一种飞机主动侧杆的制作方法

一种飞机主动侧杆的制作方法
【专利摘要】本实用新型公开了一种两自由度的飞机主动侧杆，分别控制飞机的俯仰运动和滚转运动。针对机械结构以及硬件组成，其主要由两部分构成，即监控模块和侧杆模块。采用力矩电机加载力的方式，以及行星齿轮减速器的传动方式，可以保证电机输出较大的转矩；通过采用内外框的机械结构保证了主动侧杆在控制飞机的俯仰运动以及滚转运动时，主动侧杆的运动不会发生耦合；通过优化机械结构，大大减轻了主动侧杆系统的重量，同时也大大减轻了主动侧杆系统的体积。采用STM32微控制器、霍尔闭环电流传感器、电阻应变片式杆力传感器、精密旋转式电位器以及增量式编码器，不仅使得系统由较少的硬件组成，提高了系统的稳定性；也大大降低了主动侧杆系统的成本。
【专利说明】
-种飞机主动侧杆
技术领域
[0001] 本实用新型设及飞机控制系统，尤其设及一种飞机主动侧杆。
【背景技术】
[0002] 飞机的人感系统可W使飞行员在操纵飞机时有控制力感，可W影响飞机的操纵性 能，是飞机操纵系统的十分重要的组成部分。目前，大多数飞机均采用了电传飞行控制系 统，其中，弹黃加载的被动驾驶杆系统构成了运些飞机的人感系统。运种类型的驾驶杆具有 十分简单的结构，安装十分方便，操作起来也很稳定，但是最大的缺点是驾驶杆力与杆位移 间是固定不变的正比例关系，不能反映飞机的飞行状态；由于飞行员感受不到飞机的飞行 状态，飞机的飞行品质和操纵品质会有所下降。为了避免运种缺点，主动驾驶杆系统应运而 生。运种驾驶杆系统与飞行控制系统构成了闭环回路，使得飞控计算机可W与驾驶杆实时 地互相通信。采用运种方式后，飞行员可W通过驾驶杆手柄上的力准确地判断出飞机的飞 行状态，因此可W提高飞机的操纵特性和飞行品质。
[0003] 现有技术中的主动侧杆的杆力加载方式主要有=种:弹黃加载、电液加载和电动 加载。由于弹黃加载的方式，力位移曲线固定，其不能算作主动侧杆；电液加载方式体积重 量大而且噪音大；国外采用无刷直流力矩电机的加载方式相比本方案的有刷直流永磁力矩 电机，控制更负载，电机本体的体积重量更大。关于主动侧杆的机械结构，目前有万向节、较 链四杆机构、齿轮传动机构，前两种在机械结构上会存在卡死现象的可能，而第=种，一般 采用普通的直齿圆柱齿轮，运种结构虽然不存在卡死现象，但是体积重量很大，加工和装配 的精度也较差。本实用新型采用内外框的机械结构，同时采用精密行星齿轮减速器和精密 直角转向器，运样大大减轻了该系统的重量减轻了体积，更具装备意义。 【实用新型内容】
[0004] 本实用新型所要解决的技术问题是针对【背景技术】中所设及到的缺陷，提供一种飞 机主动侧杆。
[0005] 本实用新型为解决上述技术问题采用W下技术方案：
[0006] -种飞机主动侧杆，包含驾驶杆、第一微控制单元和第二微控制单元；
[0007] 所述驾驶杆包含壳体、手柄、杆力传感器、杆体、第一轴、第二轴、第一对轴承和第 二对轴承；
[000引所述第一轴、第二轴采用内外框的形式，第一轴为内框轴，第二轴为外框轴，第一 轴能够在第二轴的滑槽滑动；
[0009] 所述壳体为上下开口的矩形，第一对轴承、第二对轴承对应设置在其四壁的中屯、 上；
[0010] 所述第一轴、第二轴分别通过第一对轴承、第二对轴承承载，且两端均伸出所述壳 体；
[0011] 所述杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶 部与手柄固连；
[0012] 所述杆力传感器用于测量飞行员施加在驾驶杆手柄上的力；
[0013] 所述手柄上设有用于切换侧杆的工作模式的切换开关，所述工作模式包含主动模 式、随动模式、配平模式W及被动模式；
[0014] 所述第一微控制单元包含第一旋转式电位器、第一齿轮减速器、第一力矩电机、第 一编码器、第一微控制器、第一 PWM电机驱动模块、第一固态继电器、第一手柄力调制信号电 路、第一角位移信号调制电路、和第一电流传感器；
[0015] 所述第一旋转式电位器的输入端与第一轴的一端连接，输出端与第一角位移信号 调制电路输入端相连；
[0016] 所述第一齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输出孔与第一轴的另一端连 接，输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接；
[0017] 所述第一编码器的码盘与第一力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第一力矩 电机输出轴的转速，并将其传递给所述第一微控制器；
[0018] 所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；
[0019] 所述第一 PWM电机驱动模块输出端通过第一固态继电器与所述第一力矩电机电气 相连；
[0020] 所述第一电流传感器用于感应第一力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第一 微控制器；
[0021] 所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一 PWM电机驱动 模块的输入端、第一固态继电器的控制端、第一角位移信号调制电路的输出端、第一编码器 的输出端、第一电流传感器、杆力传感器、W及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传 感器在第一轴上的杆力输出信号、第一力矩电机的电枢电流信号、第一角位移信号调制电 路的转角信号W及第一力矩电机的转速信号输出PWM波到第一 PWM电机驱动模块，控制第一 力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传 送侧杆装置的状态信息；
