CN109147467B - 基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统及仿真实现方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，主要包括人感加载设备、配套杆系、控制部件和操纵加载系统软件三部分，可实现直升机飞行训练中操纵负荷系统的仿真，满足直升机在不同飞行条件和不同操纵模式下的静态和动态操纵特性。本发明还公开了基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统的仿真实现方法，首先按照实装操纵系统的结构配套有实装的操纵杆系；在操纵负荷系统的相应位置安装有人感加载设备，并通过连接摇臂接入配套杆系中，人感加载设备均采用实装件；通过航空线缆将人感加载设备、舵控盒和控制计算机进行连接；通过控制软件完成操纵负荷系统的控制，实现各类飞行状态下的操纵特性。

Description

基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统及仿真实现方法

技术领域

本发明涉及一种基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统及仿真实现方法，属于直升机操纵负荷系统仿真技术领域。

背景技术

直升机操纵负荷系统是直升机模拟器的关键系统之一，用于模拟直升机的飞行操纵系统，它的性能直接影响飞机的操纵品质。

操纵负荷系统的主要功能是实现驾驶杆(或者脚蹬)上的力感模拟以及良好的动态特性。常见的操纵力加载方式有以下几种：

(1)弹簧加载：通常采用与真实飞机操纵载荷机构的弹性模量或气动力变化斜度比较接近的弹性元件如弹簧等，将其安装在驾驶杆(或脚蹬)的教练连接处，这种加载方式结构简单。所以早期简易的飞行模拟装置多采用这种方案。但由于弹簧固有的弹性模量无法随着不同飞行状态、不同操纵模式的变化而变化，并且在长时间使用中，弹簧始终处于受力状态，会使弹簧产生永久变形、老化直至失效，所以弹簧加载装置使用的场合具有较大的局限性。

(2)载荷机构仿真加载：将真实飞机上的载荷机构、力臂调节器和调校机构进行仿真加工；通过计算机进行内动、静压参数运算，在经过高分辨率的D/A转换电路调节模拟电压信号，来改变力臂调节器的操纵臂长，从而改变加载机构的传动比，实现改变操纵力的目的。但是，这种仿真加载装置无法完全模拟操纵负荷系统的力传动特性，现在大型的飞机模拟装置都不再采用。

(3)力伺服系统加载：利用位移(角度)传感器检测驾驶杆所处的位置，并根据后台主控计算机所建立的数学模型进行实时仿真，从而得到了应该发送给操纵负荷系统的执行机构控制指令。然后执行机构根据控制指令对驾驶杆(或脚蹬)进行力的加载动作。系统末端还安装了力传感器，根据力传感器实时检测力的数值，实时监测操纵负荷系统实际产生的力感，并将信号反馈至执行机构控制系统，实现系统加载力的跟踪。但是，这种力加载方式无法满足直升机飞行操纵特性，且成本过高。

发明内容

本发明的目的在于，克服现有技术存在的缺陷，解决上述技术问题，提出一种基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统及仿真实现方法。

本发明公开了一种基于实装操纵杆系及相关执行机构的操纵负荷系统，该操纵负荷系统主要包括人感加载设备、配套杆系、控制部件和操纵加载系统软件三部分。可实现直升机飞行训练中操纵负荷系统的仿真，满足直升机在不同飞行条件和不同操纵模式下的静态和动态操纵特性。

本发明还公开了基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统的仿真实现方法，该方法首先按照实装操纵系统的结构配套有实装的操纵杆系，杆系包含有俯仰、横滚、航向、总距四通道传动连杆和操纵手柄，并提供有人感加载设备的连接摇臂。其次，在操纵负荷系统的相应位置安装有人感加载设备，并通过连接摇臂接入配套杆系中，人感加载设备均采用实装件(其中操纵采集的光电编码器和脚蹬刹车组件采用仿真件)。接着，通过航空线缆将人感加载设备、舵控盒和控制计算机进行连接。最后，通过控制软件完成操纵负荷系统的控制，实现各类飞行状态下的操纵特性。

