专利名称：直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，涉及直升机旋翼桨叶的测试及校准技术。
背景技术：
桨叶挥舞参数是直升机桨叶空气动力和飞行控制等综合作用的最终体现，是最终验证直升机旋翼桨叶设计参数、制造工艺、空气动力理论、飞行控制方法等的主要参数。由于直升机旋翼桨叶动平衡试验是在旋翼高速旋转动态下进行，一直存在着测量难度大、测量精度差的问题，对桨叶挥舞参数的测量技术一直为国内外所关注。我国对于直升机桨叶的动平衡试验技术源自法国，开始采用法国引进的旋翼桨叶动平衡试验台，后研制的也采用法国的技术。直升机旋翼动平衡试验台由主台体、液压传动系统、转速控制系统、桨叶共锥度测量装置、铰链力矩测量装置等部分组成，如图7、8所示。对旋翼桨叶挥舞参数的测量是在户外的动平衡试验台上进行的，对于旋翼桨叶的挥舞高度，采用激光测量方法。测量装置由3路激光发射和接受器组成，3组激光信号，其中2条平行，另I条倾斜一定的角度，3束激光光路锁定一个激光平面，使旋翼上的3片桨叶在旋转状态下能够顺序切割激光光路，如图9。旋翼转动时每一片桨叶分别切割3束激光光路，产生3个脉冲信号，其下降沿又作为精密定时器的控制信号，可以得到每一片桨叶切割3束激光的时间间隔，这样，旋翼每旋转一周会产生9个脉冲信号，加上I个同步控制信号，共有10个以一定时序排列的脉冲信号，如图10。桨叶挥舞锥度参数与激光器的安装尺寸有直接的函数关系，激光器安装在密封的充氮保护罩中，无法准确测量。因为现场的安装尺寸不可能精密测量，而且由于动平衡试验台安装在室外，环境温度等自然环境参数也会导致安装尺寸的变化，因此必须对旋翼桨叶动平衡试验台进行标定，才能保证测量结果的准确可靠。此外，在直升机旋翼桨叶挥舞参数动平衡试验中，激光发射和接收装置安装在轨道上，需要确定测量桨叶截面的位置，现在的方法只能用皮尺大概估算，没有办法准确测量。从法国引进的激光共锥度测量装置在安装时用专用的计量器具通过实验室测量确定空间安装定位参数，之后便一直用安装时的参数计算桨叶的挥舞高度，没有补偿算法，由于桨叶挥舞高度激光测量装置的安装参数变化会引起测量结果的误差。对于测量靶点的定位，只能用刻度尺测量。因此简捷、方便、准确、科学的校准方法是开展直升机旋翼桨叶动态参数校准技术研究的首要任务。
发明内容
本发明为了解决背景技术中的直升机旋翼桨叶动平衡试验校准存在测量结果的误差较大、可靠性差的问题，针对轻型直升机旋翼桨叶动平衡试验的校准问题及上述现有校准技术中存在的不足，提供了一种直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置。
本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是本发明所述直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置包括旋翼桨叶测量子系统；所述旋翼桨叶测量子系统包括直升机旋翼动平衡试验台、三个激光器及信号调理电路、高速CPLD逻辑阵列器件、高速DSP嵌入式数据处理器和PC104微型控制计算机；直升机旋翼动平衡试验台用于驱动旋翼上的三片桨叶(基准桨叶)旋转，使旋翼上的片桨叶在旋转状态下能够顺序切割三个激光器发射的激光光路，旋翼每旋转一周会产生9个激光时序脉冲信号，利用信号调理电路(光电隔离器)取出激光时序脉冲信号后，再利用高速CPLD逻辑阵列器件设计的三个32位计数器测量时序脉冲信号的时间间隔(每一片桨叶切割三束激光的时间间隔)，测量时序脉冲信号的时间间隔后，再通过高速DSP嵌入式数据处理器实