[0022] 所述第二微控制单元包含第二旋转式电位器、第二齿轮减速器、第二力矩电机、第 二编码器、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二固态继电器、第二角位移信号调制电 路、第二手柄力调制信号电路、齿轮减速箱、直角换向器和第二电流传感器；
[0023] 所述第二旋转式电位器的输入端与第二轴的一端连接，输出端与第二角位移信号 调制电路输入端相连；
[0024] 所述第二轴的另一端与齿轮减速箱的输入齿轮连接，齿轮减速箱的输出齿轮与直 角换向器的输出轴连接；
[0025] 所述直角换向器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入端与第二齿轮减速器的输出 孔连接；
[0026] 所述第二齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入孔与第二力矩电机输出 轴的一端连接；
[0027] 所述第二编码器的码盘与第二力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第二力矩 电机输出轴的转速，并将其传递给所述第二微控制器；
[0028] 所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；
[0029] 所述第二PWM电机驱动模块输出端通过第二固态继电器与所述第二力矩电机电气 相连；
[0030] 所述第二电流传感器用于感应第二力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第二 微控制器；
[0031] 所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动 模块的输入端、第二固态继电器的控制端、第二角位移信号调制电路的输出端、第二编码器 的输出端、第二电流传感器、杆力传感器、W及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传 感器在第二轴上的杆力输出信号、第二力矩电机的电枢电流信号、第二角位移信号调制电 路的转角信号W及第二力矩电机的转速信号输出PWM波到第二PWM电机驱动模块，控制第二 力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传 送侧杆装置的状态信息。
[0032] 作为本实用新型一种飞机主动侧杆进一步的优化方案，所述杆力传感器采用2维 电阻应变片式杆力传感器，分别对应第一轴上的力和第二轴上的力。
[0033] 作为本实用新型一种飞机主动侧杆进一步的优化方案，所述第一、第二齿轮减速 器采用精密行星齿轮减速器。
[0034] 作为本实用新型一种飞机主动侧杆进一步的优化方案，所述第一、第二力矩电机 采用峰值堵转电压为27V的稀±永磁直流有刷力矩电机。
[0035] 作为本实用新型一种飞机主动侧杆进一步的优化方案，所述直角换向器采用精密 伺服锥齿轮直角换向器。
[0036] 作为本实用新型一种飞机主动侧杆进一步的优化方案，所述第一、第二微控制器 采用STM32忍片。
[0037] 作为本实用新型一种飞机主动侧杆进一步的优化方案，所述第一、第二旋转式电 位器采用电气角度为90度的精密旋转式电位器。
[0038] 作为本实用新型一种飞机主动侧杆进一步的优化方案，所述第一、第二编码器采 用高线数的增量式编码器。
[0039] 作为本实用新型一种飞机主动侧杆进一步的优化方案，所述第一、第二电流传感 器采用霍尔闭环电流传感器。
[0040] 本实用新型采用W上技术方案与现有技术相比，具有W下技术效果：
[0041] 1.可W减小飞机主动驾驶杆系统的体积和重量，更有实际装备意义；
[0042] 2.通过设计控制律可W使驾驶杆有较快的响应速度；
[0043] 3.驾驶杆系统的中立位，可W根据飞行员的习惯，方便调节，并且驾驶杆回中过程 迅速，回中位置精确；
[0044] 4.能够提供较高精度的杆力信息；
[0045] 5.通过固态继电器来切换，使得硬件结构简单，控制简单，主动侧杆更稳定，能够 在更恶劣的机载环境工作。
[0046] 6.该系统的杆力开环控制已具有较高精度，并且当杆力反馈传感器失效时，该系 统可W及时自动由闭环杆力控制切换到开环杆力控制，使得该系统的主动模式更加稳定。
[0047] 7.可W解决因飞机振动或者飞机姿态倾斜所致的驾驶杆错输入问题；
[0048] 8.当驾驶杆系统由主动模式切换到被动模式时，可W解决驾驶杆转动不连续现 象。
【附图说明】
[0049] 图1是飞机主动测杆系统的结构示意图；
[0050] 图2是飞机主动侧杆系统监控模块的结构示意图；
[0051 ]图3是飞机主动侧杆系统串口通信数据包的格式示意图；
[0052] 图4是飞机主动侧杆系统的侧杆机械结构示意图；
[0053] 图5是飞机主动侧杆系统的侧杆装置模块的总体控制软件流程图；
[0054] 图6是飞机主动侧杆系统的侧杆随动模式控制示意图；
[0055] 图7是飞机主动侧杆系统的侧杆主动模式控制示意图；
[0056] 图8是飞机主动侧杆系统的侧杆主动模式的杆力控制方法示意图；
[0057] 图9是飞机主动侧杆系统的侧杆主动模式的侧杆回中控制流程图。
[005引图中，1-手柄，2-杆力传感器，3-杆体，4-第一轴，5-第二轴，6-第一对轴承，7-第二 对轴承，8-壳体。
【具体实施方式】
[0059] 下面结合附图对本实用新型的技术方案做进一步的详细说明：
[0060] 该系统如图1所示，本系统主要由两大模块构成:监控模块和侧杆模块。
[0061] 监控模块在实验中在PC机上运行，实际装备时，在飞控计算机上运行，并与侧杆模 块通过串口通信的方式进行通信。监控模块能够得到驾驶杆的实时状态及数据，并可W设 定侧杆模块的工作模式。监控模块的构成如图2所示，该模块包含通信单元、控制单元、杆力 曲线设置单元、模式指令输入单元、显示单元和储存单元，所述控制单元分别和通信单元、 杆力曲线设置单元、模式指令输入单元、显示单元、储存单元电气相连。
