CN103868545B - 多参数飞行测力试验数据采集系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种多参数飞行测力试验数据采集系统，其包括：推力及扭矩测量模块；倾角测量模块，用于测量螺旋桨在水平与竖直方向上的倾斜角度；加速度测量模块，用于测量当前螺旋桨的运动状态；温度测量模块，用于所述推力及扭矩测量模块采集所处的环境温度；气压测量模块，用于采集当前所处高度下的大气压力值；主控模块。本发明在采集螺旋桨推力及扭矩值的同时，还采集螺旋桨所处环境的温度、压力等环境因素以及螺旋桨自身的运动状态和姿态等，以修正螺旋桨的推力及扭矩测量值，使结果更为准确。同时，能够实时的为上位飞控计算机提供数据进行分析，掌握螺旋桨的工作状态，也为后续的飞行器气动参数辨识及控制飞行状态提供准确的数值依据。

Description

多参数飞行测力试验数据采集系统

技术领域

本发明涉及一种数据采集采统，特别涉及一种实时采集飞行器螺旋桨推力及扭矩载荷的多参数飞行测力试验数据采集系统。

背景技术

近几十年，航空推进技术已进入喷气时代，但是这并不意味着螺旋桨已完全退出该领域，恰恰相反，在某些特定的飞行器或飞行空间里却只能采用螺旋桨作为动力装置。

目前，大多数高空平台包括高空飞艇和高空无人机都采用螺旋桨作为其动力装置，例如：美国的HighPlatform等多种高空平台和太阳神系列飞行器都是采用螺旋桨作为其动力装置。因此，对螺旋桨气动性能的研究依然很重要，尤其是对临近空间飞行器螺旋桨性能的研究是十分必要的。

由于高空大气密度与地面大气密度相差较大，对于不具备在地面直接模拟高空低密度大气环境风洞试验条件的情形，要开展高空螺旋桨推力及扭矩测量的相关研究工作，只能借助于地面常规密度风洞来进行螺旋桨缩比模型试验。而高空与地面空气密度的较大差别是否会对螺旋桨缩比模型地面风洞试验的结果产生影响，还有待进一步验证。

由于高空环境与近地面环境大不相同，低气压、低温度、低空气密度、及重力加速度等因素都会对螺旋桨拉力及扭矩值的测量产生很大的干扰，因此，在进行螺旋桨推力及扭矩测量时，要全面考虑螺旋桨所处环境、螺旋桨实际运动状态以及螺旋桨姿态对测量结果产生的影响。

发明内容

本发明的目的在于提供一种多参数飞行测力试验数据采集系统，在采集螺旋桨推力及扭矩值的同时，还采集螺旋桨所处环境的环境因素以及螺旋桨自身的运动状态和姿态等数据，用于修正螺旋桨的推力及扭矩测量。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种多参数飞行测力试验数据采集系统，其包括：推力及扭矩测量模块，用于测量飞行器螺旋桨的拉力及扭矩值；倾角测量模块，用于测量螺旋桨在水平与竖直方向上的倾斜角度，以修正螺旋桨自重变化对推力及扭矩测量值产生的影响；加速度测量模块，用于测量当前螺旋桨的运动状态，以修正螺旋桨的推力及扭矩值；温度测量模块，用于所述推力及扭矩测量模块采集所处的环境温度，以在后续数据处理中修正温度变化对推力及扭矩值所产生的影响；气压测量模块，用于采集当前所处高度下的大气压力值，以在后续数据处理中补偿大气压力值的变化对推力及扭矩值所产生的干扰；主控模块，与由其进行管理的所述推力及扭矩测量模块、加速度测量模块、倾角测量模块、温度测量模块、气压测量模块通信连接。

在上述采集系统的一种优选实施方式中，所述推力及扭矩测量模块包括二分量应变式力传感器及信号采集电路；所述二分量应变式力传感器用于测量螺旋桨旋转时所产生的推力以及扭矩载荷并转换成电压信号，供所述信号采集模块采集。

在上述采集系统的一种优选实施方式中，所述信号采集电路自带基准电压源，以消除由基准电压变化带来的测量误差。

在上述采集系统的一种优选实施方式中，所述倾角测量模块具有两个倾角传感器，两个所述倾角传感器中的一只与螺旋桨同轴方向放置，别一只所述倾角传感器与螺旋桨的轴呈90度放置。

在上述采集系统的一种优选实施方式中，所述加速度测量模块为一三轴加速度传感器。

在上述采集系统的一种优选实施方式中，还包括密闭的仪器盒，所述倾角测量模块、加速度测量模块、主控模块均封存于所述仪器盒中，以减小温度的影响。

在上述采集系统的一种优选实施方式中，所述仪器盒中设有温度控制模块，所述温度控制模块包括加热装置以及冷却装置，用于将所述仪器盒内的温度保持在－20℃至+40℃之间。

