CN101539476A - 飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构 - Google Patents

飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构 Download PDF

Info

Publication number
CN101539476A
CN101539476A CN200910079816A CN200910079816A CN101539476A CN 101539476 A CN101539476 A CN 101539476A CN 200910079816 A CN200910079816 A CN 200910079816A CN 200910079816 A CN200910079816 A CN 200910079816A CN 101539476 A CN101539476 A CN 101539476A
Authority
CN
China
Prior art keywords
torsion
bar spring
steering engine
load torque
aerocraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN200910079816A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101539476B (zh
Inventor
宋晓东
梁作宝
姚晓先
林凡
戴闰志
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Technology BIT
Original Assignee
Beijing Institute of Technology BIT
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Technology BIT filed Critical Beijing Institute of Technology BIT
Priority to CN2009100798167A priority Critical patent/CN101539476B/zh
Publication of CN101539476A publication Critical patent/CN101539476A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101539476B publication Critical patent/CN101539476B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

本发明涉及一种舵机非舵偏负载力矩跟踪装置，将已有技术中的扭杆弹簧定位滑块改进为“非舵偏角负载力矩跟踪机构”，使“发明”在飞行器飞行仿真实验中，能够跟踪由于飞行攻角、侧滑角和飞行器自旋速度等非舵偏因素造成的飞行器舵机负载力矩。本发明涉及的飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构根据当前负载刚度将非舵偏负载力矩转换为力矩当量角，通过位置伺服系统进行实时跟踪，从而达到跟踪飞行器舵机由于飞行攻角、侧滑角和飞行器自旋速度等非舵偏因素造成的负载力矩的目的，使“仿真加载装置”能够更好的复现飞行器舵机在实际飞行中的负载情况。

