CN106882397B - 飞机舵面偏转测试装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提出一种飞机舵面偏转测试装置及方法，装置包括测试单元和上位机；测试单元包括壳体、吸盘式固定装置、MCU控制器、MEMS九轴传感器、温度传感器、数据传输模块、电源；上位机包括计算机、数据传输模块、显示模块；MEMS九轴传感器采集舵面的三轴加速度信号、三轴磁力数据和三轴角速度信号，并传输给MCU控制器；温度传感器将温度信号传输给MCU控制器用于温度补偿；MCU控制器根据输入信号解算得到舵面偏角和舵面偏转角速度，并将舵面偏角和舵面偏转角速度通过数据传输模块传输给上位机。本发明具备操作简单、测量精度高、能够界面显示、适用范围广、使用寿命长、具备强大的数据库存放各种机型的舵面标准参数、远程控制终端测试单元、智能数据分析等诸多智能化特点。
Description
技术领域
本发明涉及航空测试技术领域，具体为一种飞机舵面偏转测试装置及方法。
背景技术
飞机完成一个转向动作，需要飞行员在飞机的三个轴向都做出相应的动作才能完成转向。设航空器重心为参考点，划分出三条轴线，并依此进行改变动作，分别是俯仰(Pitch)、滚转(Roll)和偏航(Yaw)。机身横轴线为中心，机首/机尾上下的旋转称为俯仰；机身纵轴线为中心，两边机翼上下的旋转称为滚转；而以机身重心垂直线为中心，机首/机尾左右的旋转称为偏航。
常规航空器皆是由三条轴线的协调动作在空间中运动。当飞机需要俯仰(爬升或下降)动作时，即是由升降舵作上下的动作，以扰动机身上下的气流，产生俯仰力矩，达到机首/机尾上下角度的改变。当飞机需要滚转(倾斜)动作时，两侧机翼后方的副翼分别作出相反的动作，以改变两边机翼升力，产生滚转力矩，达到机身的旋转。当飞机需要偏航(转向)动作时，即是由方向舵向左或右转动，以扰动机身左右的气流，产生偏航力矩，达到机首/机尾方向的改变。通过这三组控制面，飞机便可以作任何方向的转动。当然，要完成一个顺畅的转弯，飞行员必须同时操作这些控制面，才可以使飞机在相同的水平面上改变方向。主控制面由副翼(Aileron)、升降舵(Elevator)、与方向舵(Rudder)组成。主控制面上的每个微小参数都直接影响飞行姿态。
飞机舵面偏转角必须在维护手册规定范围内，如果超过规定范围，将影响飞机的飞行性能，危及到飞行安全，因此，飞行前每个舵面的角度测试是一项重要的环节，测试的精准度直接影响的飞机在空中飞行姿态调整时对每个舵面参数的调制。因此，提高测试飞机舵面角度的精准度是非常必要的。
现阶段测试飞机舵面的滚转、偏航、俯仰等角度都是利用人工测试方法得到测试数据。具体操作是：测试工程师站立在升降梯上，用夹具将刻度盘夹在相应位置，因为停放飞机的机库可能不是完全水平，加之飞机机身、机翼存在一定的俯角，故测试前必须对测试工具进行校正零位，通过繁琐的工作，使量角器上的0刻度线对准指正，调整工作完成。启动测试后，测试工程师站立在升降梯上，利用同位角相等原理，将测试舵面偏转角转换成指针在量角器上所指示的角度值，再通过视觉读数，并记录测量值。这个过程中，测试工程师都身处高空作业，危险性高；调零过程复杂，操作难度高，通过视觉观察调整的零点，相对误差大，导致测试精度差；量角器夹具因为飞机的震动会使之松动，也会造成精度差。飞机上面上有多个舵面，利用现阶段工装测试耗时长，而且不具有舵面的实时监测功能，测试功能单一。
另外目前也有使用半智能化设备进行测试，其原理是通过加速度传感器、陀螺仪传感器进行舵面角度的测量，其依旧是利用夹具形式将具有传感器的测试系统固定在上面，通过显示器将传感器的数据显示出来。此过程测试工程师需要一直呆在升降梯上记录数据，但是没有调零装置，需要两次数据做差得出对应角度，操作麻烦、存在危险性。同时任何传感器都会存在温漂，如果工作时间较长，会因为温漂等原因导致测量精度不准确，而且也不具有舵面的实时监测功能，测试功能单一。
发明内容
要解决的技术问题
根据上述背景技术所述可以看出，现阶段的飞机舵面测试存在以下问题：工作效率低，耗时间、耗劳动力，操作难度高，危险系数大，测量精度差，测量数据单一，测试功能单一，不具有管理功能。为解决目前飞机舵面测试过程中的不足及缺陷，本发明提出一种飞机舵面偏转测试装置及方法，具备操作简单、测量精度高、能够界面显示、适用范围广、使用寿命长、具备强大的数据库存放各种机型的舵面标准参数、远程控制终端测试单元、智能数据分析等诸多智能化特点。