[0062] 所述通信单元与侧杆模块进行串口通信。数据包的格式和长度固定，每一包数据 的具体格式如图3所示，首先是数据头，数据头包含两段，分别是OXAA和0X55，如果正确则继 续解析，否则等待下一包数据;然后是一位地址码，通过其判断是和俯仰通道还是滚转通道 通信，接着是一位功能码，通过该功能码确定通信信息的类型，包含设定侧杆模块的工作模 式、设定侧杆模块某一工作模式下的参数W及接收侧杆模块传输过来的运动状态信息，最 后的数据位则是信息的具体内容。每包的数据位由所述飞机主动侧杆系统中完成一次命令 传递或者信息传递所需最多数字位为数据码的位数，因此每包数据可W确定长度。
[0063] 所述杆力曲线设置单元用于输入杆力曲线参数，并将其传递给所述控制单元。
[0064] 所述模式指令输入单元用于设置侧杆模块的工作模式，并将其传递给所述控制单 元，所述工作模式包含主动模式、随动模式、配平模式W及被动模式。
[0065] 所述显示单元用于W输出框、虚拟仪表盘和曲线图显示侧杆模块的实时状态信 息。
[0066] 所述储存单元用于存储侧杆模块的实时状态信息。
[0067] 所述控制单元用于发送指令给所述侧杆模块，并控制存储和显示侧杆模块的实时 状态信息。
[0068] 所述侧杆模块包含驾驶杆、第一微控制单元和第二微控制单元。
[0069] 驾驶杆有两个自由度，分别用于控制飞机的俯仰运动与滚转运动，第一微控制单 元、第二微控制单元则分别用于对运两个自由度进行调整。
[0070] 驾驶杆包含壳体、手柄、杆力传感器、杆体、第一轴、第二轴、第一对轴承和第二对 轴承，其机械结构参考双轴机械转子巧螺，如图4所示，采用内外框的形式，第一轴为内框 轴，第二轴为外框轴，第一轴能够在第二轴的滑槽滑动。
[0071] 所述壳体为上下开口的矩形，第一对轴承、第二对轴承对应设置在其四壁的中屯、 上；
[0072] 所述第一轴、第二轴分别通过第一对轴承、第二对轴承承载，且两端均伸出所述壳 体；
[0073] 所述杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶 部与手柄固连；
[0074] 所述杆力传感器用于测量飞行员施加在驾驶杆手柄上的力；
[0075] 所述手柄上设有主动模式与被动模式的切换开关、W及配平模式与主动模式的切 换开关。
[0076] 所述第一微控制单元包含第一旋转式电位器、第一齿轮减速器、第一力矩电机、第 一编码器、第一微控制器、第一 PWM电机驱动模块、第一固态继电器、第一手柄力调制信号电 路、第一角位移信号调制电路、和第一电流传感器；
[0077] 所述第一旋转式电位器的输入端与第一轴的一端连接，输出端与第一角位移信号 调制电路输入端相连；
[0078] 所述第一齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输出孔与第一轴的另一端连 接，输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接；
[0079] 所述第一编码器的码盘与第一力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第一力矩 电机输出轴的转速，并将其传递给所述第一微控制器；
[0080] 所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；
[0081 ]所述第一 PWM电机驱动模块输出端通过第一固态继电器与所述第一力矩电机电气 相连；
[0082] 所述第一电流传感器用于感应第一力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第一 微控制器；
[0083] 所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一 PWM电机驱动 模块的输入端、第一固态继电器的控制端、第一角位移信号调制电路的输出端、第一编码器 的输出端、第一电流传感器、杆力传感器、W及监控模块中的通信单元电气相连，用于根据 获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号、第一力矩电机的电枢电流信号、第一角位 移信号调制电路的转角信号W及第一力矩电机的转速信号输出PWM波到第一 PWM电机驱动 模块，控制第一力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信， 向监控模块传送侧杆装置的状态信息。
[0084] 当左右斑动驾驶杆手柄时，驾驶杆带动第一轴在第一轴承内转动，第一轴的末端 在第二轴的滑槽内滑动；同时带动第一齿轮减速器和第一旋转式电位器转动，第一齿轮减 速器带动第一力矩电机转动，第一力矩电机带动第一编码器转动。当第一力矩电机通电转 动时，运动顺序与上面描述过程相反。
[0085] 所述第二微控制单元包含第二旋转式电位器、第二齿轮减速器、第二力矩电机、第 二编码器、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二固态继电器、第二角位移信号调制电 路、第二手柄力调制信号电路、齿轮减速箱、直角换向器和第二电流传感器；
[0086] 所述第二旋转式电位器的输入端与第二轴的一端连接，输出端与第二角位移信号 调制电路输入端相连；
[0087] 所述第二轴的另一端与齿轮减速箱的输入齿轮连接，齿轮减速箱的输出齿轮与直 角换向器的输出轴连接；
[0088] 所述直角换向器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入端与第二齿轮减速器的输出 孔连接；
[0089] 所述第二齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入孔与第二力矩电机输出 轴的一端连接；
