專利名稱：一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置及其測量方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置及其測量方法，特別是駕駛員操縱駕駛桿操縱力及位移的測量裝置及其方法，屬于航空工程試驗測試領域。
背景技術：
目前，在飛機駕駛桿力及位移測量中，往往是針對特定的駕駛桿對其進行改造而完成駕駛桿力及位移的測量；或者是設計專門的夾具和連接件，使用通用的拉壓力傳感器測量駕駛桿力，使用角位移傳感器、直線位移傳感器、拉線位移傳感器測量駕駛桿位移，存在以下不足1、對特定的駕駛桿進行改造，需要根據(jù)駕駛桿的結構專門設計完成駕駛桿力測量單元，作為駕駛桿的一部分與駕駛桿組合在一起。對駕駛桿改造的結果可能會影響駕駛桿的強度等原有功能特性，另一方面，改造飛機駕駛桿的工藝復雜，實施難度大，導致成本也很高，且不具有通用性。2、設計專門的夾具和連接件，使用通用的拉壓力傳感器只能完成縱向駕駛桿力測量，需要將這些分散的夾具、連接件和拉壓力傳感器等組裝在一起。上述測量實現(xiàn)中，使用測量傳感器及夾具繁多，縱向和橫向尺寸大，需要占用很大的空間，給現(xiàn)場安裝與使用帶來很大困難。3、對于駕駛桿位移測量，使用角位移傳感器、直線位移傳感器、拉線位移傳感器， 設計專門的傳感器安裝支座并配以專門設計的夾具、連桿傳動機構完成，并將這些分散的夾具、連接件和位移傳感器等組裝在一起。為了提高測量精度和結果的可靠性，要求傳感器和連桿傳動機構精確安裝，以保證機械量可靠、精確地傳遞，從而導致安裝、使用、調(diào)整非常困難。隨著微電子技術、微機械加工技術、自動測量技術、嵌入式技術、微機電系統(tǒng) (MEMS)、壓電技術的興起和發(fā)展，傳感器朝著微型化、功能化的方向不斷發(fā)展，其靈敏度越來越高、輸出帶寬越來越高、抗干擾能力也越來越強。設計一種不需要對飛機駕駛桿進行改造，安裝使用方便，能完成飛機駕駛桿力及位移測量裝置的條件已經(jīng)成熟。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是設計一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置及其測量方法，將傳統(tǒng)的傳感器與測量中的夾具、連接件和施力單元集成在一起，能裝夾在各種形式和尺寸的駕駛桿上；既不需要對駕駛桿進行改造，也不需要設計專門的夾具和連接件，同時，縮小整個測量裝置所占用的空間，能方便地與駕駛桿安裝連接在一起。本發(fā)明的技術方案是一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置由操縱手柄、力信號檢測單元、位移信號檢測單元和安裝連接單元組成，操縱手柄、力信號檢測單元、安裝連接單元和位移信號檢測單元在空間上按“ 1”字型結構組合集成在一起，操縱手柄和安裝連接單元布置在力信號檢測單元的上下兩邊，在安裝連接單元下邊布置位移信號檢測單元；
其中操縱手柄用于施加操縱力，模擬駕駛員操縱，且不改變實際操縱情況，力信號檢測單元和位移信號檢測單元用于檢測操縱過程操縱力和位移的大小，要求所檢測力信號連續(xù)、準確，安裝連接單元用于駕駛桿力及位移測量裝置與駕駛桿的安裝連接，以便于通過對駕駛桿力及位移測量裝置的操作帶動駕駛桿的運動，能間接來操縱駕駛桿。駕駛桿力及位移測量裝置可以是完整的一個整體，將操縱手柄、力信號檢測單元、 安裝連接單元和位移信號檢測單元相互連接，按“1”字型組成。這樣的好處在于不需要單獨操縱手柄、力信號檢測單元、位移信號檢測單元和安裝連接單元，一次完成，整體效果好。當然，操縱手柄、力信號檢測單元、位移信號檢測單元和安裝連接單元也可以是獨立零部件，使用連接件進行連接，組裝在一起成為一個整體。