本发明的技术方案为：
所述一种飞机舵面偏转测试装置，其特征在于：包括测试单元和上位机；
所述测试单元包括壳体、吸盘式固定装置、MCU控制器、MEMS九轴传感器、温度传感器、数据传输模块、电源；
MCU控制器、MEMS九轴传感器、温度传感器、数据传输模块、电源安装在壳体内，吸盘式固定装置固定在壳体上，测试单元能够通过吸盘式固定装置吸附固定在被测舵面上；MEMS九轴传感器包括三轴加速度计、三轴磁力计和三轴陀螺仪，通过三轴加速度计采集舵面的三轴加速度信号、通过三轴磁力计采集舵面的三轴磁力数据，三轴陀螺仪采集舵面的三轴角速度信号；MEMS九轴传感器将采集的加速度信号、磁力数据和角速度信号传输给MCU控制器；温度传感器将采集的温度信号传输给MCU控制器用于温度补偿；MCU控制器根据输入信号解算得到舵面偏角和舵面偏转角速度，并将舵面偏角和舵面偏转角速度通过数据传输模块传输给上位机；
所述上位机包括计算机、数据传输模块、显示模块；上位机通过数据传输模块接收测试单元发出的舵面偏角和舵面偏转角速度，并通过计算机进行数据处理后在显示模块上进行显示；上位机还能够通过数据传输模块将校零指令传输给测试单元。
进一步的优选方案，所述一种飞机舵面偏转测试装置，其特征在于：所述壳体为U型结构，电源安装在壳体U型结构的一侧臂内，吸盘式固定装置安装在壳体U型结构的中空部分，其中吸盘式固定装置的排气开关安装在壳体U型结构的另一侧壁上，实现测试单元重心位于吸盘式固定装置中心位置。
进一步的优选方案，所述一种飞机舵面偏转测试装置，其特征在于：所述上位机能够同时与多个测试单元进行数据交换；上位机中存储有被测舵面所属飞机的机型数据，并能够通过显示模块显示所属飞机平面图形，并将多个测试单元的测量结果在所属飞机对应位置处显示。
进一步的优选方案，所述一种飞机舵面偏转测试装置，其特征在于：所述测试单元的数据传输模块包括485有线传输模块和Zigbee无线传输模块；所述测试单元上具有控制按键，用于选择数据传输模式与手动校零。
利用上述装置进行飞机舵面偏转测试的方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：将飞机舵面偏转测试装置通过吸盘式固定装置吸附固定在被测舵面指定位置；上位机进行系统初始化，并对MEMS九轴传感器进行校零；
步骤2：控制飞机舵面偏转期望角度，读取校零后的MEMS九轴传感器的测量数据：三轴加速度值、三轴陀螺仪值、三轴地磁值；并传输给MCU控制器；同时将温度传感器采集的温度信号传输给MCU控制器；
步骤3：MCU控制器对MEMS九轴传感器的测量数据进行卡尔曼滤波后，根据温度信号进行温度补偿；
步骤4：根据步骤3得到的数据，按照以下过程得到舵面偏角和舵面偏转角速度：
对于水平舵面，采集三轴加速度值后，通过Q因子校正法得到正交的三轴加速度值Xa、Ya、Za；将Xa、Ya、Za通过三角函数转化成对应的弧度值：
α1＝arctan(Xa/squr(Ya*Ya+Za*Za))
β1＝arctan(Ya/squr(Xa*Xa+Za*Za))
γ1＝arctan(Za/squr(Xa*Xa+Ya*Ya))
α1、β1、γ1分别表示X、Y、Z三轴的对应的弧度值；再将弧度值转换成对应的角度值得到水平舵面偏角；
对于垂直舵面，通过三轴加速度值获得垂直舵面绕X、Y、Z三轴的偏角后，判断绕X、Y轴的数据是否为零，如果为零，则以绕Z轴的偏角为舵偏角，如果不为零，则按照公式计算：
X＝Xm*cosβ+Ym*sinα*sinβ-Zmcosαsinβ
Y＝Ym*cosα+Zm*sinα
垂直舵面偏角＝arctanY/X；其中Xm、Ym、Zm为三轴地磁值，α与β为通过三轴加速度值获得的垂直舵面绕X、Y轴的偏角；
对于水平舵面和垂直舵面，采集三轴陀螺仪数据后，通过Q因子校正法得到正交的三轴陀螺仪数据Xg、Yg、Zg；利用三角函数将三轴陀螺仪数据合成为最后输出角速度
有益效果
本发明提出的飞机舵面偏转测试装置及方法，具备操作简单、测量精度高、能够界面显示、适用范围广、使用寿命长、具备强大的数据库存放各种机型的舵面标准参数、远程控制终端测试单元、智能数据分析等诸多智能化特点。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1：飞机舵面偏转测试装置整体硬件组成图；
图2：数据流向图；
图3：九轴传感器电路图；