[0090] 所述第二编码器的码盘与第二力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第二力矩 电机输出轴的转速，并将其传递给所述第二微控制器；
[0091] 所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；
[0092] 所述第二PWM电机驱动模块输出端通过第二固态继电器与所述第二力矩电机电气 相连；
[0093] 所述第二电流传感器用于感应第二力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第二 微控制器；
[0094] 所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动 模块的输入端、第二固态继电器的控制端、第二角位移信号调制电路的输出端、第二编码器 的输出端、第二电流传感器、杆力传感器、W及监控模块中的通信单元电气相连，用于根据 获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号、第二力矩电机的电枢电流信号、第二角位 移信号调制电路的转角信号W及第二力矩电机的转速信号输出PWM波到第二PWM电机驱动 模块，控制第二力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信， 向监控模块传送侧杆装置的状态信息。
[0095] 当推拉驾驶杆手柄时，驾驶杆带动第二轴在第二轴承内转动；同时带动齿轮减速 箱和第二旋转式电位器转动，齿轮减速箱带动直角换向器转动，直角换向器带动第二齿轮 减速器转动，第二齿轮减速器带动第二力矩电机转动，第二力矩电机带动第二编码器转动。 当第二力矩电机通电转动时，运动顺序与上面描述过程相反。
[0096] 所述杆力传感器，采用2维电阻应变片式杆力传感器，2维分别敏感飞行员施加在 驾驶杆手柄上对应两个自由度的力，即分别对应第一轴上的力和第二轴上的力。
[0097] 此两个手柄力信号有两个用途：
[0098] 1.分别被第一、第二微控制单元采集后用来通过串口传送给给监控模块；
[0099] 2.作为判断飞行员的手有无握在手柄上的条件，此作用决定了驾驶杆在主动模式 中自动回中动作执行的判断条件。
[0100] 所述第一、第二齿轮减速器采用精密行星齿轮减速器。行星减速器与力矩电机相 连，用来减速并增大转矩。
[0101] 所述第一、第二力矩电机采用峰值堵转电压为27V的稀±永磁直流有刷力矩电机， 电机输出轴经过二级精密伺服行星齿轮减速器，输出较大的力矩。所述杆力传感器采用2维 电阻应变片式杆力传感器，2维分别敏感飞行员在驾驶杆手柄上两个自由度上施加的力。
[0102] 所述齿轮减速箱采用精密一级直齿圆柱齿轮减速箱。
[0103] 所述直角换向器采用精密伺服锥齿轮直角换向器。
[0104] 所述第一、第二微控制器采用STM32忍片。微控制器采用STM32F103系列的忍片，使 用其AD转换器的S个通道，同时采集旋转式电位计、驾驶杆力传感器W及霍尔电流传感器 的输出信号，通过DMA中断的方式进行一定滤波算法处理;采集并处理手柄力信号、驾驶杆 手柄的角位移信号、驾驶杆手柄的角速度信号、力矩电机的电枢电流信号，通过相关的控制 算法得到控制电流、期望转角W及期望力矩，然后输出PWM波经过电机驱动模块去驱动电机 输出期望力矩或期望转角。监控模块微控制器采用自带的USART模块，W串口通信的方式与 监控模块进行串口通信实时传输驾驶杆的状态信息。
[0105] 所述第一、第二PWM电机驱动模块，用来把电机控制信号放大到可W驱动力矩电 机;本实用新型采用脉宽调制驱动方式，电机驱动模块由两片BTN7971B搭成一个完整的H桥 驱动电路，原理与MOS管搭建的H桥相似，可W驱动大电流，足W用来驱动1路有刷直流力矩 电机，发热小。同时采用光禪隔离的方式，防止驱动电路发生击穿等故障时损坏与其相连的 模块，运样就可W有效地保护STM32忍片W及电路模块的安全，防止被烧坏。
[0106] STM32的PWM输出由定时器实现，并且主要参数有两个:频率和占空比，通过具体设 置TIMX_ARR和TIMX_CCRX两个寄存器便可W调整运两个参数。本实用新型中，考虑到飞机主 动驾驶杆系统的实时性与STM32的处理能力，把频率调整为IOKHz，即周期为0.1ms。占空比 精确到小数点后=位，并且根据电机所需要的控制电压来实时调整。
[0107] 所述第一、第二旋转式电位器采用电气角度为90度的精密旋转式电位器。其输出 端通过角位移信号调制电路与微控制器的GPIO 口连接，角位移信号被该微控制器自带的AD 转换器的一个通道W固定周期的进行采集。旋转式电位器用来测量驾驶杆手柄的偏转角 度。
[0108] 所述第一、第二编码器采用高线数的增量式编码器，每个编码器的两根输出引线 分别与各自的微控制器的增量式编码器接口相连，角速率信号被该微控制器W固定周期的 进行采集。增量式编码器用来测量电机转轴的转角W及角速度，间接得到驾驶杆手柄的转 角W及角速度。
[0109] 所述第一、第二电流传感器采用霍尔闭环电流传感器，第一、第二的力矩电机的其 中一根引线分别穿过第一、第二电流传感器，第一、第二电流传感器的输出端分别与各自的 微控制器自带的AD转换器的另一通道W固定周期的进行采集。采用霍尔电流传感器来测量 力矩电机的电枢电流。
[0110] 飞机主动侧杆系统主要有四种模式：随动模式、配平模式、主动模式W及被动模 式。配平模式、主动模式W及被动模式模式可W通过监控模块输入指令进行切换，也可W在 侧杆手柄上的按键切换，侧杆手柄顶部上的配平开关切换配平模式和主动模式，被动模式 和主动模式的切换通过侧杆手柄侧面的切换开关控制；随动模式由监控模块发送指令，可 在主动模式和配平模式下切换。整个系统的控制流程图如图5所示。
