(tài)，進而擬合出以所述主槳轂軸線為中心的圓形運動軌跡，建立主減速器坐標系，以在后續(xù)步驟中進行測量時通過計算機身坐標系相對于主減速器坐標系的位姿數(shù)據(jù)消除所述主減速器相對機身的偏差。

20、根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述預定測量位置為四個且相鄰兩個所述預定測量位置之間轉動90度。

21、根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述激光追蹤儀為兩個，在步驟s1中，使用所述激光跟蹤儀建立所述主旋翼結構的測量場后，還包括：統(tǒng)一兩個所述激光追蹤儀的坐標系。

22、本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點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)明的實踐了解到。