駕駛桿力及位移測量裝置中力信號檢測單元采用“8”字形的框架式結構，由矩形孔與上下兩個圓孔截交形成，其形狀類似一個“啞鈴”，在上下兩個圓孔的內(nèi)表面分別布置有2個應變片，上下兩個圓孔中的4個應變片接成橋路測量垂直于應變梁平面的力，既操縱力的大小。位移信號檢測單元用于測量駕駛桿運動過程中的角度變化，并將角度變化轉(zhuǎn)換為駕駛桿運動的位移，使用傾角測量單元可以省去連桿傳動機構，簡化安裝和調(diào)整。傾角測量單元利用重力或敏感元件對載體傾斜角度的反應，產(chǎn)生相應變化的電信號，從而測量出角度變化，它一般有較穩(wěn)定的零位，可以較準確的測量相對零位的絕對角度，而不是通過積分計算得到，從而在較大程度上避免了誤差積累。本發(fā)明用于飛機駕駛桿操縱力的測試方法包括以下步驟根據(jù)駕駛桿的大小、形狀等使用專門的夾具與安裝連接單元連接，實現(xiàn)駕駛桿力及位移測量裝置與駕駛桿的安裝連接，以便于通過對駕駛桿力及位移測量裝置的操作帶動駕駛桿的運動，來間接操縱駕駛桿；在駕駛桿的運動過程中，實時采集記錄駕駛桿力及位移測量裝置輸出的力和角度，以及將角度轉(zhuǎn)換得到駕駛桿位移；通過操縱手柄施加操縱力，模擬駕駛員操縱，且不改變實際操縱情況。本發(fā)明的優(yōu)選方法進一步包括以下步驟，在縱向駕駛桿力測量中，將測量裝置安裝在駕駛桿與操作人員之間，便于操作人員通過操縱手柄向前推駕駛桿，或者是向后拉駕駛桿。在橫向駕駛桿力測量中，將測量裝置安裝在駕駛桿的左側，便于操作人員通過操縱手柄向左壓駕駛桿，或者是向右拉駕駛桿；當然，也可以將測量裝置安裝在駕駛桿的右側，由操作人員通過操縱手柄向左拉駕駛桿，或者是向右壓駕駛桿。本發(fā)明方法還包括以下步驟由力信號檢測單元和位移信號檢測單元分別檢測操縱過程操縱力和位移的大小，要求所檢測力信號和位移信號連續(xù)、準確。在縱向操縱力的測量中，向前推駕駛桿時，力信號和位移信號輸出為正，向后拉駕駛桿時，力信號和位移信號輸出為負；在橫向操縱力的測量中，向左壓駕駛桿時，力信號和位移信號輸出為正，向右拉駕駛桿時，力信號和位移信號輸出為負。本發(fā)明具有結構緊湊、簡單，空間尺寸小、成本低、工作可靠、測試精度高，符合飛機駕駛桿實際操縱情況，安裝使用調(diào)整方便的特點，適用于各種類型飛機駕駛桿操縱力的測量。
下面結合附圖和實施例對本發(fā)明作詳細描述。


圖1為本發(fā)明組成結構圖。圖2為本發(fā)明一個實施例的組成結構圖。圖3為本發(fā)明力信號檢測單元一個實施例的原理示意圖。圖4為本發(fā)明力信號檢測單元另一實施例的原理示意圖。
具體實施例方式—種飛機駕駛桿力及位移測量裝置組成結構如圖1所示，由操縱手柄[1]、力信號檢測單元[2]、位移信號檢測單元[3]和安裝連接單元[4]組成，操縱手柄[1]、力信號檢測單元[2]、安裝連接單元[4]和位移信號檢測單元[3]在空間上按“1”字型結構組合集成在一起，操縱手柄[1]和安裝連接單元[4]布置在力信號檢測單元[2]的上下兩邊，在安裝連接單元[4]下邊布置位移信號檢測單元[3]；其中操縱手柄[1]用于施加操縱力，模擬駕駛員操縱，且不改變實際操縱情況，力信號檢測單元[2]和位移信號檢測單元[3]用于檢測操縱過程操縱力和位移的大小，要求所檢測力信號連續(xù)、準確，安裝連接單元[4]用于駕駛桿力及位移測量裝置與駕駛桿的安裝連接，以便于通過對駕駛桿力及位移測量裝置的操作帶動駕駛桿的運動，能間接來操縱駕駛桿。駕駛桿力及位移測量裝置中將操縱手柄[1]、力信號檢測單元[2]、安裝連接單元 [4]和位移信號檢測單元[3]，按“1”字型依次相互連接組成，這樣的好處在于不需要單獨操縱手柄[1]、力信號檢測單元[2]、位移信號檢測單元[3]和安裝連接單元W]，一次完成， 整體效果好?；蛘邔⒉倏v手柄[1]、力信號檢測單元[2]、位移信號檢測單元[3]和安裝連接單元[4]設計為獨立零部件，使用連接件進行連接，組裝在一起成為一個整體。