时计算桨叶的挥舞和摆振参数，最后在PC104微型控制计算机上显示测量结果；所述装置还包括模拟桨叶标定子系统，模拟桨叶标定子系统包括模拟桨叶主轴、三个模拟桨叶、减速器、伺服电机、伺服驱动控制器、升降机构和底座，三个模拟桨叶由上至下以相同间距安装在模拟桨叶主轴上，每两个模拟桨叶之间的夹角为120°且与基准桨叶的安装角度一致；伺服电机通过减速器与模拟桨叶主轴连接用以驱动模拟桨叶主轴带动三个模拟桨叶旋转，伺服驱动控制器与伺服电机电连接，减速器通过升降机构和底座连接；模拟桨叶以一定的平稳速度扫过直升机旋翼动平衡试验台上的激光光路，并利用旋翼桨叶测量子系统进行测量，旋翼桨叶测量子系统的测量值就是模拟桨叶的高度差，采用溯源到几何量标准的方法来对直升机旋翼动平衡试验台进行校准和标准溯源。本发明的有益效果是本发明涉及直升机旋翼桨叶动平衡试验校准，利用激光器的精密性和可靠性，通过桨叶切割激光光束的非接触测量方法对旋翼桨叶动平衡试验参数进行测量，以高速CPLD可编程逻辑器件和高速DSP数字信号处理器为核心设计脉冲时序测量系统，编制测量程序，测量旋翼桨叶挥舞和摆振特性参数，测量不确定度可达O. 5mm。采用便携式的结构，直升机旋翼桨叶挥舞参数标定装置即模拟桨叶标定子系统设计成便携式结构，利用模拟桨叶来模拟旋翼桨叶的工作状态，现场对直升机旋翼桨叶动平衡试验台进行标定，模拟桨叶设计成升降可调整方式，安装在3束激光组成的测量平面一侧，由精密转台和控制器驱动，模拟桨叶安装位置对测量结果没有影响，该子系统可现场对直升机旋翼桨叶动平衡试验台进行标定，将标定结果溯源到国家长度标准(几何量标准)，保证其准确性和溯源性。本发明对于今后研究和发展直升机旋翼桨叶动平衡试验技术、测量技术和校准调整技术以及新型直升机旋翼的研制都有着非常重要的意义，为新型直升机旋翼桨叶的研制和实验提供计量保障。
图I是本发明的旋翼桨叶测量子系统I的原理示意图(1-7表示基准桨叶)，图2是本发明的模拟桨叶标定子系统2的结构示意图，图3是高速CPLD逻辑阵列器件1-4中的计数器读取的时序图(CPLD计数器时序图)，图4是模拟桨叶顶视图，图5是旋翼桨叶测量子系统装置结构图及软件界面图，图6是模拟桨叶标定子系统现场试验图；图7是直升机旋翼动平衡试验台原理图，图8是动平衡试验台旋翼头图，图9是激光发射器及激光接收器光路图，图10是三片桨叶旋转一周的时间波形图。
具体实施例方式具体实施方式
一如图I 6所示,本实施方式所述的直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，所述装置包括旋翼桨叶测量子系统和模拟桨叶标定子系统两部分；所述旋翼桨叶测量子系统I包括直升机旋翼动平衡试验台1-1、三个激光器1-2及 信号调理电路1-3、高速CPLD逻辑阵列器件1-4、高速DSP嵌入式数据处理器1_5和PC104微型控制计算机1-6 ;直升机旋翼动平衡试验台1-1用于驱动旋翼上的三片桨叶(基准桨叶)旋转，使旋翼上的3片桨叶在旋转状态下能够顺序切割三个激光器1-2发射的激光光路，旋翼每旋转一周会产生9个激光时序脉冲信号，利用信号调理电路1-3 (光电隔离器)取出激光时序脉冲信号后，再利用高速CPLD逻辑阵列器件1-4设计的三个32位计数器测量时序脉冲信号的时间间隔(每一片桨叶切割三束激光的时间间隔)，测量时序脉冲信号的时间间隔后，再通过高速DSP嵌入式数据处理器1-5实时计算桨叶的挥舞和摆振参数，最后在PC104计算机上显示测量结果；模拟桨叶标定子系统2包括模拟桨叶主轴2-1、三个模拟桨叶2-2、减速器2_3、伺服电机2-4、伺服驱动控制器2-5、升降机构2-6和底座2-7，三个模拟桨叶2_2由上至下以相同间距安装在模拟桨叶主轴2-1上，每两个模拟桨叶2-2之间的夹角为120°且与基准桨叶的安装角度一致；伺服电机2-4通过减速器2-3与模拟桨叶主轴2-1连接用以驱动模拟桨叶主轴2-1带动三个模拟桨叶2-2旋转，伺服驱动控制器2-5与伺服电机2-4电连接，减速器2-3通过升降机构2-6和底座2-7连接；模拟桨叶2-2以一定的平稳速度扫过直升机旋翼动平衡试验台i-ι上的激光光路，并利用旋翼桨叶测量子系统I进行测量，旋翼桨叶测量子系统I的测量值就是模拟桨叶的高度差，采用溯源到几何量标准的方法来对直升机旋翼动平衡试验台i-ι进行校准和标准溯源。使旋翼上的3片桨叶在旋转状态下能够顺序切割激光光路，用光电隔离器取出激光时序脉冲信号，基于高速CPLD逻辑阵列设计32位计数器测量时序脉冲信号的时间间隔，通过高速DSP嵌入式数据处理系统实时计算桨叶的挥舞和摆振参数，最后在PC104计算机上显示测量结果。用模拟桨叶以一定的平稳速度扫过直升机旋翼动平衡试验台的激光光路，旋翼桨叶测量子系统的测量值就是模拟桨叶的高度差，采用溯源到几何量标准的方法来对旋翼桨叶动平衡试验台进行校准和标准溯源。本实施方式中的旋翼桨叶测量子系统，要求信号处理系统的主频高，计算速度快，数据处理能力强。采用高速嵌入式数字信号处理器DSP读取3个计数器的计数值，读取数据后并清零相应计数器。为方便现场校准，所有计算程序均固化在DSP中实现。利用DSP计算第I片桨叶与第2片和第3片桨叶的高度差，进而获得3片桨叶在120°的摆振角度差，最后利用串口将测量结果传输到PC104微型控制计算机中，并可在测量软件中显示、保存、打印测量结果，如图5所示。本实施方式中的模拟桨叶标定子系统，采用便携式结构设计，模拟直升机桨叶的实际工作状态，模拟桨叶采用可拆卸结构，校准时现场安装，便于携带和储存。模拟桨叶有3片，呈120°安装在精密转台的主轴上。模拟桨叶主轴由转台和交流伺服电机驱动，转速在100-400rpm转速范围内可调，转动平稳，转速误差小于O. 05%。控制器根据要求输出控制信号给伺服电机驱动器，驱动器输出驱动电流信号给伺服电机，驱动伺服电机按照控制信号的要求转动，带动模拟桨叶转动，实现模拟直升机叶片旋转的过程。
具体实施方式
二 如图I 6所示，本实施方式所述高速CPLD逻辑阵列器件1_4设计三个32位计数器测量时序脉冲信号的时间间隔，时间测量精度O. 05 μ S，最大计数时间214. 75s。旋翼桨叶挥舞参数时序算法，依照图9、图10可得出
·
Ii1 = H*t12/ (tn+t12)h2 = H*t22/ (t21+t22)h3 = H*t32/ (t31+t32)h「h2 = H*[t12/ (tn+t12)-t22/ (t21+t22)]h「h3 = H*[t12/ (tn+t12)-t32/ (t31+t32)]其中Ii1-Ii2和Ii1-Ii3分别为第I片桨叶与第2和第3片桨叶的高度差。对于旋翼桨叶摆振角参数，某一片桨叶转过120°所用的平均时间T12tl，则T120 = (tn+t12+t13+t21+t22+t23+t31+t32+t33)/33片旋翼桨叶在120°时的摆振角度差分别为AO1 = ^O(I-T1A120)Δ Φ2 = 120 (1-Τ2/Τ120)Δ Φ3 = 120 (I-T3A120)其它组成及连接关系与具体实施方式