Description

飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器等控制系统仿真的舵机加载装置，属于飞行器控制领域。
技术背景
舵机伺服仿真加载装置的作用是模拟飞行器在飞行过程中舵面所受空气动力矩，其功能是在实验室条件下复现飞行器在飞行过程中的舵机负载，从而检测飞行器控制系统的性能指标。
传统的舵机伺服仿真加载装置实际是个施力机构，该机构基本由电液伺服阀、液压缸(或液压马达)及控制器的等组成，或由伺服电机、减速传动机构及控制器等组成。液压缸的输出或减速传动机构的输出直接加到被试舵机输出轴上。装置施力的大小理想情况是由输入控制器的电压信号而定，该信号代表舵面所受空气动力矩。由于施力机构响应速度有限，而且舵片位置是变化的，所以会生产较大的多余力，影响仿真的精度。
最大限度地减少多余力是传统舵机伺服仿真加载装置设计的主要指标，通常其途径就是提高施力机构的响应速度和采用新的控制方法，但其响应速度受到执行机构-液压伺服系统或电动伺服系统响应速度的限制，使传统伺服加载系统无法消除多余力，尤其是对于响应速度要求快的旋转弹舵机系统的加载仿真，已申报的发明“变刚度舵机仿真加载装置”(200710119937.0)提出了通过伺服机构改变扭杆弹簧工作长度实现模拟飞行器在不同高度不同速度时舵片所受的气动力的方案，有效的解决了传统加载装置试验中存在的多余力的问题。该发明根据飞行过程中，舵片所受的气动力与舵偏角近似呈线性关系的特点，将“仿真加载装置”的加载力矩定义为舵偏角的正比函数，但飞行器在实际飞行过程中，舵机所承受的负载力矩不仅与舵偏角有关还与飞行攻角、侧滑角和飞行器自旋速度有关。该发明的加载方式不能反映飞行攻角、侧滑角和飞行器自旋速度等对舵机负载产生的影响。
发明内容
本发明的目的就是为了弥补上述已有技术的不足，在发明“变刚度舵机仿真加载装置”(200710119937.0)的基础上增加一种飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构，更好的复现飞行器舵机在实际飞行过程中的负载情况。
在发明“变刚度舵机仿真加载装置”(200710119937.0)中，扭杆弹簧定位滑块与直线传动平台采用刚性连接。本发明在扭杆弹簧定位滑块的基础上增加了控制器、伺服电机、减速器、辅助传动组件、辅助连接轴、扭杆弹簧定位滑块、角度传感器(码盘)、和固定底座等。固定底座为本发明的支撑件与加载装置的直线传动平台刚性连接；伺服电机与减速器相连；减速器壳体与固定底座相连，其输出轴与辅助传动组件的主动件相连，辅助传动组件的从动件与辅助连接轴相连；辅助连接轴的另一端与扭杆弹簧定位滑块相连；扭杆弹簧定位滑块与辅助连接轴固联，构成一个刚性体，其两端分别通过轴承与固定底座相连；角度传感器(码盘)直接或间接与扭杆弹簧定位滑块相连。
本发明根据当前负载刚度将非舵偏因素造成的舵机负载力矩转换为力矩当量角，通过位置伺服系统实时跟踪力矩当量角，从而达到跟踪飞行器舵机由于飞行攻角、侧滑角和飞行器自旋运动等非舵偏因素造成的负载力矩的目的。
具体工作过程为：当给控制器一个当量角信号，伺服电机转动，该转动通过减速器和辅助传动组件带动扭杆弹簧定位滑块转动，扭杆弹簧定位滑块的转动角度由角度传感器测量，该结果反馈到控制器与控制当量角信号比较形成闭环控制，使扭杆弹簧定位滑块的转动角度为给定的当量角度。当扭杆弹簧定位滑块转动一个角度后，扭杆弹簧即有扭矩输出，所以舵机受到一个初始力矩作用，该力矩为非舵偏因素造成的舵机负载力矩，当给控制器的当量角信号是变化的，舵机受到的初始力矩也是变化的。
伺服电机与减速器或减速机构相连，减速器作用是将伺服电机的高转速变成低转速输出。
减速器的输出可以直接带动扭杆弹簧定位滑块转动，也可以通过辅助传动组件带动扭杆弹簧定位滑块转动，也可以通过辅助传动组件及辅助传动轴带动扭杆弹簧定位滑块转动。
角度传感器的作用是测量扭杆弹簧定位滑块转动角度，角度传感器的转动部分可以与扭杆弹簧定位滑块直接刚性连接，也可以通过其他传动机构连接，角度传感器不动的壳体安装在底座上。
底座或固定底座与加载装置的直线传动平台刚性连接，它能同直线传动平台一起直线移动，但不能转动，伺服电机和减速器等都固定在底座上，并相对底座转动。
扭杆弹簧定位滑块与辅助连接轴固连，构成一个刚性体，其两部分分别通过轴承与固定底座相连。
扭杆弹簧定位滑块有定位辊、压紧辊和压紧弹簧或其他压紧机构组成(见发明“变刚度舵机仿真加载装置”200710119937.0)，扭杆弹簧从定位辊与压紧辊之间通过，定位辊和压紧辊将扭杆弹簧夹紧，扭杆弹簧定位滑块的摆动，带动扭杆弹簧的定位端扭转，使扭杆弹簧产生一个附件扭矩，实现跟踪非舵偏因素造成的负载力矩的目的。
所述的辅助连接轴为中空结构，扭杆弹簧从中间穿过且与其不接触。不影响扭杆弹簧的拉紧。
有益效果
采用本发明实现了飞行器舵机的仿真加载装置对由于飞行器攻角、侧滑角和飞行器自旋速度等造成的舵机负载力矩的实时跟踪，使仿真加载装置更好的复现飞行器舵机在实际飞行中的负载情况。
附图说明
图1-本发明三维轴测图；
图2-本发明二维主视图；
图3-图2俯视图；
图4-图2左视图；
图5-本发明安装位置图；
其中：1-底座，2-扭杆弹簧定位滑块，3-伺服电机，4-减速器，5-角度传感器(或码盘)，6-辅助传动组件，7-辅助连接轴，0-1-加载装置基础平台，0-2-输出轴组件，0-3-扭杆弹簧，0-4-非舵偏负载力矩跟踪机构，0-5-扭杆弹簧拉紧组件，0-6-伺服电机及精密传动平台。
实施例
下面结合附图实施例对本发明作进一步详细说明。
本发明涉及的变刚度舵机仿真加载装置主要由：负载刚度变化机构(I)、输出轴连接机构(II)、反力矩加载系统(III)和计算机控制系统(IV)等组成。
在发明“变刚度舵机仿真加载装置”(200710119937.0)中，扭杆弹簧定位滑块与直线传动平台采用刚性连接。本发明在扭杆弹簧定位滑块2的基础上增加了伺服电机3、减速器4、辅助传动组件6、辅助连接轴7、角度传感器(码盘)5、和固定底座1等。固定底座1为支撑件与加载装置的直线传动平台刚性连接；伺服电机3与减速器4相连；减速器2壳体与固定底座1相连；减速器4的输出轴与辅助传动组件6的主动件相连；辅助传动组件6的从动件与辅助连接轴7相连；辅助连接轴7的另一端与扭杆弹簧定位滑块2固联，构成一个刚性体，其两端分别通过轴承与固定底座1相连；角度传感器(码盘)直接或间接与扭杆弹簧定位滑块相连。
伺服电机3经减速器4减速后，通过辅助传动组件6带动辅助连接轴7和扭杆弹簧定位滑块2摆动。角度传感器(码盘)5反馈扭杆弹簧定位滑块2的实际转角。
扭杆弹簧定位滑块2有定位辊、压紧辊和压紧弹簧或其他压紧机构组成，扭杆弹簧从定位辊与压紧辊之间通过，定位辊和压紧辊将扭杆弹簧夹紧，扭杆弹簧定位滑块的摆动，带动扭杆弹簧定位端扭转，使扭杆弹簧产生一个附加扭矩，实现跟踪非舵偏因素造成的舵机负载力矩的目的。
具体工作过程为：当给控制器一个当量角信号，伺服电机3转动，该转动通过减速器4、辅助传动组件6和辅助连接轴7带动扭杆弹簧定位滑块2转动，扭杆弹簧定位滑块2的转动角度由角度传感器5测量，该结果反馈到控制器与控制当量角信号比较，形成闭环控制，使扭杆弹簧定位滑块2的转动角度为给定的当量角度。当扭杆弹簧定位滑块5转动一个角度后，扭杆弹簧即有扭矩输出，所以舵机受到一个初始力矩作用，该力矩为非舵偏因素造成的舵机负载力矩，当给控制器的当量角信号是变化的，舵机受到的初始力矩也是变化的。