駕駛桿力及位移測量裝置中力信號檢測單元[2]采用“8”字形的框架式結構，由矩形孔與上下兩個圓孔截交形成，其形狀類似一個“啞鈴”，在上下兩個圓孔的內(nèi)表面分別布置有2個應變片，上下兩個圓孔中的4個應變片接成橋路測量垂直于應變梁平面的力，既操縱力的大小。位移信號檢測單元[3]用于測量駕駛桿運動過程中的角度變化，并將角度變化轉(zhuǎn)換為駕駛桿運動的位移，使用傾角測量單元可以省去連桿傳動機構，簡化安裝和調(diào)整。傾角測量單元利用重力或敏感元件對載體傾斜角度的反應，產(chǎn)生相應變化的電信號，從而測量出角度變化，它一般有較穩(wěn)定的零位，可以較準確的測量相對零位的絕對角度，而不是通過積分計算得到，從而在較大程度上避免了誤差積累。安裝連接單元[4]為凹陷的環(huán)狀，以便于通過卡環(huán)與駕駛桿的連接固定。操縱手柄[1]的內(nèi)側為多段弧形，外側為整段的圓弧，符合人體工程學，便于手握手柄來施加操縱力。飛機駕駛桿力及位移測量裝置可以采用鋁合金材料、不銹鋼材料，或者是其它彈性材料。
圖2為本發(fā)明一個實施例的組成結構圖。實施例中，將操縱手柄[1]、力信號檢測單元[2]、安裝連接單元[4]和位移信號檢測單元[3]，按“1”字型依次布置，作為一個整體；這樣就不需要單獨操縱手柄[1]、力信號檢測單元[2]、位移信號檢測單元[3]和安裝連接單元W]，一次完成，整體效果好。實施例中安裝連接單元W]為一通孔，以便于通過螺栓與駕駛桿的連接固定。位移信號檢測單元[3]選用JEWELL公司LSRP-90力平衡式伺服傾角傳感器。下面分析力平衡式伺服傾角測量原理。力平衡式伺服傾角傳感器由非接觸位移傳感器、力矩馬達、誤差和放大電路、反饋電路、懸臂質(zhì)量塊五部分組成。懸臂質(zhì)量塊與力矩馬達的電樞連接在一起。非接觸位移傳感器用于檢測質(zhì)量塊的位移量和方向。當整個傳感器發(fā)生傾斜時，懸臂質(zhì)量塊便離開原來的平衡位置，非接觸位移傳感器檢測出該變化后，將位置信號送入誤差和放大電路，一方面?zhèn)鞲衅鬏敵雠c傾角成一定比例的模擬信號；另一方面，該信號經(jīng)反饋電路送入力矩馬達的線圈，此時，力矩馬達會產(chǎn)生一個與懸臂質(zhì)量塊運動方向相反、大小相等的力矩，力圖使懸臂質(zhì)量塊回到原來的平衡位置。這樣經(jīng)過一定的時間后，懸臂質(zhì)量塊就停留在一個新的平衡位置上，這時，傳感器輸出的信號才是真正有效的信號。該輸出信號一般為直流電壓信號， 也可內(nèi)置V/I轉(zhuǎn)換，輸出4 20mA信號。傳感器的輸出無論是電壓或者電流信號，都與用度來表示的角度值成正弦關系。 也就是說，要直接以度、分、秒為計量單位來表示角度值是，必須將傳感器輸出的電壓或電流信號進行反正弦運算。力平衡式伺服傾角傳感器中，力矩電機通常用來感測飛機在允許范圍內(nèi)的角度動作的加速度或傾角的變化。當存在加速度或傾角時，有一個與機械不平衡成一定比例的力矩，產(chǎn)生一個物理輸入，該力矩產(chǎn)生一個角度動作能被一個光學位置傳感器感測。該位置傳感器輸出與一個參考電壓相比較，其差值作為誤差信號輸入伺服放大器。伺服放大器輸出電流送入力矩電機，與原來加速度或傾角力矩方向相反。當輸入一個慣性常量時，力矩電機的角位置與Og時的位置略有不同。伺服放大輸出電流與輸入加速度或輸入傾角的正弦成正比，通過負載電阻測量通過的伺服電流得到一個模擬電壓。本發(fā)明的上述特征可作如下變化，但它們都沒有偏離本發(fā)明的實質(zhì)。如安裝連接單元[4]也可以選擇多個安裝孔，或者是選擇螺栓孔，或者是多個螺栓孔，以便與駕駛桿的連接固定。如位移信號檢測單元[3]除選用JEWELL公司LSRP-90傾角傳感器外，還可以選擇機械式傾角傳感器、氣體擺傾角傳感器、液面(氣泡)類傾角傳感器、石英諧振傾斜儀， 或者是其它廠家的其它類型的伺服傾角傳感器，如VTI Technologies公司的SCA 610、 SCA111T、SCA121T，或者是輝格公司的Models901-45 & 902-45、0717-4304_99傾角傳感器。