本发明具体采用如下技术方案：基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，其特征在于，包括人感加载设备、配套杆系、控制部件、操纵负荷系统软件，所述人感加载设备包括四通道的并联舵机、电涡流阻尼器、航向拉杆开关、脚蹬、驾驶杆、若干作为操纵采集部件的光电编码器，所述括人感加载设备通过连杆或连接摇臂接入所述配套杆系中，所述控制部件与所述人感加载设备相连接，所述操纵负荷系统软件加载设置于所述控制部件上，所述并联舵机通过所述配套杆系与所述驾驶杆、所述脚蹬相连接，所述脚蹬上安装有脚蹬刹车组件；所述并联舵机用来为驾驶人员的操纵提供实时的力反馈特性，所述驾驶杆包括总距操纵杆、周期变距操纵杆、航向操纵杆，所述航向拉杆开关安装在所述航向操纵杆上；所述控制部件包括主飞控计算机、舵控盒、控制计算机，所述主飞控计算机与所述舵控盒、所述控制计算机相连接，所述操纵负荷系统软件加载在所述控制计算机上，所述航向拉杆开关用来进行调节增大或减小所述脚蹬的启动力。

作为一种较佳的实施例，配套杆系包括周期变距杆传动连杆、总距杆传动连杆、航向传动连杆、脚蹬传动连杆、操纵手柄、安装支架，人感加载设备固定设置于安装支架上，总距操纵杆、周期变距操纵杆、航向操纵杆分别通过总距杆传动连杆、周期变距杆传动连杆、航向传动连杆与并联舵机相连接，并联舵机通过脚蹬传动连杆与脚蹬相连接，操纵手柄与驾驶杆相连接，安装支架用于固定人感加载设备和支撑配套杆系的其他结构。

作为一种较佳的实施例，所述主飞控计算机的输入输出端与所述控制计算机的输出输入端相连接，所述控制计算机的输入输出端与所述舵控盒的输出输入端相连接，控制计算机内部配套设置有通讯板卡，并联舵机、航向拉杆开关通过航空接插件分别与舵控盒相连接，航向拉杆开关用来提供操纵信号采集，舵控盒、光电编码器、脚蹬刹车组件通过航空接插件与控制计算机的通讯板卡相连接，通讯板卡包括CAN总线通讯板卡、AD模拟量输入板卡、DA模拟量输出板卡，光电编码器通过CAN总线电缆与控制计算机的CAN总线通讯板卡相连接。

作为一种较佳的实施例，电涡流阻尼器通过连杆接入配套杆系，电涡流阻尼器与并联舵机并联连接，用来为驾驶人员的操纵提供摩擦力和操纵阻尼力。

作为一种较佳的实施例，光电编码器通过联轴器与配套杆系相连接，光电编码器包括周期变距杆横向操纵位移光电编码器、周期变距杆纵向操纵位移光电编码器、总距操纵杆位移光电编码器、脚蹬操纵位移光电编码器，周期变距杆横向操纵位移光电编码器用来采集周期变距操纵杆的横向位移信号，周期变距杆纵向操纵位移光电编码器用来采集周期变距操纵杆的纵向位移信号，总距操纵杆位移光电编码器用来采集总距操纵杆的位移信号，脚蹬操纵位移光电编码器用来采集脚蹬的位移信号。

作为一种较佳的实施例，脚蹬刹车组件采用四路脚蹬刹车阻尼器，脚蹬刹车组件安装在四路脚蹬上，用来输出电压信号，模拟直升机机轮的刹车功能。

作为一种较佳的实施例，舵控盒内部设置有舵机控制电路、微动开关与拉杆开关信号转换电路、辅助电路，舵机控制电路包括舵机配平控制与离合器控制电路，输入为控制计算机的DA模拟量输出板卡，输出为可控的28V电源或开关；微动开关与拉杆开关信号转换电路的输入为28VDC/开，输出为10V或0V并接控制计算机的AD模拟量输入板卡；辅助电路包括电源变换电路、输入/输出显示电路；舵控盒接收控制计算机的控制指令，输出离合器控制信号和舵机驱动信号，控制并联舵机转动，并根据指令极性控制并联舵机转动方向，同时舵控盒将舵机微动开关和拉杆开关信号进行电压转换后传输给控制计算机的通讯板卡，控制计算机将采集到的信号发送给主飞控计算机，从而确认并联舵机是否动作。