图4：无线通讯模块电路图；
图5：有线通讯模块电路图；
图6：按键模块电路图；
图7：MCU控制模块电路图；
图8：供电系统电路图；
图9：上位机界面示意图；
图10：显示模块电路图；
图11：测试单元结构示意图；
图12：测试单元结构侧视图1；
图13：测试单元结构侧视图2；
图14：测试单元结构俯视图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
如图1所示，本实施例中的飞机舵面偏转测试装置包括测试单元和上位机。
所述测试单元包括壳体、吸盘式固定装置、MCU控制器、MEMS九轴传感器、温度传感器、数据传输模块、电源。
MCU控制器、MEMS九轴传感器、温度传感器、数据传输模块、电源安装在壳体内，吸盘式固定装置固定在壳体上，测试单元能够通过吸盘式固定装置吸附固定在被测舵面上；MEMS九轴传感器包括三轴加速度计、三轴磁力计和三轴陀螺仪，通过三轴加速度计采集舵面的三轴加速度信号、通过三轴磁力计采集舵面的三轴磁力数据，三轴陀螺仪采集舵面的三轴角速度信号；MEMS九轴传感器将采集的加速度信号、磁力数据和角速度信号传输给MCU控制器；温度传感器将采集的温度信号传输给MCU控制器用于温度补偿；MCU控制器根据输入信号解算得到舵面偏角和舵面偏转角速度，并将舵面偏角和舵面偏转角速度通过数据传输模块传输给上位机。
所述上位机包括计算机、数据传输模块、显示模块；上位机通过数据传输模块接收测试单元发出的舵面偏角和舵面偏转角速度，并通过计算机进行数据处理后在显示模块上进行显示；上位机还能够通过数据传输模块将校零指令传输给测试单元。
整个测试装置的数据流向如图2所示。
传感器作为设备的重要器件，传感器的性能及测试精度直接关系到最终的测试设备的性能。本实施例中采用了高精度MEMS九轴智联姿态传感器，MEME传感器利用陀螺仪、加速度等惯性元件收到载体在运动过程的加速度，通过计算机进行积分运算，从而得到运动体的姿态、航向、角速度等参数，其分辨率在0.005度。为了保证测试数据的精准度，还采用了高性能的温度传感器AD950，这是因为电子器件都会受温度的影响，根据测定的MEMS九轴传感器的数据温漂曲线，通过温度传感器的数值为九轴传感器的数值进行温度补偿。
九轴传感器的三轴加速度值来测量飞机水平舵面的舵偏角，通过采集传感器在该坐标系上的加速度值，然后与重力加速度为参考标量，利用三角函数即可得出此时此刻舵面的偏转角度值；九轴传感器的三轴地磁值是用来测试垂直舵面上的舵偏角，通过采集传感器该方向上的地磁值，利用地球磁场的分布，通过三角函数得出此时的舵面所对应的舵偏角；九轴传感器的三轴陀螺值利用陀螺仪的二自由度陀螺得出舵面运动过程中的角速度。
九轴传感器的电路图如图3所示，模块由LSM9DS0、电感电容电阻组成，U2是包括加速度计、陀螺仪、地磁传感器的九轴传感器；U2的2、3、4、5、6端口连接GND；U2的7端口连接C6的正端，C6的负端连接GND；U2的8端口连接C7的一端，C7的另一端连接U2的9端口；U2的10端口连接DEN端；U2的11端口连接INT端；U2的12端口连接DEDY；U2的13端口连接INT1端；U2的14端口连接INT2端口；U2的15、17连接3.3VC；U2的16端口分别连接3.3VC与C5，C5的一端连接GND；U2的18端口连接C4的正极，C4的负极连接GND；U2的19端口分别连接R14、CS_G端口，R14的另一端分别连接3.3VC、电感L8，L8的另一端连接VCC；U2的20端口分别连接R15、CS_XM端口，R15的另一端分别连接3.3VC、电感L8，L8的另一端连接VCC；U2的21端口分别连接R16、SCL端口，R16的另一端分别连接3.3VC、电感L8，L8的另一端连接VCC；U2的22端口分别连接R17、SD0_G端口，R17的另一端分别连接3.3VC、电感L8，L8的另一端连接VCC；U2的23端口分别连接R18、SD0_XM端口，R18的另一端分别连接3.3VC、电感L8，L8的另一端连接VCC；U2的24端口分别连接R21、SDA端口，R21的另一端分别连接3.3VC、电感L8，L8的另一端连接VCC。