圖3為本發(fā)明力信號檢測單元一個實施例的原理示意圖。駕駛桿力及位移測量裝置中力信號檢測單元[2]采用懸臂平行梁結構彈性體，該懸臂平行梁有特殊形狀的孔，由矩形孔與上下兩個圓孔截交形成，其形狀類似“啞鈴”，用于力信號的檢測；力信號檢測單元[2]的懸臂平行梁的上部圓孔內(nèi)側面中心分別布置有2個應變片 [5]、W]，下部圓孔內(nèi)側面中心分別布置有2個應變片[7]、[8]，懸臂平行梁兩個圓孔內(nèi)的4個應變片接成橋路測量垂直于應變梁平面的力，既操縱力的大小。圖4為本發(fā)明力信號檢測單元另一個實施例的原理示意圖。駕駛桿力及位移測量裝置中力信號檢測單元[2]采用框架式結構，是2個形狀類似矩形框架，用于力信號的檢測，整個框架分為上下兩部分，由2個互相平行的應變梁 [13]、[14]和與之垂直的3個支撐連接端[15]、[16]、[17]組成，支撐連接端[16]為框架上下兩部分公用部分，上部支撐連接端[15]和下部支撐連接端[17]用于與駕駛桿力及位移測量裝置其它部分的連接；在框架的兩個應變梁[13]、[14]上半部分的內(nèi)側平面中心分別布置有2個應變片、[10]，以及在兩個應變梁[13]、[14]下半部分的內(nèi)側平面中心分別布置有2個應變片 [11]、[12]，框架中的4個應變片接成橋路測量垂直于應變梁平面的力，既操縱力的大小。下面，分析力信號檢測原理。當通過操縱手柄[1]施力時，其作用與X軸平行，力的方向與X方向相反，這時，應變梁[13] [14]產(chǎn)生變形，由于在應變梁[13] [14]的內(nèi)側平面中心分別布置有4個應變片[9]、[10]、[11]、[12]，應變片[9], [11]受到拉伸，而應變片,[12]受到壓縮；反之，當通過操縱手柄[1]施加反向力時，其作用與X軸平行，力的方向與X方向一致，這時，在應變梁[13] [14]的內(nèi)側平面中心分別布置應變片[9], [11]受到壓縮，而應變片[10]、[12]受到拉伸。將上述力信號檢測單元[2]中的4個應變片接成全橋形式，就可以測量操縱手柄 [1]所施加力的大小。
權利要求
1.一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置，其特征在于測量裝置由操縱手柄[1]、力信號檢測單元[2]、位移信號檢測單元[3]和安裝連接單元[4]組成，操縱手柄[1]、力信號檢測單元[2]、安裝連接單元[4]和位移信號檢測單元[3]在空間上按“1”字型結構組合集成在一起，操縱手柄[1]和安裝連接單元[4]布置在力信號檢測單元[2]的上下兩邊，在安裝連接單元[4]下邊布置位移信號檢測單元[3]；其中操縱手柄[1]用于施加操縱力，模擬駕駛員操縱，且不改變實際操縱情況，力信號檢測單元[2]和位移信號檢測單元[3]用于檢測操縱過程操縱力和位移的大小，要求所檢測力信號連續(xù)、準確，安裝連接單元[4]用于駕駛桿力及位移測量裝置與駕駛桿的安裝連接，以便于通過對駕駛桿力及位移測量裝置的操作帶動駕駛桿的運動，能間接來操縱駕駛桿。
2.根據(jù)權利要求1所述的一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置，其特征在于將操縱手柄 [1]、力信號檢測單元[2]、安裝連接單元[4]和位移信號檢測單元[3]，按“1”字型依次布置，作為一個整體。
3.根據(jù)權利要求1所述的一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置，其特征在于駕駛桿力及位移測量裝置中力信號檢測單元[2]采用懸臂平行梁結構彈性體，該懸臂平行梁有特殊形狀的孔，由矩形孔與上下兩個圓孔截交形成，其形狀類似“啞鈴”，用于力信號的檢測；力信號檢測單元[2]的懸臂平行梁的上部圓孔內(nèi)側面中心分別布置有2個應變片[5]、 W]，下部圓孔內(nèi)側面中心分別布置有2個應變片[7]、[8]，懸臂平行梁兩個圓孔內(nèi)的4個應變片接成橋路測量垂直于應變梁平面的力，既操縱力的大小。