作为一种较佳的实施例，操纵负荷系统软件包括操纵位移采集模块、杆头信号采集模块、四路并联舵机控制模块、航向拉杆开关控制模块、脚蹬刹车信号采集模块、网络通信模块、界面显示模块，操纵位移采集模块的输入端通过CAN总线与光电编码器的输出端相连接，杆头信号采集模块的输入端与驾驶杆的杆头相连接，杆头信号采集模块与四路并联舵机控制模块相连接，四路并联舵机控制模块包括初始化配平模块、杆释放模块、自动驾驶控制模块，初始化配平模块与杆释放模块相连，杆释放模块与自动驾驶控制模块相连，初始化配平模块完成初始化状态下的驱动操纵负荷系统运行到中立位置的配平功能，杆释放模块完成飞行员按下杆释放按钮后的操纵响应，对应于断开舵机离合器开关，实现杆力释放，自动驾驶控制模块配合主飞控计算机向四路并联舵机输出对应通道上的驱动控制信号，完成飞行状态下飞机的增稳功能、高级模态功能，例如自动悬停、速度保持、高度保持；航向拉杆开关控制模块的输出端与航向拉杆开关相连接，用来根据飞行员操纵的航向拉杆开关信号实现航向保持以及解除航向保持功能；脚蹬刹车信号采集模块的输入端与脚蹬刹车组件相连接；主飞控计算机通过网络通信模块分别与操纵位移采集模块的输出端、杆头信号采集模块的输出端、四路并联舵机控制模块、航向拉杆开关控制模块、脚蹬刹车信号采集模块的输出端、界面显示模块进行通讯连接；界面显示模块用于显示操纵位移采集模块、杆头信号采集模块、四路并联舵机控制模块的采集数据、状态和控制信号，并显示网络通信状态。

本发明还提出一种基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统的仿真实现方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤SS1：按照实装操纵负荷系统的结构配套设置实装的配套杆系，将配套杆系的周期变距杆传动连杆、总距杆传动连杆、航向传动连杆、脚蹬传动连杆、操纵手柄安装在安装支架上，完成配套杆系的各个组件的安装；

步骤SS2：在步骤SS1上的实装的配套杆系上的相应位置安装人感加载设备构建直升机操纵负荷系统，将人感加载设备中的四通道并联舵机、航向拉杆开关、电涡流阻尼器、脚蹬刹车组件、光电编码器通过相应的连杆或者连接摇臂接入配套杆系中；

步骤SS3：通过航空接插件将人感加载设备中的并联舵机、航向拉杆开关与舵控盒进行连接，并将舵控盒、脚蹬刹车组件、光电编码器与控制计算机的配套板卡连接，将操纵负荷系统软件加载在控制计算机上，并通过航空接插件将主飞控计算机与控制计算机、舵控盒进行连接；

步骤SS4：通过操纵负荷系统软件完成采集杆头信号、传感器信号、微动开关信号以及驱动并联舵机工作，达到与真实直升机一致的操纵特性，同时还实现直升机操纵负荷系统和主飞控计算机的控制交联，完成控制增稳功能。

作为一种较佳的实施例，步骤SS4还包括如下步骤：

步骤SS41：操纵负荷系统软件启动线程1，运行操纵位移采集模块，通过CAN总线采集光电编码器的角位移信号，采集速率不低于200Hz，采集到角位移信号后，将角位移信号映射到线位移信号，将线位移信号传输给主飞控计算机，主飞控计算机通过模型解算后，实现直升机的操纵力-位移特性；

步骤SS42：操纵负荷系统软件启动线程2，运行杆头信号采集模块，采用模拟量信号连接方式，将采集到的杆头信号一方面与四路并联舵机驱动模块配合完成杆释放、比普控制功能，另一方面传输给主飞控计算机，完成直升机的稳定配平控制；

步骤SS43：操纵负荷系统软件启动线程3，运行四路并联舵机控制模块，四路并联舵机控制模块包括有初始化配平模块、杆释放模块和自动驾驶控制模块；初始化配平模块完成初始化状态下的驱动直升机操纵负荷系统运行到中立位置的配平功能，初始化配平模块以独立函数运行，与主飞控计算机交联，在接收到初始化状态位后，根据接收到的配置位置和中立偏移值完成直升机操纵负荷系统配平，配平完成后返回配平完成标志位；杆释放模块完成飞行员按下杆释放按钮后的操纵响应，对应于断开舵机离合器开关，实现杆力释放，并即使那个杆释放信号传输给主飞控计算机；自动驾驶控制模块为配合主飞控计算机向四路并联舵机输出对应通道上的控制信号和舵机控制量，完成飞行状态下飞机的增稳功能、高级模态功能，例如自动悬停、速度保持、高度保持操作；