[0111] 上电后，首先初始化系统;然后判断侧杆装置模块是否有数据输入，如果有则读取 监控模块的数据;若没有数据输入，则读取侧杆手柄上的按键状态。如果驾驶杆处于随动模 式，则根据角度信息控制驾驶杆手柄，具体为电机的位置控制。如果驾驶杆处于配平模式， 则微控制器控制力矩电机使驾驶杆手柄锁定在该角度。如果驾驶杆处于主动模式，则读取 角度值，若角度值改变，则输出电压控制力矩电机转动，输出力矩，使驾驶杆手柄产生期望 力。如果驾驶杆处于被动模式，电机不工作;侧杆装置模块中的微控制器通过控制固态继电 器使得力矩电机断路。
[0112] 随动模式：
[0113] 所述随动模式是指驾驶杆由监控模块控制运行，控制框图如图6所示。监控模块把 驾驶杆手柄的期望转角0通过串口传输给侧杆装置模块的微控制器，侧杆装置模块的微控 制器经过解算数据后输出相应占空比的PWM波到驱动模块，从而驱动电机带动侧杆手柄转 到期望角度；同时微控制器实时采集角位移传感器的信号，并将侧杆手柄的实际转角0"反 馈给监控模块。因此监控模块可W实时控制飞机主动侧杆手柄的偏转，并可W实时得到手 柄的偏转角度。监控模块也可向侧杆装置模块的微控制器发送飞行包线，使得驾驶杆手柄 按照相应命令运行。
[0114] 主动驾驶杆系统处于随动运行模式时，手柄力信号不作处理，电机处于正常转动 状态。此时采用电压控制电机转速的方法。由于主动驾驶杆系统采用的是永磁直流力矩电 机，电机转速和电压成比例，所W需要调整转速时可改变供给电压。
[0115]
[0116] 上式中，U是力矩电机的端电压，Ce是力矩电机的电动势常数，Ct是力矩电机的转矩 常数，R是电枢电阻，〇是电机的磁通，n为力矩电机转速，T是电机输出转矩。
[0117] 驾驶杆系统在随动模式下，由于施加到驾驶杆手柄上的外力为零，可W把力矩电 机看成t旦转矩输出。
[011引配平模式：
[0119] 所述配平模式是指，驾驶杆在此模式下，采用一定的控制算法，使驾驶杆保持在某 个角度固定不动。
[0120] 主动模式：
[0121] 所述主动模式如图7所示，是指微控制器根据飞机的飞行状态W及杆位移信息，控 制电机产生不同的转矩，从而手柄上产生不同的反馈力。
[0122] 主动模式分为杆力跟随和自动回中两部分。此模式下，当驾驶杆上的力大于设定 的启动力时，电机处于杆力跟踪状态。此时，通过霍尔传感器测量得到的电枢电流构成驾驶 杆的手柄力观测器，通过一定的控制算法，控制电机端电压来间接控制电机电流使得该系 统输出较高精度并且较稳定的手柄力。
[0123] 当检测到飞行员松手时，驾驶杆自动回中。当驾驶杆与中立位的偏转角度大于设 定的某一角度时，通过给电机提供较高的端电压，使控制电机较快的回到驾驶杆中立位附 近。
[0124] 主动模式应为系统默认工作状态，也可W通过主动侧杆手柄侧面的主被动模式切 换开关切换到主动模式。
[0125] 被动模式：
[0126] 当该系统切换到被动模式时，侧杆装置模块中的微控制器通过控制一个固态继电 器使得力矩电机断路，力矩电机不工作，该系统只是输出驾驶杆手柄的角位移W及角速度 信息，W保证电机失效后，飞行员能够驾驶飞机安全返航的基本功能。
[0127] 侧杆装置模块的微控制器的主要输入有来自监控模块的期望驾驶杆手柄的俯仰 角和横滚角W及来自驾驶杆的驾驶杆手柄力、驾驶杆手柄转角、力矩电机的电枢电流等。驾 驶员推拉驾驶杆的速度也是微控制器的输入，最重要的是手柄力信号。驾驶杆手柄的不同 偏转角度对应相应的驾驶杆手柄力，而不同的驾驶杆手柄力又对应不同的控制电压。因此 驾驶杆手柄的偏转角度与控制电压是一一对应的。运种对应关系可W W-个解析式的形式 存储在微控制器内部，该解析式为多输入单输出，即多个不同的参数作为输入条件，控制电 压作为输出;在具体控制时，通过查表或者解析式就可W得到驾驶杆手柄的期望力。
[0128] 飞机主动侧杆系统处于主动模式时的手柄力控制方框图如图8所示，监控模块把 驾驶杆手柄的期望转角传输给侧杆装置模块的微控制器，通过计算得到期望侧杆手柄力， 期望的驾驶杆手柄力通过微控制器中的控制算法得到力矩电机的相应控制电压，电机转动 输出转矩，使得驾驶杆手柄上有一定的力；驾驶杆手柄力传感器测得实际手柄力与期望手 柄力比较，将差值手柄力作为反馈再通过控制算法去驱动电机调整转矩，如此反复，直至侧 手柄得到期望力。
[0129] 为了得到较精确的驾驶杆力，系统需要较快的杆力控制频率。此系统的电机是一 个感性器件，当电机的输入电压改变时，电枢电流不能马上与之改变，存在一个过渡过程。 因此在设计系统的控制周期时，必须考虑此问题。
[0130] 当电机处于堵转状态时，力矩电机的电枢回路的电压平衡方程如下：
[0131]
[0132] 其中，U代表力矩电机的端电压，R代表电机电枢电阻，L代表电机的电枢电感，I代 表力矩电机的电枢电流，t代表时间。
[0133] 两边积分可得：
[0134]
[0135] 其中，Io代表t = 0时刻的力矩电机的电枢电流，当每次调节过程中，电流达到稳定 值的98 %时，认为电气过渡过程结束，此时：
[0136]
[0137] 根据W上几式W及该系统所选用力矩电机的电机参数，可知，电机的控制频率最 大值。
[0138] 因为该系统的机械机构存在摩擦转矩，因此驾驶杆在每次回中时，位置并不精确。 常规的控制方法，使得驾驶杆在回中时因为摩擦问题，运动到中立位附近时变得缓慢，且位 置不精确。本文通过采用变速控制W及累加控制的策略使得驾驶杆可W快速精确回中。具 体控制流程如图9所示。其中，1?<1^<41<42也心、1?心均为预先设定的微控制器所输出 的PWM波的占空比。
[0139] 通过驾驶杆力传感器来判断驾驶杆是否处于回中模式，当杆力传感器的在第一轴 和第二轴的输出值均小于预先设定的杆力阔值时，认为驾驶杆手柄处于松手状态;此时，驾 驶杆进入自动回中模式，通过对不同偏转角度区间设置不同的PWM波占空比值，可W实现驾 驶杆快速回中而不抖动；同时，通过在中立位附近实施累加控制策略，可W实现驾驶杆精确 回中，克服因为摩擦力导致的回中不精确问题。