本实施例中，测试单元的数据传输模块包括485有线传输模块和Zigbee无线传输模块；所述测试单元上具有控制按键，用于选择数据传输模式与手动校零。可以看出，本实施例中采用了两种通讯方式：一种为低功耗、调频加密、高速传递的zigbee无线通讯，一种是远程有线的485通讯。采用无线加密通讯主要目的是为了检测人员的安全，同时防止另外一种通讯出现故障，已备切换，不影响测试终端。选择有线的485通讯的原因一是为了保证信号远距离传输的质量，不至于接收到的信号因为传输距离的原因衰减、失真；原因二是为了在环境复杂、信号干扰大的环境下终端测试单元的数据依旧可以传送到计算机平板电脑上。
无线通讯模块电路图如图4所示，模块由zigbee、电阻、LED组成。U1为zigbee系类的无线通讯器件，U1的GND端口与电源的地连接；U1的VCC端口与VXS连接；为了可以直观的显示通讯是否成功，在U1的P1.0端口添加了一个指示灯用来体现通讯情况，U1的P1.0与R8的一端连接，R8的另一端与LED的正端连接，LED的负端与低相连接；U1的P0.2端口与TXD连接；U1的P0.3端口与TXD连接；U1的P2.0、P2.1、P2.2分别连接S1、S2、S3。
有线通讯模块电路图如图5所示，电路主要由mXa14940、da234、阻容器件。U10为485电平转化芯片、T1为电源隔离模块，为了信号的提高抗干扰能力。U10的1端口与T1的4端口相连；U10的2端口与T1的1端口相连；U10的3端口与GND连接；U10的4端口与AVCC连接；U10的5端口与单片机的R连接；U10的6端口与地电阻R7连接，R7的另一端与GND连接；U10的7端口DE连接；U10的8端口与单片机的D连接；U10的9端口隔离前的AGND连接；U11的11端口分别与C64、C63、D1的负极、D2的负极连接，电容C64、C63的另一端与T1的6端口连接，D1的正极与T1的8端口连接，D2的正极与T1的5端口连接；U10的15、14端口与T1的6端口连接；U10的16端口与电容c66的一端连接，电容C66的另一端与T6端连接；T2的2端口与C62、C65还有T1的3端口连接，C62、C65的另一端与GND连接。
控制按键模块电路图如图6所示，端口KY分别连接电阻R1、电容C1、开关S1，电阻R1的另一端连接VCC，电容C1的另一端连接GND，开关S1的另一端连接GND。
本实施例中MCU控制模块电路图如图7所示，MCU控制模块由电阻、电容、P3(下载插槽)、U9(msp430单片机)组成。U9的13端口连接电阻R30，电阻R30的另一端连接KY端口；U9的14端口连接电阻R24，电阻R24的另一端连接SOIN端口；U9的15端口连接电阻R39，电阻R39的另一端连接DE端口；U9的16端口连接电阻R25，电阻R25的另一端连接EN端口；U9的17端口连接电阻R33，电阻R33的另一端连接INT1端口；U9的18端口连接电阻R34，电阻R34的另一端连接INT2端口；U9的19端口连接电阻R35，电阻R35的另一端连接DRDY端口；U9的20端口连接电阻R36，电阻R36的另一端连接INT端口；U9的21端口连接电阻R37，电阻R37的另一端连接DEN端口；U9的22端口连接电阻R38，电阻R38的另一端连接S1端口；U9的23端口连接电阻R26，电阻R26的另一端连接S2端口；U9的24端口连接电阻R40，电阻R40的另一端连接S3端口；U9的25端口连接电阻R28，电阻R28的另一端连接RXD端口；U9的26端口连接电阻R29，电阻R29的另一端连接TXD端口；U9的27端口连接电阻R2，电阻R2的另一端连接SDA端口；U9的28端口连接电阻R3，电阻R3的另一端连接SD0-XM端口；U9的29端口连接电阻R4，电阻R4的另一端连接SD0-G端口；U9的30端口连接电阻R5，电阻R5的另一端连接SCL端口；U9的33端口连接电阻R12，电阻R12的另一端连接R10一端，R10的另一端连接RXD端；U9的34端口连接电阻R6，电阻R6的另一端连接电阻R11一端，电阻R11另一端连接TXD；U9的35端口连接电阻R41，电阻R41的另一端连接CS_XM端口；U9的36端口连接电阻R22，电阻R22的另一端连接CS-G端口；U9的3、2、1、48端口连接排阻R23，电阻R23的另一端连接CS、RES、D/C端口；U9的47端口连接电阻R32，电阻R32的另一端连接EN0端口；U9的4端口连接电容c67,电容另一端连接地GND与电容C68，电容C68另一端连接电阻R27与U46，电阻R27另一端连接VCC；U9的46、45、44、43、42、41端口连接插针P3；U9的11、31、38、9端口连接地GND，U9的12端口连接电容C69，电容C69的另一端连接地GND；U9的6、10、32端口连接电源VCC跟电容C70、极性电容正极C71，电容C70的另一端跟极性电容负极C7连接地GND。