Claims (3)

1.一种飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构，用于跟踪由于飞行攻角、侧滑角和飞行器自旋速度等非舵偏因素造成的飞行器舵机负载力矩，其特征在于：它包含固定底座1、扭杆弹簧定位滑块2、伺服电机3、减速器4、角度传感器5、辅助传动组件6和辅助传动轴等；固定底座1为机构的支撑件，与加载装置的直线传动平台0-6刚性连接，其他各组件均直接或间接与其相连。
2.如权利要求1所述的非舵偏负载力矩跟踪机构，其特征在于：伺服电机3与减速器4相连，通过辅助传动组件6连接辅助连接轴7和扭杆弹簧定位滑块2绕其在固定底座1的定位轴线摆动；角度传感器5反馈扭杆弹簧定位滑块2的实际转角。
3.如权利要求1所述的非舵偏负载力矩跟踪机构，其特征在于：辅助连接轴7为中空结构，扭杆弹簧从中间穿过且与其不接触。
CN2009100798167A 2009-03-12 2009-03-12 飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构 Expired - Fee Related CN101539476B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2009100798167A CN101539476B (zh) 2009-03-12 2009-03-12 飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN2009100798167A CN101539476B (zh) 2009-03-12 2009-03-12 飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101539476A true CN101539476A (zh) 2009-09-23
CN101539476B CN101539476B (zh) 2011-11-09

Family

ID=41122782

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2009100798167A Expired - Fee Related CN101539476B (zh) 2009-03-12 2009-03-12 飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN101539476B (zh)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102122135A (zh) * 2010-06-25 2011-07-13 北京理工大学 闭环负载刚度变化装置
CN102818595A (zh) * 2012-08-23 2012-12-12 北京理工大学 一种小型涵道飞行器飞行参数的测量方法
CN103076195A (zh) * 2013-01-05 2013-05-01 中国航天时代电子公司 一种舵机测试仪及其测试方法
CN109752173A (zh) * 2019-01-24 2019-05-14 北京瑞极通达科技有限公司 一种线性的扭矩可调的舵机加载装置
CN110077577A (zh) * 2019-03-20 2019-08-02 北京瑞极通达科技有限公司 一种基于高速旋转飞行器的电动执行机构
CN110907157A (zh) * 2019-12-03 2020-03-24 武汉宏海兴民科技有限公司 一种多功能测试舵机性能指标的装置
CN112650122A (zh) * 2020-12-23 2021-04-13 武汉量宇智能科技有限公司 燃气扰流片式伺服控制系统及方法
CN114018726A (zh) * 2021-10-22 2022-02-08 中国空空导弹研究院 一种刚度可调的琴簧式扭矩加载装置
CN114235244A (zh) * 2021-11-29 2022-03-25 北京航天控制仪器研究所 一种陀螺电机用高精度反力矩测试装置