一相同。桨叶在切割两束激光交叉区域时，由于光路很短，桨叶切割两束激光的时间间隔很短，要求时间测量系统的响应速度快、测量精度高。为了实现对旋翼桨叶挥舞参数的精确测量，同时能够测量动平衡试验台的转速(366rpm)，采用高速CPLD逻辑阵列设计3个32位计数器测量时序脉冲信号的时间间隔，时间测量精度O. 05 μ S，最大计数时间214. 75s。设计双D触发器控制计数器计数，减小延时误差。设计多路译码器电路读取3个计数器的32位计数值到高速数据处理器DSP中。CPLD计数器时序图见附图3。
具体实施方式
三如图I 6所示，本实施方式所述模拟桨叶标定子系统2中的模拟桨叶2-2采用可拆卸结构。其它组成及连接关系与具体实施方式
一或二相同。
具体实施方式
四如图I 6所示，本实施方式所述模拟桨叶2-2的转速在100-400rpm转速范围内可调，转速误差小于O. 05%。其它组成及连接关系与具体实施方式
二相同。
具体实施方式
五如图I 6所示，本实施方式所述模拟桨叶2-2的整个桨叶结构设计为长条型；叶片肋筋部分2-2-1为45号钢结构，外形尺寸为厚度X宽度X长度=20mmX20mmX IOOOmm ;叶片部分2-2-2为铝合金结构，外形尺寸为厚度X宽度X长度=IOmmX50mmX 1000mm。其它组成及连接关系与具体实施方式
一或四相同。
具体实施方式
六如图I 6所示，本实施方式中，每两片桨叶之间的高度差为100mm，误差O. 1mm。其它组成及连接关系与具体实施方式
三相同。
具体实施方式
七如图I 6所示，本实施方式中，每两片桨叶之间的高度差为100mm，误差O. 1mm。其它组成及连接关系与具体实施方式
一、二、四、五或六相同。针对具体实施方式
一所述轻型直升机旋翼桨叶动平衡试验校准系统再进行如下限定所述的旋翼桨叶测量子系统中，对旋翼桨叶挥舞共锥度参数采用比对校准的方CN 102944361 A
书
明
说
5/6页
式，用一定厚度的模拟桨叶来校准动平衡试验台上的旋翼桨叶，使系统溯源到基本物理量的几何量参数，保证测量结果的准确性。本实施方式所述的CPLD脉冲时序测量电路(高速CPLD逻辑阵列器件1_4)，采用Altera公司的高速CPLD器件EPM7160，内含360个逻辑门阵列，系统晶振频率20MHz，设计 32位计数器测量时序脉冲信号的时差，时间测量分辨率O. 05 μ s，最大测量范围214. 75s。每个32位计数器由4个带进位的8进制同步计数器74161组成，可由DSP控制计数器异步清零。设计2路双D触发器7474对3个计数器使能端进行控制，从而实现对时序脉冲信号时差的精确测量。设计一路多路译码器74154控制DSP读取3个计数器的32位计数值。CPLD计数器计数逻辑如图3所示，从图3可以看出，3个计数器分别随着每片桨叶切割3束激光光路产生的3个脉冲信号计数，满足所需逻辑需求。对于各路激光器的脉冲信号和同步信号，采用高速光电信号隔离器(光耦)HCPL-2631进行波形调理，使后级信号变成理想的波形，防止前级信号的干扰。本实施方式所述的DSP数字信号处理器(高速DSP嵌入式数据处理器1-5)采用TI公司的高速浮点数字信号处理器TMS320F28335，最高工作频率150MHz，实现挥舞参数激光器时序脉冲信号的记录、信号分析、时序脉冲信号时差的计算、挥舞参数校准算法等功能。为方便现场校准，所有算法程序都固化在DSP中。DSP依次读取3个计数器的计数值，读取数据后清零相应计数器，根据时序脉冲信号时差计算桨叶间的高度差，进而获得3片基准桨叶在120°的摆振角度差，最后利用串口将测量结果传输到PC104微型控制计算机中。上位机软件采用C++Builder软件编写，具有测量结果显示、保存、打印报表等功能，如图5所示。本实施方式所述的模拟桨叶标定子系统2采用便携式结构设计，整个系统设计为长条型，肋筋部分为45号钢结构，外形尺寸为20mmX20mmX 1000mm，叶片部分为铝合金结构，外形尺寸为IOmmX50mmX 1000mm。