供电系统电路图如图8所示，供电系统由4部分组成，其中P5、P6为电源的输出口，U4、U6、U7为电源转化芯片，别分给MCU、Zigbee、MXA14940、LSM9DS0进行供电；电源从P5、P6插插孔引进，从P6的1端口输出，分别连接到U4的1、3端、U6的1端、U7的1端；U4的1端口分别连接极性电容C3的正端、电容C4、R9，R9的另一端分别连接ADC0端口、电阻R13，电阻R13另一端连接GND，极性电容C3与电容C4另一端连接GND；U4的5端口分别连接VCC、极性电容C2的正极、电容C41，极性电容C2与电容C41的另一端连接GND；U4的2端口连接GND；U6的1端口分别连接PW、极性电容C55的正端，极性电容的负端连接GND；U6的3端口连接EN端口；U6的5端口分别连接AVCC、极性电容C54的正极，极性电容C54的负极连接负极；U6的2端口连接GND；U7的1端口分别连接PW、极性电容C57的正端，极性电容的负端连接GND；U7的3端口连接EN0端口；U7的5端口分别连接VXS、极性电容C56的正极，极性电容C56的负极连接负极；U7的2端口连接GND。
本实施例中上位机中安装有图形化编程语言编制出具有工程实用价值的飞机舵面多性能测试软件。该测试软件能实现对测试数据的自动采集、实时显示、实时存储、单多路控制、自动校零、指纹解锁、波形回放、测试报告输出、人员管理，且能对测试数据进行解析处理。同时，该测试软件存储有飞机机型数据库，该数据库具备所测机型的舵面标准参数，实时的调用数据库内的数据跟测量数据进行对比，评估测试数据。
测试软件安装在可以移动全强固10.4寸的军用平板计算机上，该计算机作为测试软件的载体。计算机是通过厂家定制而成，具有指纹解锁功能，可以设置只有工作人员方可进行操作。计算机内部安装通讯协议转换模块，它可以支持485有线通讯，还可以支持zigbee无线通讯。通过两种通讯方式，将数据源源不断的从测试终端设备上传递给测试软件，保证了监测数据的实时性。为了明显的观察到每个设备是否正常通讯，在测试软件界面中设置了通讯指示灯，每个灯的亮灭都代表着哪路通讯是否出现故障，以便后期设备的故障锁定及维护。
测试软件界面根据所有功能经行合理规划，进入测试软件界面后需要选定测试工作人员以及测试的飞机型号。飞机模型舵面上分配着每个测试终端的位置图标，此图标位置与实际中测试终端在飞机上的位置一致。测试软件上每个测试终端图标的位置旁边显示着当前的舵面偏向角度三个参数，形象的得到飞机对应设备上所测的数据。同时，测试前必须进行校零工作，因此设置了一个校零图标，点击该图标后，可以直观的在界面上看到每个测试终端图标旁边的三个参数全为零；校零后，开始测试的每一个数据测试系统都保存在相应的存储区域，待测试完毕后，点击数据回放边框内对应的测试设备终端序号，就可以进入另外一个界面，该界面如同示波器界面，可以调节显示的时间间隔、幅值等参数。进入显示界面后，所有测试结果都会以时间加上测试工程人名进行命名，点击对应文件，数据以波形形式沿时间轴展现出来。如果不需要了，选中该文件然后可以点击删除图标；接着可以进入数据分析及评估界面，系统会调用数据库中对应的机型进行数据评估，评估完毕后，计算机会自动生成一份测试报表，报表包含测试日期、测试人员组成、测试数据、测试波形、数据评估等多项数据单。计算机可以连接内网上，对所有生成的报表进行打印存档。
测试软件的界面显示图如图9所示，显示器主要的功能就是给用户提供信息以及数据。整个测试终端有三组数据，两种通讯模式，终端是电池供电，界面有电量提醒功能，保证测试的稳定性。整个显示屏将会有三组舵面偏角数据显示、三组提醒信息(无线通讯提示、有线通讯提示、电量提示)。因为被测试物的特殊性，整个测试终端不能影响其原始的信号，这就要求这侧终端的体积、质量要很小。显然使用的器件都是小型化的，显示器也必然是小型的。显示的数据类型通过按键进行控制，每种按键状态对应不同的显示效果。通过按键选择通讯方式，选择成功与否感官是无法知道，对此这里进行显示提示，选择成功后，显示器会出现相对应的标示符或者提醒。用电量提醒，在显示器都有个用电量百分比的图标。