4.根據(jù)權利要求1所述的一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置，其特征在于駕駛桿力及位移測量裝置中力信號檢測單元[2]采用框架式結構，是2個形狀類似矩形框架，用于力信號的檢測，整個框架分為上下兩部分，由2個互相平行的應變梁[13]、[14]和與之垂直的3 個支撐連接端[15]、[16]、[17]組成，支撐連接端[16]為框架上下兩部分公用部分，上部支撐連接端[15]和下部支撐連接端[17]用于與駕駛桿力及位移測量裝置其它部分的連接；在框架的兩個應變梁[13]、[14]上半部分的內(nèi)側平面中心分別布置有2個應變片[9]、 [10]，以及在兩個應變梁[13]、[14]下半部分的內(nèi)側平面中心分別布置有2個應變片[11]、 [12]，框架中的4個應變片接成橋路測量垂直于應變梁平面的力，既操縱力的大小。
5.根據(jù)權利要求1所述的一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置，其特征在于位移信號檢測單元[3]用于測量駕駛桿運動過程中的角度變化，并將角度變化轉(zhuǎn)換為駕駛桿運動的位移。
6.一種飛機駕駛桿力及位移測量方法，其特征在于根據(jù)駕駛桿的大小、形狀等使用專門的夾具與安裝連接單元連接，實現(xiàn)駕駛桿力及位移測量裝置與駕駛桿的安裝連接，以便于通過對駕駛桿力及位移測量裝置的操作帶動駕駛桿的運動，來間接操縱駕駛桿；在駕駛桿的運動過程中，實時采集記錄駕駛桿力及位移測量裝置輸出的力和角度，以及將角度轉(zhuǎn)換得到駕駛桿位移；通過操縱手柄施加操縱力，模擬駕駛員操縱，且不改變實際操縱情況。
7.根據(jù)權利要求6所述飛機駕駛桿力及位移測量方法，其特征在于在縱向駕駛桿力測量中，將測量裝置安裝在駕駛桿與操作人員之間，便于操作人員通過操縱手柄向前推駕駛桿，或者是向后拉駕駛桿。
8.根據(jù)權利要求6所述飛機駕駛桿力及位移測量方法，其特征在于在橫向駕駛桿力測量中，將測量裝置安裝在駕駛桿的左側，便于操作人員通過操縱手柄向左壓駕駛桿，或者是向右拉駕駛桿；當然，也可以將測量裝置安裝在駕駛桿的右側，由操作人員通過操縱手柄向左拉駕駛桿，或者是向右壓駕駛桿。
9.根據(jù)權利要求6所述飛機駕駛桿力及位移測量方法，其特征在于由力信號檢測單元和位移信號檢測單元分別檢測操縱過程操縱力和位移的大小。
10.根據(jù)權利要求6所述飛機駕駛桿力及位移測量方法，其特征在于在縱向操縱力的測量中，向前推駕駛桿時，力信號和位移信號輸出為正，向后拉駕駛桿時，力信號和位移信號輸出為負；在橫向操縱力的測量中，向左壓駕駛桿時，力信號和位移信號輸出為正，向右拉駕駛桿時，力信號和位移信號輸出為負。
全文摘要
一種飛機駕駛桿力及位移測量裝置及其測量方法，屬于航空工程試驗測試領域。其特征在于測量裝置由操縱手柄、力信號檢測單元、位移信號檢測單元和安裝連接單元組成，操縱手柄、力信號檢測單元、位移信號檢測單元和安裝連接單元在空間上按“1”字型結構組合集成在一起，力信號檢測單元和位移信號檢測單元分布在安裝連接單元的上下兩邊，測量裝置通過安裝連接單元與駕駛桿連接，通過操縱手柄施加力到駕駛桿并操縱其運動，操縱力和位移的大小通過力信號檢測單元和位移信號檢測單元測量。本發(fā)明具有結構緊湊、簡單，空間尺寸小、成本低、工作可靠、測試精度高，安裝使用調(diào)整方便的特點，適用于各種類型飛機駕駛桿操縱力及位移的測量。
文檔編號G01L5/22GK102252796SQ20111011200
公開日2011年11月23日 申請日期2011年4月22日 優(yōu)先權日2011年4月22日
發(fā)明者支怡 申請人:支怡