模拟桨叶之间的夹角为120°，与动平衡试验台上旋翼桨叶的安装角度一致，模拟桨叶之间的距离为100mm，如图2所示。模拟桨叶安装在精密转台的主轴上，控制器根据要求输出控制信号给伺服电机驱动器，驱动器输出驱动电流信号给伺服电机，驱动伺服电机按照控制信号的要求转动，带动模拟桨叶转动，实现模拟直升机叶片旋转的过程。为有效减小模拟桨叶的重量和体积，使其结构不至于过大，而且运动平稳稳定，整个桨叶结构设计为长条型。结合附图对本发明提供的直升机旋翼桨叶动平衡试验校准系统作进一步的阐述通过模拟桨叶的高度差来校准旋翼桨叶动平衡试验台，该方法溯源到几何量标准。旋翼桨叶动平衡试验台体积结构比较庞大，安装参数不能精密标定。采用激光测量技术，利用激光脉冲和时频测量方法，把几何位置参数的测量转化为时序脉冲的测量，把位移参数和角度参数都转化为时基计数脉冲，提高了系统的测量精度和长期稳定性。基于目前法国桨叶动平衡试验台的激光器信号系统，利用光电隔离器取出激光时序脉冲信号。基于高速CPLD逻辑阵列EPM7160设计3路32位计数器，结合高速DSPTMS320F28335，测量基准桨叶切割激光光路I、光路2、光路3的时序脉冲间隔，通过嵌入在DSP上的挥舞参数校准程序，实时计算桨叶的共锥度和摆振参数，最后在上位机软件界面上显示测量结果。
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模拟桨叶标定子系统工作结构原理图中，结构件I为模拟桨叶主轴，钢结构或者硬铝材料，3片桨叶安装架呈120°排列，高度差为200mm，误差小于O. Imm0结构件2为模拟桨叶共3片，安装在主轴安装架上，以366rpm转速转动时不振颤，铝合金材料结构重量轻。结构件3为减速器，正交轴输出，减速比为3 1-10 I范围，输出功率不低于1000W。结构件4和5为伺服电机和驱动控制器，伺服电机运动连续平稳，控制精度高，也可以用高精度的直流电机和步进电机系统替代。结构件6为升降装置，可以采用手动升降机构，也可采 用液压和电动升降结构，升降范围大于1000mm。用模拟桨叶以一定的平稳速度扫过直升机旋翼桨叶动平衡试验台的激光光路，旋翼桨叶测量子系统的测量值就应该是模拟桨叶的高度差，采用溯源到几何量标准的方法来对旋翼桨叶动平衡试验台进行校准和标准溯源。
权利要求
1.一种直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，所述装置包括旋翼桨叶测量子系统(I);所述旋翼桨叶测量子系统(I)包括直升机旋翼动平衡试验台(1-1)、三个激光器(1-2)及信号调理电路(1-3)、高速CPLD逻辑阵列器件(1-4)、高速DSP嵌入式数据处理器(1_5)和PC104微型控制计算机(1-6);直升机旋翼动平衡试验台(1-1)用于驱动旋翼上的三片基准桨叶(1-7)旋转，使旋翼上的3片桨叶在旋转状态下能够顺序切割三个激光器(1-2)发射的激光光路，旋翼每旋转一周会产生9个激光时序脉冲信号，利用信号调理电路(1-3)取出激光时序脉冲信号后，再利用高速CPLD逻辑阵列器件(1-4)设计的三个32位计数器测量时序脉冲信号的时间间隔，测量时序脉冲信号的时间间隔后，再通过高速DSP嵌入式数据处理器(1-5)实时计算桨叶的挥舞和摆振参数，最后在PC104微型控制计算机(1-6)上显示测量结果；其特征在于所述系统还包括模拟桨叶标定子系统(2)，模拟桨叶标定子系统(2)包括模拟桨叶主轴(2-1)、三个模拟桨叶(2-2)、减速器(2-3)、伺服电机(2-4)、伺服驱动控制器(2-5)、升