显示模块电路图如图10所示，模块由液晶显示器插槽P1、电阻、电容组成，主要的功能是驱动液晶显示；P1的2端口连接GND，P1的3端口连接C53，C53的另一端连接GND；P1的4端口连接C52，C52的另一端连接GND；P1的5端口连接R19，R19的另一端连接GND；P1的6端口连接SOIN端口；P1的7端口连接SCK端口；P1的8端口连接D/C端口；P1的9端口连接RES端口；P1的10端口连接CS端口；P1的11、12、14端口连接GND；P1的13端口连接VCC；P1的15端口分别连接VCC、C47，C47的另一端连接P1的11端口；P1的16端口连接C46，C46的另一端口连接P1的17端口；P1的18端口连接C45，C45的另一端连接P1的19端口。
因为飞机舵面的特殊性，确定了测试终端必须结构简单，质量轻。对此，承载电路板的装置的质量也得小，整体结构选用可塑性的高分子材料进行加工，通过布局设计，充分利用空间，使得整个壳体微型化。而且使用高分子材料作为电路版壳体是为了保证测试终端的安全性，即使测试工程师不慎将设备从飞机舵面掉下也不会使整体结构以及内部电路损坏。此结构的优点：微型化，操作方便、易拆分，更换易损器件方便、结构稳定，不易损坏。安装结构图如图11～图14所示，其中1表示真空吸盘上面固定电路装置的橡胶螺丝，2表示一个四插孔的485通讯接口，3表示一个四插孔的备用485通讯接口，4表示吸盘与外边大气导通按钮，5表示橡胶吸盘，7表示真空吸盘装置的排气活塞杆，8表示电路的复位开关接口，9表示固定真空吸盘的位置的夹具，10表示固定的螺丝孔，11表示吸盘排气孔，12表示电路板的开关接口，13表示固定电路板的空间，14表示存放电池的空间，15表示吸盘的密封圈，16表示终端设备编号，17表示吸盘装置跟电路外壳稳定橡胶螺丝，18表示OLED显示，19表示真空吸盘的排气活塞固定装置。
从图中可以看出，壳体为U型结构，电源安装在壳体U型结构的一侧臂内，吸盘式固定装置安装在壳体U型结构的中空部分，其中吸盘式固定装置的排气开关安装在壳体U型结构的另一侧壁上，实现测试单元重心位于吸盘式固定装置中心位置。
由于测试设备需要固定到飞机的舵面上，舵面测试不但需要在静态测试，还需要满足动态测试要求。为保证终端测试单元在飞机舵面测试的过程中舵面的底漆不会被破坏。设计中选用了以宇航橡胶为底盘的自吸式真空吸盘，橡胶底盘不会给舵面上造成任何划伤或掉漆的现象。这是因为橡胶吸盘是天然橡胶，其主要成分是聚异戊二烯为主要成分的天然高分子化合物组成。其物理特性具有弹性高、带有塑性、机械强度较好、耐低温等特性使得吸附在舵面上而不会造成表面的损伤。该吸盘的正面吸附力大约在500N，其橡胶吸盘的摩擦系数定制为0.5，其摩擦力远大它的离心力，所以可以牢固的吸附在飞机舵面上，不会因为离心力被甩出。同时还可根据不同机型制作对应的吸盘类型，其吸盘的摩擦系数是可以人工制定的。
真空吸盘有橡胶吸盘与真空泵组成。真空泵是利用活塞运动将橡胶吸盘内的气体不断的吸完，使得橡胶吸盘与内的大气压与外部产生大气压。采用这种活塞式排空气的方法很容易操作。橡胶吸盘的采用聚异戊二烯分子加特殊高分子成分组成的，该橡胶因为高分子材料再加上本身具有的特性，使之密封性极强、抵抗温度性极强。当在与物体接触后会形成一个临时性的密闭空间,。我们通过气动管路或者一定的装置，抽走或者稀薄密闭空间里面的空气。这样，密闭空间里面的气压就低于外界的一个大气压了。于是，内外压力差产生了。外面的大气压会把物体和真空吸盘牢牢地挤压在一起。这样，真空吸盘承载着测试系统吸住在飞机的舵面。测试完毕后，把密闭空间和外面的大气压联通，真空吸盘就与物体分离开了。
真空吸盘工作时的受力分析及设计：用P1表示表切削力，P2表示所承受大气压力及即合力，S1表示与吸盘体间形成真空吸力的吸合面，S2表示为与吸盘装置吸合后与之接触面。即吸盘的吸合力P2＝(P0-P)，P为吸盘内真空度。当真空度P<0.1P0,既可以忽略。P0的值约为1公斤/厘米2，则P2＝S1；由此可知吸盘内真空度达到一定程度以后，吸合力大小只取吸合面积的大小。吸合力P2相当于吸盘的正压力。那么吸盘与垂直面接触面S2为光滑接触，静态摩擦系数设为0.25，则摩擦力为0.25*P2。只有在切削力P1远小于P2产生的摩擦力时，吸盘才能保持稳定，否则就吸盘就会滑落。
利用上述装置进行飞机舵面偏转测试的过程包括以下步骤：
步骤1：将飞机舵面偏转测试装置通过吸盘式固定装置吸附固定在被测舵面指定位置；上位机进行系统初始化，并对MEMS九轴传感器进行校零。