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN2909519Y (zh) * 2006-04-26 2007-06-06 深圳市翠涛自动化设备有限公司 全闭环高精度伺服旋转工作台
CN101271036A (zh) * 2007-03-20 2008-09-24 中国航天科技集团公司第五研究院第五一○研究所 太阳翼铰链力矩测试装置
CN101105423B (zh) * 2007-08-03 2010-08-25 北京理工大学 变刚度舵机仿真加载装置

Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102122135A (zh) * 2010-06-25 2011-07-13 北京理工大学 闭环负载刚度变化装置
CN102122135B (zh) * 2010-06-25 2013-06-26 北京理工大学 闭环负载刚度变化装置
CN102818595A (zh) * 2012-08-23 2012-12-12 北京理工大学 一种小型涵道飞行器飞行参数的测量方法
CN102818595B (zh) * 2012-08-23 2014-10-08 北京理工大学 一种小型涵道飞行器飞行参数的测量方法
CN103076195A (zh) * 2013-01-05 2013-05-01 中国航天时代电子公司 一种舵机测试仪及其测试方法
CN109752173A (zh) * 2019-01-24 2019-05-14 北京瑞极通达科技有限公司 一种线性的扭矩可调的舵机加载装置
CN110077577A (zh) * 2019-03-20 2019-08-02 北京瑞极通达科技有限公司 一种基于高速旋转飞行器的电动执行机构
CN110907157A (zh) * 2019-12-03 2020-03-24 武汉宏海兴民科技有限公司 一种多功能测试舵机性能指标的装置
CN110907157B (zh) * 2019-12-03 2021-10-29 武汉宏海兴民科技有限公司 一种多功能测试舵机性能指标的装置
CN112650122A (zh) * 2020-12-23 2021-04-13 武汉量宇智能科技有限公司 燃气扰流片式伺服控制系统及方法
CN114018726A (zh) * 2021-10-22 2022-02-08 中国空空导弹研究院 一种刚度可调的琴簧式扭矩加载装置
CN114018726B (zh) * 2021-10-22 2023-11-21 中国空空导弹研究院 一种刚度可调的琴簧式扭矩加载装置
CN114235244A (zh) * 2021-11-29 2022-03-25 北京航天控制仪器研究所 一种陀螺电机用高精度反力矩测试装置
CN114235244B (zh) * 2021-11-29 2023-12-29 北京航天控制仪器研究所 一种陀螺电机用高精度反力矩测试装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN101539476B (zh) 2011-11-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101539476B (zh) 飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构
CN101105423B (zh) 变刚度舵机仿真加载装置
CN205383949U (zh) 一种空气舵与燃气舵的联动结构
CN107203184A (zh) 直线舵机电动加载系统的动态控制方法
CN203858778U (zh) 一种基于电动加载的舵机负载模拟装置
CN201302606Y (zh) 伺服系统复杂负载工况模拟和性能测试装置
CN102320324A (zh) 线控转向汽车路感模拟执行装置
CN104091485B (zh) 一种双电机驱动的负载模拟器
CN111717414B (zh) 一种舵机气动模拟负载装置
CN106840583B (zh) 一种具有平移功能的亚跨超声速风洞大攻角机构
CN101696908A (zh) 汽车转向系统性能试验装置
CN101441477A (zh) 一种弯扭组合二维时变载荷加载装置
CN108454882A (zh) 一种舵面驱动和舵面角度测量机构
CN109093379A (zh) 低压涡轮单元体智能装配平台
CN104864061A (zh) 一种电液混合驱动的丝杠传动系统及其控制方法
CN106640846B (zh) 基于直线电机驱动增力模块的伺服作动器高动态加载装置
CN105171728A (zh) 一种六棱锥式六自由度并联机构
CN203941012U (zh) 一种具有垂向加载功能的电动轮综合性能试验台
CN208070050U (zh) 一种舵面驱动和舵面角度测量机构
CN104359658A (zh) 一种模拟风帆受力的加载试验台
CN203037544U (zh) 机械式顶推疲劳试验机
CN105045134A (zh) 双摩擦盘加载机构及采用该机构的双向摩擦加载式无多余力矩电液负载模拟器
CN102122135B (zh) 闭环负载刚度变化装置
CN113280992A (zh) 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验系统
CN206450397U (zh) 一种具有平移功能的亚跨超声速风洞大攻角机构

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
C17 Cessation of patent right
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20111109

Termination date: 20130312