步骤SS44：操纵负荷系统软件启动线程4，运行航向拉杆开关控制模块，脚蹬刹车信号采集模块采集脚蹬刹车组件的脚蹬刹车信号，实时传输给主飞控计算机，航向拉杆开关控制模块采集飞行员操纵航向拉杆开关的拉杆开关采集信号，经过舵控盒后，由控制计算机的AD模拟量输入板卡采集，并传输给主飞控计算机，主飞控计算机根据脚蹬刹车信号和拉杆开关采集信号获得脚蹬的启动力信号，然后发出拉杆开关控制信号给航向拉杆开关控制模块的飞行仿真拉杆开关控制逻辑实现航向保持以及解除航向保持功能。

步骤SS45：操纵负荷系统软件启动线程5，运行网络通信模块，通过网络交互完成主飞控计算机与直升机操纵负荷系统的控制计算机的信号交互，信号包含有配平位置、配平标志、中立偏移量、四通道舵机驱动指令信号。

步骤SS46：操纵负荷系统软件启动线程6，运行直升机操纵负荷系统的界面显示模块，界面显示模块为用户提供监控界面，显示操纵位移采集模块、杆头信号采集模块、四路并联舵机控制模块的采集数据、状态和控制信号，并显示网络通信状态。

本发明所达到的有益效果：第一，本发明的直升机操纵负荷系统的配套杆系及人感加载设备均是采用的实装件，由此保证了飞行员在操纵过程中的启动力、操纵行程和操纵力梯度均与真机完全一致；第二，本发明的直升机操纵负荷系统信号采集采用的光电编码器为数字式CAN总线通信方式，采集分辨率为12位，采集速率最大为1000Hz，保证了操纵量采集的精确性和稳定性；第三，本发明的直升机操纵负荷系统用于进行伺服控制的舵控盒为全数字式电路，对四通道并联舵机的控制精确，响应速度快，成本可控；第四，本发明的直升机操纵负荷系统的控制计算机为工业控制计算机，配套的板卡也均为成熟的工业板卡，质量稳定，成本可控；第五，本发明的直升机操纵负荷系统的操纵负荷系统软件具备全状态操纵驱动控制特性，与主飞控计算机通过网络进行交联，接口丰富，功能全面；第六，本发明的直升机操纵负荷系统的仿真实现方法实现直升机飞行训练中操纵负荷系统的仿真，满足直升机在不同飞行条件和不同操纵模式下的静态和动态操纵特性。

附图说明

图1是本发明的结构框图。

图2是本发明的配套杆系的连接结构示意图。

图3是本发明的周期变距杆的连接结构示意图。

图4是本发明的总距杆的连接结构示意图。

图5是本发明的脚蹬传动连接示意图。

图6是本发明的并联舵机的结构示意图。

图7是本发明的电涡流阻尼器的示意图。

图8是本发明的航向拉杆开关的示意图。

图9是本发明的光电编码器的示意图。

图10是本发明的光电编码器连轴器示意图。

图11是本发明的脚蹬刹车组件示意图。

图12是本发明的控制计算机的示意图。

图13是本发明的计算机通讯板卡的示意图。

图14是本发明的舵控盒的示意图。

图15是本发明的舵控盒的连接示意图。

图16是本发明的舵机控制电路原理框图。

图17是本发明的操纵负荷系统软件结构图。

图18是本发明的操纵负荷系统软件主界面示意图。

图中标记的含义：1-并联舵机，2-配套杆系，3-航向拉杆开关，4-脚蹬刹车组件，5-光电编码器，6-光电编码器联轴器，7-电涡流阻尼器，8-电涡流阻尼器连杆，9-航向操纵杆，10-周期变距操纵杆，11-总距操纵杆，12-脚蹬。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，而不能以此来限制本发明的保护范围。