[0140] 对于第一轴，驾驶杆按照W下方法实现自动回中：
[0141] 步骤A.1)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断 该转角是否大于等于10%
[0142] 步骤A.2)，若该转角大于等于10%第一微控制器输出占空比为k2的PWM波，并跳转 至步骤A.1);
[0143] 步骤A.3)，若该转角小于10°，则第一微控制器输出占空比为ki的PWM波；
[0144] 步骤A.4)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断 该转角是否大于等于5%
[0145] 步骤A.5)，若该转角大于等于5°，则第一微控制器输出占空比为k4的PWM波，并跳 转至步骤A.4);
[0146] 步骤A.6)，若该转角小于5°，则第一微控制器输出占空比为k3的PWM波；
[0147] 步骤A. 7)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断 该转角是否大于第一旋转式电位器的灵敏度阔值；
[0148] 步骤A.8)，若该转角大于等于第一旋转式电位器的灵敏度阔值，第一微控制器按 照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比，并跳转至步骤A.7);
[0149] 步骤A.9)，若该转角小于角位移传感器的灵敏度阔值，第一微控制器输出占空比 为0的PWM波。
[0150] 对于第二轴，驾驶杆实现自动回中的方法与第一轴一样，第二微控制器查询获取 第二角位移信号调制电路的转角信号，并根据转角的大小来改变Pmi波的占空比，具体如 下：
[0151] 步骤B.1)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断 该转角是否大于等于10%
[0152] 步骤B.2)，若该转角大于等于10°，第二微控制器输出占空比为k2的PWM波，重复步 骤B.1);
[0153] 步骤B.3)，若该转角小于10°，则第二微控制器输出占空比为ki的PWM波；
[0154] 步骤B.4)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断 该转角是否大于等于5%
[01W]步骤B.5)，若该转角大于等于5°，则第二微控制器输出占空比为k4的PWM波，重复 步骤B.4);
[0156] 步骤B.6)，若该转角小于5°，则第二微控制器输出占空比为k3的PWM波；
[0157] 步骤B. 7)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断 该转角是否大于第二旋转式电位器的灵敏度阔值；
[0158] 步骤B.8)，若该转角大于等于第二旋转式电位器的灵敏度阔值，则第二微控制器 按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比，重复步骤B. 7);
[0159] 步骤B.9)，若该转角小于角位移传感器的灵敏度阔值，则第二微控制器输出占空 比为0的PWM波。
[0160] 力矩电机输出转矩的大小只与电机的电枢电流有关，与负载的转速无关。当负载 增大时，电机的电枢电流增大;反之，电机的电枢电流减小。力矩电机的输出转矩的方向由 相应的微控制器输出PWM波的占空比的正负决定。
[0161] 第一轴上的驾驶杆手柄力的计算方式如下：
[0162] 步骤C.1)，第一微控制器控制输出空占比等于预设的最小空占比阔值的PWM波；
[0163] 步骤C. 2)，通过第一电流传感器获取第一力矩电机的电枢电流信号，同时获取杆 力传感器在第一轴上的杆力大小，并记录当前第一微控制器控制输出PWM波的空占比、第一 力矩电机的电枢电流信号和杆力传感器在第一轴上的杆力大小；
[0164] 步骤C.3)，第一微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比；
[0165] 步骤C.4)，重复步骤C. 2)至步骤C. 3)，直到第一微控制器输出的PWM波的占空比大 于等于预设的最高占空比阔值；
[0166] 步骤C. 5 )，重复步骤C. 1)至步骤C. 4)至少50次；
[0167] 步骤C.6)，对第一力矩电机的电枢电流信号数据和杆力传感器在第一轴上的杆力 信号数据进行一阶线性拟合，得到拟合后的函数关系为：
[016引 Fi = Si ? I广S2
[0169] 其中，Fi代表第一轴上的驾驶杆手柄力，Si和S2代表Fi与Ii之间解析式的参数。
[0170] 第二轴上的驾驶杆手柄力的计算方式与第一轴一样，具体如下：
[0171] 步骤D.1)，第二微控制器控制输出空占比等于预设的最小空占比阔值的PWM波；
[0172] 步骤D. 2)，通过第二电流传感器获取第二力矩电机的电枢电流信号，同时获取杆 力传感器在第二轴上的杆力大小，并记录当前第二微控制器控制输出PWM波的空占比、第二 力矩电机的电枢电流信号和杆力传感器在第二轴上的杆力大小；
[0173] 步骤D.3)，第二微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比；
[0174] 步骤D.4)，重复步骤D. 2)至步骤D. 3)，直到第二微控制器输出的PWM波的占空比大 于等于预设的最高占空比阔值；
[0175] 步骤D. 5 )，重复步骤D. 1)至步骤D. 4)至少50次；
[0176] 步骤D.6)，对第二力矩电机的电枢电流信号数据和杆力传感器在第二轴上的杆力 信号数据进行一阶线性拟合，得到拟合后的函数关系为：
[0177] F2 = S3 ? I2-S4
[017引其中，F2代表第二轴上的驾驶杆手柄力，S3和S4代表F2与12之间解析式的参数。