系统初始化要进行MCU上电初始化，包括MCU主频配、AD采集、定时器A0配置、串口配置、三种传感器的上电配置。MCU主频配置：MCU主频采用采用内部高精度12MHz；ADC0采集配置：12位AD采集,，采用内部4MHz主频采集、单次单通道采集；Timer0定时器配置：采用内部高精度32768Hz振荡器；Uart0串口配置：采用115200的波特率。
步骤2：控制飞机舵面偏转期望角度，读取校零后的MEMS九轴传感器的测量数据：三轴加速度值、三轴陀螺仪值、三轴地磁值；并传输给MCU控制器；同时将温度传感器采集的温度信号传输给MCU控制器。
步骤3：MCU控制器对MEMS九轴传感器的测量数据进行卡尔曼滤波后，根据温度信号进行温度补偿；加速度计偏置温度系数为0.001mg/℃，陀螺仪偏移温度系数为0.0025sec/℃，磁力计偏移温度系数为0.03mgauss/℃。将九轴数据带入U＝Uo-K(T-25)公式内，完成温度补偿(温度只有大于25度才允许进入温度补偿)，U为修正后的数据；Uo为修正前的数据；K温度偏移系数。
步骤4：根据步骤3得到的数据，按照以下过程得到舵面偏角和舵面偏转角速度：
对于水平舵面，采集三轴加速度值后，通过Q因子校正法得到正交的三轴加速度值Xa、Ya、Za；将Xa、Ya、Za通过三角函数转化成对应的弧度值：
α1＝arctan(Xa/squr(Ya*Ya+Za*Za))
β1＝arctan(Ya/squr(Xa*Xa+Za*Za))
γ1＝arctan(Za/squr(Xa*Xa+Ya*Ya))
α1、β1、γ1分别表示X、Y、Z三轴的对应的弧度值；再将弧度值转换成对应的角度值得到水平舵面偏角；
对于垂直舵面，通过三轴加速度值获得垂直舵面绕X、Y、Z三轴的偏角后，判断绕X、Y轴的数据是否为零，如果为零，则以绕Z轴的偏角为舵偏角，如果不为零，则按照公式计算：
X＝Xm*cosβ+Ym*sinα*sinβ-Zmcosαsinβ
Y＝Ym*cosα+Zm*sinα
垂直舵面偏角＝arctanY/X；其中Xm、Ym、Zm为三轴地磁值，α与β为通过三轴加速度值获得的垂直舵面绕X、Y轴的偏角；
对于水平舵面和垂直舵面，采集三轴陀螺仪数据后，通过Q因子校正法得到正交的三轴陀螺仪数据Xg、Yg、Zg；利用三角函数将三轴陀螺仪数据合成为最后输出角速度
下面给出本系统的工作流程：
测试首先是需要通过多功能开关来确定整个系统的通讯方式，默认上电为无线通讯(这个可以用软件控制调节)，设置好通讯方式。终端测试单元具备的宇航橡胶吸盘，该吸盘采用自吸式正空固定方式，反复推动排气真空泵将吸盘紧吸在飞机舵面上，吸附力可达500N，固定方式简单。布局完所有设备后，工程师可以离开飞机，进入检测室内，打开特制全强固10.4寸军用平板电脑，打开上位机软件测试系统，该测试系统上有自动校零功能，可实现单一或多点同时校零，还可以手动校零，通过测试终端上按键可进行手动校零。校零后，开始动态测试，舵面在动作的过程中，测试终端以每100HZ的传输速率将数据发送到上位机软件测试系统上，传输的数据实时显示在上位机测试界面与终端测试单元OLED屏上，并且实时将数据存储于平板电脑的特定空间内，当舵面运动停止时，终端单元将当前状态的不同舵面的偏角数据传输至平板PC，并实时显示在PC的屏幕上。终端测试单元安装具有任意性，可以随意安装在飞机舵面的任何位置，也可以安装在指定位置，飞机上所有的舵面都可以利用此终端单元进行测试。测试完毕后平板PC保存从测试开始后结束的所有数据，可以进行数据回放以及数据图形化显示，便于将测试参数与操作员动作参数进行比对，判读测试机型舵面的健康状态。整个测试过程操作简单，只需要一个工程师就可以完成一架次飞机舵面检测。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (4)
1.一种飞机舵面偏转测试的方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：将飞机舵面偏转测试装置的测试单元通过吸盘式固定装置吸附固定在被测舵面指定位置；上位机进行系统初始化，并对MEMS九轴传感器进行校零；
所述飞机舵面偏转测试装置包括测试单元和上位机；
所述测试单元包括壳体、吸盘式固定装置、MCU控制器、MEMS九轴传感器、温度传感器、数据传输模块、电源；