图1是本发明的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统的结构框图。本发明提出的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，包括人感加载设备、配套杆系2、控制部件、操纵负荷系统软件，人感加载设备包括四通道的并联舵机1、电涡流阻尼器7、航向拉杆开关3、脚蹬12、驾驶杆、若干作为操纵采集部件的光电编码器5，括人感加载设备通过连杆或连接摇臂接入配套杆系2中，控制部件与人感加载设备相连接，操纵负荷系统软件加载设置于控制部件上，并联舵机1通过配套杆系2与驾驶杆、脚蹬12相连接，脚蹬12上安装有脚蹬刹车组件4，图5是本发明的脚蹬传动连接示意图；并联舵机1用来为驾驶人员的操纵提供实时的力反馈特性，驾驶杆包括总距操纵杆11、周期变距操纵杆10、航向操纵杆9，如图3所示的是本发明的周期变距操纵杆的连接结构示意图，如图4所示的是本发明的总距操纵杆的连接结构示意图，航向拉杆开关安装在航向操纵杆上；控制部件包括主飞控计算机、舵控盒、控制计算机，主飞控计算机与舵控盒、控制计算机相连接，操纵负荷系统软件加载在控制计算机上，航向拉杆开关3用来进行调节增大或减小脚蹬12的启动力。

图2是本发明的配套杆系的连接结构示意图。配套杆系2包括周期变距杆传动连杆、总距杆传动连杆、航向传动连杆、脚蹬传动连杆、操纵手柄、安装支架，人感加载设备固定设置于安装支架上，总距操纵杆11、周期变距操纵杆10、航向操纵杆9分别通过总距杆传动连杆、周期变距杆传动连杆、航向传动连杆与并联舵机1相连接，并联舵机1通过脚蹬传动连杆与脚蹬12相连接，操纵手柄与驾驶杆相连接，安装支架用于固定人感加载设备和支撑配套杆系2的其他结构。

作为一种较佳的实施例，本发明的周期变距杆传动连杆、总距杆传动连杆、航向传动连杆、脚蹬传动连杆、操纵手柄均采用实装件，安装支架采用地面试验件，用来完成配套杆系2的各个组件的安装。

图6是本发明的并联舵机的结构示意图。作为一种较佳的实施例，并联舵机1通过图2中的配套杆系2与驾驶杆、脚蹬12和总距操纵杆11相连，可为驾驶人员的操纵提供实时的力反馈特性，并联舵机1的信号线通过航插线缆与舵控盒连接，能够提供并联舵机1的驱动特性，可以响应位置和速率控制，进行自动驾驶状态的模拟，实现飞机姿态、速度保持的控制，四通道的并联舵机1通过航插线缆与舵控盒连接，本发明的航空线缆与航空插接件均为常用的航空连接件。

图7是本发明的电涡流阻尼器的示意图。作为一种较佳的实施例，电涡流阻尼器7采用实装件。能够为驾驶人员的操纵提供摩擦力和操纵阻尼力。电涡流阻尼器7与并联舵机1采用并联方式连接，通过电涡流阻尼器连杆8与配套杆系2结构相连，可自由拆装。电涡流阻尼器7用于提供驾驶人员操纵时的阻尼力，其采用实装件，电涡流阻尼器7在出厂前已进行力距调校，满足与真机一致的力感特性。

图8是本发明的航向拉杆开关的示意图。作为一种较佳的实施例，由于航向通道启动力度较大，内置的微动开关无法满足操纵信号采集的需求，所以在外部安装航向拉杆开关3，它安装在航向操纵杆9间，与舵控盒进行连接，其接通和断开信号通过控制部件(主要是舵控盒)进行采集，为主飞控计算机提供信号。

图9是本发明的光电编码器的示意图。作为一种较佳的实施例，光电编码器5为德国倍加福CVM58W-032YYROBN型。配套杆系2与光电编码器5之间加装光电编码器联轴器6，如图10所示的是本发明的光电编码器连轴器示意图，消除齿轮传动的往复间隙，保证了操纵位移的精确度。光电编码器5通过CAN总线电缆与控制计算机中的CAN总线通讯板卡进行连接，采集直升机驾驶员的操纵数字量位移信号。其中，周期变距杆横向和纵向操纵位移光电编码器各1只，精度为12BIT，采集速率200Hz；总距操纵位移光电编码器1只，精度为12BIT，采集速率200Hz；脚蹬操纵位移光电编码器1只，精度为12BIT，采集速率200Hz。