[0179] 该系统采用专家PID的控制方法。两个自由度上的控制均采用相同的控制方法，同 时控制。第一轴的控制具体方法如下：
[0180] 步骤E.1)，采集当前时刻的第一力矩电机的电枢电流信号；
[0181] 步骤E. 2)，根据第一力矩电机的电枢电流信号计算得到第一轴上的驾驶杆手柄 力；
[0182] 步骤E.3)，获取当前时刻的第一角位移信号调制电路的转角信号；
[0183] 步骤E.4)，根据预先设定好的杆力曲线W及当前时刻的第一角位移信号调制电路 的转角信号，得到当前时刻第一轴上驾驶杆手柄力的理论预设值；
[0184] 步骤E. 5)，将步骤E. 2)计算得到的值减去步骤E. 4)计算得到的值，得到当前时刻 的杆力误差值;根据当前时刻的杆力误差值W及预先设定好的杆力曲线得到当前时刻k的 P歷波误差值，记为e化）；令e化-I)和e化-2)分别为上一时刻k-1和上两时刻k-2的P丽波误 差值，e化）、e化-1)和e化-2)的初始值都设为零；I e化）I代表当前时刻PWM波误差值的绝对 值大小;PWM化)代表当前时刻第一微控制器输出的PWM波的占空比，PWM化-1)代表上一时刻 第一微控制器输出的PWM波的占空比；
[0185] 步骤E.6)，计算当前时刻的Pmi波误差值与上一时刻的HVM波误差值之间的差值， 记为A e化），A e(k-l)代表上一时刻的PWM波误差值与上两时刻的PWM波误差值之间的差 值：
[0186]
[0187] 步骤E.7)，当Ie化）I >化时，Mi为预先设定的大范围控制阔值，误差的绝对值很大， 控制过程中不引入杆力反馈，此时，控制第一微控制器P歷波，使得其空占比等于当前角位 移信号调制电路的转角信号相对应的PWM波占空比；
[0188] 那么此时PWM化)等于与当前角位移信号调制电路的转角信号相对应的PWM波占空 比，也即杆力开环控制情况下的PWM波占空比值；
[0189] 步骤E. 8)当e化）A e化）> 0时，此时误差的绝对值在增大，或者保持不变，在此条 件下，若Ie化）I >M2，M2为预先设定小范围控制阔值，认为误差较大，通过实施较强的控制作 用，使得误差的绝对值迅速减小，此时，第一微控制器按照W下空占比输出PWM波：
[0190] PWM 化）=PWM 化-l)+ks 化 p[e 化)-e 化-l)]+kie 化)+kd[e 化)-化化-l)+e 化-2)]}
[0191] 其中，k康示反馈控制作用的强度，kp表示比例控制系数，k康示积分控制系数，kd 表示微分控制系数；
[0192] 步骤E. 9)，当I e(k) I《M2,此时虽然误差的绝对值在增大，但是误差的绝对值不 大，可W实施一般的控制作用，只是改变误差的变化趋势，使其误差的绝对值减小，此时， 第一微控制器按照W下空占比输出PWM波：
[0193] PWM(k)=PWM 化-l)+kp[e 化)-e(k-l)]+kie(k)+kd[e(k)-2e(k-l)+e 化-2)];
[0194] 步骤E.10)，当e化）Ae化）<0且Ae化）Ae化-1)>0,或者e化）=0时，此时误差的 绝对值朝减小的方向变化，或者已到达期望值，此时，第一微控制器按照W下空占比输出 PWM 波：
[0195] PWM 化）=PWlKk-I);
[0196] 步骤E.11)，当e化）Ae化）<0且Ae化）Ae化-1)<0时，说明误差处于极值状态， 此时，若Ie化）I 第一微控制器按照W下空占比输出PWM波：
[0197] PWM(k)=PWM 化-l)+kskpe(k);
[019引步骤E.12)若Ie化）|<M2,此时：
[0199] PWM(k)=PWM 化-l)+k6kpe(k);
[0200] 其中，k6表示只有积分作用时用来调整积分作用的参数;并且ks〉k6;
[0201] 步骤E.13)当Ie化）I <e，第一微控制器按照W下空占比输出PWM波：
[0202] PWM(k)=PWM 化-l)+kie(k);
[0203] 其中，e为预先根据杆力精度设定设定的误差值大小的临界阔值。
[0204] 第二轴的控制具体方法和第一轴完全一致，不再寶述。
[0205] 本技术领域技术人员可W理解的是，除非另外定义，运里使用的所有术语(包括技 术术语和科学术语）具有与本实用新型所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意 义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上 下文中的意义一致的意义，并且除非像运里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来 解释。
[0206] W上所述的【具体实施方式】，对本实用新型的目的、技术方案和有益效果进行了进 一步详细说明，所应理解的是，W上所述仅为本实用新型的【具体实施方式】而已，并不用于限 制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均 应包含在本实用新型的保护范围之内。
【主权项】
1. 一种飞机主动侧杆，其特征在于，包含驾驶杆、第一微控制单元和第二微控制单元； 所述驾驶杆包含壳体、手柄、杆力传感器、杆体、第一轴、第二轴、第一对轴承和第二对 轴承； 所述第一轴、第二轴采用内外框的形式，第一轴为内框轴，第二轴为外框轴，第一轴能 够在第二轴的滑槽滑动； 所述壳体为上下开口的矩形，第一对轴承、第二对轴承对应设置在其四壁的中心上； 所述第一轴、第二轴分别通过第一对轴承、第二对轴承承载，且两端均伸出所述壳体； 所述杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶部与 手柄固连； 所述杆力传感器用于测量飞行员施加在驾驶杆手柄上的力； 所述手柄上设有用于切换侧杆的工作模式的切换开关，所述工作模式包含主动模式、 随动模式、配平模式以及被动模式； 所述第一微控制单元包含第一旋转式电位器、第一齿轮减速器、第一力矩电机、第一编 