MCU控制器、MEMS九轴传感器、温度传感器、数据传输模块、电源安装在壳体内，吸盘式固定装置固定在壳体上，测试单元能够通过吸盘式固定装置吸附固定在被测舵面上；MEMS九轴传感器包括三轴加速度计、三轴磁力计和三轴陀螺仪，通过三轴加速度计采集舵面的三轴加速度信号、通过三轴磁力计采集舵面的三轴磁力数据，三轴陀螺仪采集舵面的三轴角速度信号；MEMS九轴传感器将采集的加速度信号、磁力数据和角速度信号传输给MCU控制器；温度传感器将采集的温度信号传输给MCU控制器用于温度补偿；MCU控制器根据输入信号解算得到舵面偏角和舵面偏转角速度，并将舵面偏角和舵面偏转角速度通过数据传输模块传输给上位机；
所述上位机包括计算机、数据传输模块、显示模块；上位机通过数据传输模块接收测试单元发出的舵面偏角和舵面偏转角速度，并通过计算机进行数据处理后在显示模块上进行显示；上位机还能够通过数据传输模块将校零指令传输给测试单元；
步骤2：控制飞机舵面偏转期望角度，读取校零后的MEMS九轴传感器的测量数据：三轴加速度值、三轴陀螺仪值、三轴地磁值；并传输给MCU控制器；同时将温度传感器采集的温度信号传输给MCU控制器；
步骤3：MCU控制器对MEMS九轴传感器的测量数据进行卡尔曼滤波后，根据温度信号进行温度补偿；
步骤4：根据步骤3得到的数据，按照以下过程得到舵面偏角和舵面偏转角速度：
对于水平舵面，采集三轴加速度值后，通过Q因子校正法得到正交的三轴加速度值Xa、Ya、Za；将Xa、Ya、Za通过三角函数转化成对应的弧度值：
α1＝arctan(Xa/squr(Ya*Ya+Za*Za))
β1＝arctan(Ya/squr(Xa*Xa+Za*Za))
γ1＝arctan(Za/squr(Xa*Xa+Ya*Ya))
α1、β1、γ1分别表示X、Y、Z三轴的对应的弧度值；再将弧度值转换成对应的角度值得到水平舵面偏角；
对于垂直舵面，通过三轴加速度值获得垂直舵面绕X、Y、Z三轴的偏角后，判断绕X、Y轴的数据是否为零，如果为零，则以绕Z轴的偏角为舵偏角，如果不为零，则按照公式计算：
X＝Xm*cosβ+Ym*sinα*sinβ-Zmcosαsinβ
Y＝Ym*cosα+Zm*sinα
垂直舵面偏角＝arctanY/X；其中Xm、Ym、Zm为三轴地磁值，α与β为通过三轴加速度值获得的垂直舵面绕X、Y轴的偏角；
对于水平舵面和垂直舵面，采集三轴陀螺仪数据后，通过Q因子校正法得到正交的三轴陀螺仪数据Xg、Yg、Zg；利用三角函数将三轴陀螺仪数据合成为最后输出角速度
2.根据权利要求1所述一种飞机舵面偏转测试方法，其特征在于：所述壳体为U型结构，电源安装在壳体U型结构的一侧臂内，吸盘式固定装置安装在壳体U型结构的中空部分，其中吸盘式固定装置的排气开关安装在壳体U型结构的另一侧壁上，实现测试单元重心位于吸盘式固定装置中心位置。
3.根据权利要求2所述一种飞机舵面偏转测试方法，其特征在于：所述上位机能够同时与多个测试单元进行数据交换；上位机中存储有被测舵面所属飞机的机型数据，并能够通过显示模块显示所属飞机平面图形，并将多个测试单元的测量结果在所属飞机对应位置处显示。
4.根据权利要求3所述一种飞机舵面偏转测试方法，其特征在于：所述测试单元的数据传输模块包括485有线传输模块和Zigbee无线传输模块；所述测试单元上具有控制按键，用于选择数据传输模式与手动校零。
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2017
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Denomination of invention: Aircraft rudder deflection test device and method Effective date of registration: 20220524 Granted publication date: 20190201 Pledgee: Xi'an investment and financing Company limited by guarantee Pledgor: Xi'an Kaishi Electronic Technology Co.,Ltd. Registration number: Y2022610000270 |
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