在上述采集系统的一种优选实施方式中，所述主控模块连接有双数据存储模块，所述存储模块采用双RAM形式，以将所采集的数据进行保存，相互备份。

在上述采集系统的一种优选实施方式中，所述主控模块的时钟模块采用独立电池供电。

在上述采集系统的一种优选实施方式中，所述主控模块为32位ARM高速处理芯片，且所述主控模块与所述推力及扭矩信号测量模块、加速度测量模块、倾角测量模块、气压测量模块、温度测量模块采用I2C总线方式进行通讯，所述主控模块与上位飞控计算机、地面计算机采用RS422方式进行数据交换。

基于上述，可知本发明提供一种多参数飞行测力试验数据采集系统，其在采集螺旋桨推力及扭矩值的同时，还采集螺旋桨所处环境的温度、压力等环境因素以及螺旋桨自身的运动状态和姿态等数据，用于修正螺旋桨的推力及扭矩测量值，使结果更为准确。同时，能够实时的为上位飞控计算机提供数据进行分析，掌握螺旋桨的工作状态，也为后续的飞行器气动参数辨识及控制飞行状态提供准确的数值依据。并且，本发明在近地面空间也同样能够适用于螺旋桨推力及扭矩测量。

附图说明

图1为本发明实施例的原理框图；

图2为本发明实施例用于测量螺旋桨测量推力及扭矩时的部分部件的安装结构图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细说明。

如图1及图2所示，本发明的一实施例包括推力及扭矩测量模块51、倾角测量模块52、加速度测量模块53、温度测量模块54、气压测量模块55与之均通信连接的主控模块1，主控模块1通信连接有电压转换模块2、高精度的时钟模块3、存储模块4。此外，本实施例还包括仪器盒8及温度控制模块6，以上各功能模块的电路部分及多个测量模块的传感器均封存于仪器盒8中。温度控制模块6位于仪器盒8中，以调节仪器盒8内部的温度。

具体而言，推力及扭矩测量模块51包括一个用于设置在螺旋桨7的螺旋桨轴51上的二分量应变式力传感器511（如图2）及信号采集电路（封存于仪器盒8中，未示出）。二分量应变式力传感器511用于测量螺旋桨7旋转时所产生的推力以及扭矩并转换成电信号，供后续的信号采集电路进行采集。信号采集电路应用斩波技术，以高精度的稳定测量信号的零点值。并且应用50HZ陷波电路，将50HZ及其倍频的噪声干扰降至－120DB以下。更优选地，信号采集电路自带基准电压源，其可以消除由基准电压变化带来的测量误差。

倾角测量模块52测量螺旋桨7在水平与竖直方向上的倾斜角度，用于修正螺旋桨7自重变化对推力及扭矩测量值产生的影响。倾角测量模块52包括两只独立的同轴角度传感器：倾角传感器一521、倾角传感器二522。二者利用同轴差动原理对测量值的角度偏差进行修正，还具有机械阻尼功能，可以消除振动对角度测量产生的干扰。

加速度测量模块53集成了一个三轴加速度传感器，其可以测量一个空间点的三轴向的线加速度，如图2，三轴加速度传感器的坐标轴系的一个轴与螺旋桨轴71呈同轴或平行状态。此三轴加速度传感器用于测量当前螺旋桨7的运动状态，用于修正螺旋桨的推力及扭矩值。

温度测量模块54利用温度传感器采集二分量应变式力传感器511所处的环境温度，如图2所示。飞行器在上升过程中，高度越高，空气越稀薄，保温性能差，在20Km的高空，温度可达－70℃，巨大的温度变化将严重影响二分量应变式力传感器511本身的机械性能进而影响其测量值的准确性。鉴于此，温度测量模块54利用温度传感器采集二分量应变式力传感器511所处的环境温度，在后续数据处理中将用于修正温度变化对推力及扭矩值所产生的影响。

气压测量模块55利用大气压力传感器采集当前所处高度下的大气压力值。飞行器在上升过程中，其所处环境大气静压会逐渐变小，气压的变化会使二分量应变式力传感器511所测量的推力及扭矩信号零点值产生漂移，鉴于此，气压测量模块55利用大气压力传感器采集当前二分量应变式力传感器511所处高度下的大气压力值，在后续数据处理中将用于补偿大气压力值的变化对推力及扭矩值所产生的干扰。

温度控制模块6为本实施例的电路部分提供温度保护。本实施例中除二分量应变传感器511、温度测量模块54的温度传感器、气压测量模块55的压力传感器直接暴露于环境中，其余模块及测量电路均封存于密闭的仪器盒8中，以减小温度对各数据测量模块、主控模块1及与主控模块1连接的其它模块的影响。此温度控制模块6包括加热装置以及冷却装置，通过内置的高精度温度调系统将仪器盒内的温度保持在－20℃至40℃之间，保证所有模块能够正常工作。

本实施例的主控模块1采用32位ARM高速处理芯片，主频达100MHz。能够高速进行数字信号处理。主控模块1与推力及扭矩测量模块51、倾角测量模块52、加速度测量模块53、温度测量模块54、气压测量模块55、电压转换模块2、时钟模块3、存储模块4均采用I2C总线的通讯方式，主控模块1对其进行管理。另外，主控模块1与上位飞控计算机通过RS422方式进行通讯，并且在完成测量任务回收后，通过RS422与地面计算机进行数据交换。