降机构(2-6)和底座(2-7)，三个模拟桨叶(2-2)由上至下以相同间距安装在模拟桨叶主轴(2-1)上，每两个模拟桨叶(2-2)之间的夹角为120°且与基准桨叶(1-7)的安装角度一致；伺服电机(2-4)通过减速器(2-3)与模拟桨叶主轴(2-1)连接用以驱动模拟桨叶主轴(2-1)带动三个模拟桨叶(2-2)旋转，伺服驱动控制器(2-5)与伺服电机(2-4)电连接，减速器(2-3)通过升降机构(2-6)和底座(2-7)连接；模拟桨叶(2-2)以一定的平稳速度扫过直升机旋翼动平衡试验台(ι-i)上的激光光路，并利用旋翼桨叶测量子系统(I)进行测量，旋翼桨叶测量子系统(I)的测量值就是模拟桨叶的高度差，采用溯源到几何量标准的方法来对直升机旋翼动平衡试验台(ι-i)进行校准和标准溯源。
2.根据权利要求I所述的一种直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，其特征在于所述高速CPLD逻辑阵列器件(1-4)设计三个32位计数器测量时序脉冲信号的时间间隔，时间测量精度O. 05 μ s，最大计数时间214. 75s。
3.根据权利要求I或2所述的一种直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，其特征在于模拟桨叶标定子系统(2)中的模拟桨叶(2-2)采用可拆卸结构。
4.根据权利要求3所述的一种直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，其特征在于模拟桨叶(2-2)的转速在100-400rpm转速范围内可调，转速误差小于O. 05%。
5.根据权利要求4所述的一种直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，其特征在于模拟桨叶(2-2)的整个桨叶结构设计为长条型；叶片肋筋部分(2-2-1)为45号钢结构，外形尺寸为厚度X宽度X长度=20mmX20mmX 1000mm;叶片部分(2_2_2)为铝合金结构，外形尺寸为厚度X宽度X长度=10_X50_X 1000mm。
6.根据权利要求3所述的一种直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，其特征在于每两片桨叶之间的高度差为100mm，误差O. 1mm。
7.根据权利要求1、2、4、5或6所述的一种直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，其特征在于每两片桨叶之间的高度差为100mm,误差O. 1mm。
全文摘要
直升机旋翼桨叶动平衡参数校准装置，涉及直升机旋翼桨叶的测试及校准技术，为了解决背景技术中的直升机旋翼桨叶动平衡试验校准存在测量结果的误差较大、可靠性差的问题。利用动平衡试验台的三束激光器组成一个激光测量平台，通过桨叶切割激光光束的方法非接触测量旋翼桨叶的挥舞参数，以CPLD和DSP为核心设计脉冲时序测量和控制系统，测量旋翼桨叶挥舞和摆振特性参数。标定装置采用固定高度差的模拟桨叶，通过伺服马达以稳定的转速转动，由模拟桨叶切割激光光束的方法现场对旋翼桨叶动平衡试验台进行标定，将标定结果溯源到国家长度标准，保证测量结果的准确性和溯源性，为直升机旋翼桨叶的研制和实验提供计量保障。
文档编号G01M1/16GK102944361SQ20121052064
公开日2013年2月27日 申请日期2012年12月6日 优先权日2012年12月6日
发明者梁廷伟, 于金涛, 宋凯, 梁韵, 丁明理, 邵崇辉 申请人:哈尔滨工业大学