码器、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一固态继电器、第一手柄力调制信号电路、 第一角位移信号调制电路、和第一电流传感器； 所述第一旋转式电位器的输入端与第一轴的一端连接，输出端与第一角位移信号调制 电路输入端相连； 所述第一齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输出孔与第一轴的另一端连接， 输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接； 所述第一编码器的码盘与第一力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第一力矩电机 输出轴的转速，并将其传递给所述第一微控制器； 所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连； 所述第一 PWM电机驱动模块输出端通过第一固态继电器与所述第一力矩电机电气相 连； 所述第一电流传感器用于感应第一力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第一微控 制器； 所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一 PWM电机驱动模块 的输入端、第一固态继电器的控制端、第一角位移信号调制电路的输出端、第一编码器的输 出端、第一电流传感器、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器 在第一轴上的杆力输出信号、第一力矩电机的电枢电流信号、第一角位移信号调制电路的 转角信号以及第一力矩电机的转速信号输出PWM波到第一 PWM电机驱动模块，控制第一力矩 电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧 杆装置的状态信息； 所述第二微控制单元包含第二旋转式电位器、第二齿轮减速器、第二力矩电机、第二编 码器、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二固态继电器、第二角位移信号调制电路、 第二手柄力调制信号电路、齿轮减速箱、直角换向器和第二电流传感器； 所述第二旋转式电位器的输入端与第二轴的一端连接，输出端与第二角位移信号调制 电路输入端相连； 所述第二轴的另一端与齿轮减速箱的输入齿轮连接，齿轮减速箱的输出齿轮与直角换 向器的输出轴连接； 所述直角换向器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入端与第二齿轮减速器的输出孔连 接； 所述第二齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入孔与第二力矩电机输出轴的 一端连接； 所述第二编码器的码盘与第二力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第二力矩电机 输出轴的转速，并将其传递给所述第二微控制器； 所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连； 所述第二PWM电机驱动模块输出端通过第二固态继电器与所述第二力矩电机电气相 连； 所述第二电流传感器用于感应第二力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第二微控 制器； 所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动模块 的输入端、第二固态继电器的控制端、第二角位移信号调制电路的输出端、第二编码器的输 出端、第二电流传感器、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器 在第二轴上的杆力输出信号、第二力矩电机的电枢电流信号、第二角位移信号调制电路的 转角信号以及第二力矩电机的转速信号输出PWM波到第二PWM电机驱动模块，控制第二力矩 电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧 杆装置的状态信息。2. 根据权利要求1所述的飞机主动侧杆，其特征在于，所述杆力传感器采用2维电阻应 变片式杆力传感器，分别对应第一轴上的力和第二轴上的力。3. 根据权利要求1所述的飞机主动侧杆，其特征在于，所述第一、第二齿轮减速器采用 精密行星齿轮减速器。4. 根据权利要求1所述的飞机主动侧杆，其特征在于，所述第一、第二力矩电机采用峰 值堵转电压为27V的稀土永磁直流有刷力矩电机。5. 根据权利要求1所述的飞机主动侧杆，其特征在于，所述直角换向器采用精密伺服锥 齿轮直角换向器。6. 根据权利要求1所述的飞机主动侧杆，其特征在于，所述第一、第二微控制器采用 STM32芯片。7. 根据权利要求1所述的飞机主动侧杆，其特征在于，所述第一、第二旋转式电位器采 用电气角度为90度的精密旋转式电位器。8. 根据权利要求1所述的飞机主动侧杆，其特征在于，所述第一、第二编码器采用高线 数的增量式编码器。9. 根据权利要求1所述的飞机主动侧杆，其特征在于，所述第一、第二电流传感器采用 霍尔闭环电流传感器。
【文档编号】B64C13/02GK205652337SQ201620144109
【公开日】2016年10月19日
【申请日】2016年2月25日 公开号201620144109.7, CN 201620144109, CN 205652337 U, CN 205652337U, CN-U-205652337, CN201620144109, CN201620144109.7, CN205652337 U, CN205652337U
【发明人】王欢, 孙永荣, 熊智
【申请人】南京航空航天大学