与主控模块1连接的存储模块4采用双RAM形式，可以以每秒10组数据的速率将所采集的数据进行保存，相互备份，掉电不丢失，数据存储时间大于50小时。

与主控模块1连接的高精度时钟模块3为所记录的数据提供时间标准，为本实施例中唯一一个采用独立供电的模块，可以通过GPS间接授时，也可以通过主控模块1对时间进行任意调整、设定。

电压转换模块2可以保证本实施例适用于绝大多数直流电源直接供电的情况（尤其适用于12-36V直流电源直接供电的情况）。其可以采用高精度电压转换芯片，用于将12—36V电压转换为12V电压，并且采用陷波技术，滤掉高频干扰信号，使输出的电压保持隐定。

在应用时，本实施例伴随着飞行器升入高空，优选地，仪器盒8固定在螺旋桨7的驱动电机外壳上。推力及扭矩测量模块51测量螺旋桨7的推力及扭矩值，倾角测量模块52测量当前螺旋桨7的工作姿态角，加速度测量模块53测量当前螺旋桨7的运动状态，温度测量模块54和气压测量模块55测量二分量应变式力传感器511所处的环境的温度及气压。上述所有模块所测量的数据通过I2C总线方式传输至主控模块1，由主控模块1对数据进行处理，并将最后所得到的数据通过RS422方式上传至飞控计算机并将原始数据连同当前时间点存储到存储模块4，双内存中的数据互相备份，掉电不丢失，数据存储时间大于50小时。温度控制模块6一直监控仪器盒8内部的系统温度，进行加热或者冷却调控，使得此系统可以在-70℃的环境温度下正常工作，还可以以10m/s运动速度撞击地面而不损坏。

综上，本发明使用高精度的数据采集模块对螺旋桨的推力及扭矩信号进行采集，并由倾角传感器、加速度传感器、温度传感器以及气压传感器测量当前螺旋桨的姿态角及加速度值、当前螺旋桨所处环境的温度及压力值，同时对螺旋桨的推力及扭矩进行修正，并将数据同步发送至上位飞控计算机。实现了飞行器在飞行过程中对螺旋桨推力及扭矩输出载荷的采集，并且能够实时的为上位机提供数据供其分析，为掌握螺旋桨的工作状态提供的可靠的数据支持。

由技术常识可知，本发明可以通过其它的不脱离其精神实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述公开的实施方案，就各方面而言，都只是举例说明，并不是仅有的。所有在本发明范围内或在等同于本发明的范围内的改变均被本发明包含。

Claims (10)

1.一种多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，包括：

推力及扭矩测量模块，用于测量飞行器螺旋桨的推力及扭矩值；

倾角测量模块，用于测量螺旋桨在水平与竖直方向上的倾斜角度，以修正螺旋桨自重变化对推力及扭矩值产生的影响；

加速度测量模块，用于测量当前螺旋桨的运动状态，以修正螺旋桨的推力及扭矩值；

温度测量模块，用于所述推力及扭矩测量模块采集所处的环境温度，以在后续数据处理中修正温度变化对推力及扭矩值所产生的影响；

气压测量模块，用于采集当前所处高度下的大气压力值，以在后续数据处理中补偿大气压力值的变化对推力及扭矩值所产生的干扰；

主控模块，与由其进行管理的所述推力及扭矩测量模块、加速度测量模块、倾角测量模块、温度测量模块、气压测量模块通信连接。

2.根据权利要求1所述的多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，所述推力及扭矩测量模块包括二分量应变式力传感器及信号采集电路；

所述二分量应变式力传感器用于测量螺旋桨旋转时所产生的推力以及扭矩载荷并转换成电压信号，供所述信号采集电路采集。

3.根据权利要求2所述的多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，所述信号采集电路自带基准电压源，以消除由基准电压变化带来的测量误差。

4.根据权利要求1所述的多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，所述倾角测量模块具有两个倾角传感器，两个所述倾角传感器中的一只与螺旋桨同轴方向放置，另一只所述倾角传感器与螺旋桨的轴呈90度放置。

5.根据权利要求1所述的多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，所述加速度测量模块为一三轴加速度传感器。

6.根据权利要求1所述的多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，还包括密闭的仪器盒，所述倾角测量模块、加速度测量模块、主控模块均封存于所述仪器盒中，以减小温度的影响。

7.根据权利要求6所述的多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，所述仪器盒中设有温度控制模块，所述温度控制模块包括加热装置以及冷却装置，用于将所述仪器盒内的温度保持在－20℃至+40℃之间。

8.根据权利要求1所述的多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，所述主控模块连接有双数据存储模块，所述存储模块采用双RAM形式，以将所采集的数据进行保存，相互备份。

9.根据权利要求1所述的多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，所述主控模块的时钟模块采用独立电池供电。

10.根据权利要求1所述的多参数飞行测力试验数据采集系统，其特征在于，所述主控模块为32位ARM高速处理芯片，且所述主控模块与所述推力及扭矩测量模块、加速度测量模块、倾角测量模块、气压测量模块、温度测量模块采用I²C总线方式进行通讯，所述主控模块与上位飞控计算机、地面计算机采用RS422方式进行数据交换。