图11是本发明的脚蹬刹车组件示意图。作为一种较佳的实施例，脚蹬刹车组件4为四路脚蹬刹车阻尼器，其安装于四路脚蹬12上，可输出电压信号，能够模拟直升机机轮的刹车功能。

图12是本发明的舵控盒的示意图，图13是本发明的舵控盒的连接原理示意图。舵控盒接收控制计算机的控制指令，输出离合器控制信号和舵机驱动信号(即模拟量输出信号)，控制并联舵机转动，并根据指令极性控制并联舵机转动方向；同时，舵控盒将并联舵机微动开关(并联舵机内部自带的微动量采集装置)和拉杆开关信号进行电压转换后传输给控制计算机的通讯板卡，控制计算机将采集到的信号发送给主飞控计算机，从而确认并联舵机1是否动作。舵控盒内部电路包括舵机控制电路、开关信号转换电路及辅助电路等。

图14是本发明的舵控盒的舵机控制电路原理框图。舵控盒内部设置有电压跟随、比较器、光电隔离驱动输出相应电路，舵机控制电路包括舵机配平控制与离合器控制电路，输入为控制计算机的DA模拟量输出板卡，输出为可控的28V电源或开关。

图15是本发明的舵控盒的微动开关与拉杆开关信号转换电路的连接示意图。微动开关与拉杆开关信号转换电路的输入为28VDC/开，输出为10V或0V并接控制计算机的AD模拟量输入板卡。

图16是本发明的舵控盒的辅助电路原理框图。辅助电路：辅助电路包括电源变换电路、输入/输出显示电路、面板显示灯等。舵控盒接收控制计算机的控制指令，输出离合器控制信号和舵机驱动信号，控制并联舵机转动，并根据指令极性控制并联舵机转动方向，同时舵控盒将舵机微动开关和拉杆开关信号进行电压转换后传输给控制计算机的通讯板卡，控制计算机将采集到的信号发送给主飞控计算机，从而确认并联舵机是否动作。

图17是本发明的操纵负荷系统软件结构图。作为一种较佳的实施例，操纵负荷系统软件包括操纵位移采集模块、杆头信号采集模块、四路并联舵机控制模块、航向拉杆开关控制模块、脚蹬刹车信号采集模块、网络通信模块、界面显示模块，操纵位移采集模块的输入端通过CAN总线与光电编码器的输出端相连接，杆头信号采集模块的输入端与驾驶杆的杆头相连接，杆头信号采集模块与四路并联舵机控制模块相连接，四路并联舵机控制模块包括初始化配平模块、杆释放模块、自动驾驶控制模块，初始化配平模块与杆释放模块相连，杆释放模块与自动驾驶控制模块相连，初始化配平模块完成初始化状态下的驱动操纵负荷系统运行到中立位置的配平功能，杆释放模块完成飞行员按下杆释放按钮后的操纵响应，对应于断开舵机离合器开关，实现杆力释放，自动驾驶控制模块配合主飞控计算机向四路并联舵机输出对应通道上的驱动控制信号，完成飞行状态下飞机的增稳功能、高级模态功能，例如自动悬停、速度保持、高度保持；航向拉杆开关控制模块的输出端与航向拉杆开关相连接，用来根据飞行员操纵的航向拉杆开关信号实现航向保持以及解除航向保持功能；脚蹬刹车信号采集模块的输入端与脚蹬刹车组件相连接；主飞控计算机通过网络通信模块分别与操纵位移采集模块的输出端、杆头信号采集模块的输出端、四路并联舵机控制模块、航向拉杆开关控制模块、脚蹬刹车信号采集模块的输出端、界面显示模块进行通讯连接；界面显示模块用于显示操纵位移采集模块、杆头信号采集模块、四路并联舵机控制模块的采集数据、状态和控制信号，并显示网络通信状态。

图18是本发明的操纵负荷系统软件的界面显示模块的示意图。其中需要说明的是：纵向传感器、横向传感器、航向传感器、总距传感器分别代表周期变距杆纵向操纵位移光电编码器、周期变距杆横向操纵位移光电编码器、脚蹬操纵位移光电编码器、总距操纵杆位移光电编码器采集的角位移信号，刹车量分别为脚蹬刹车组件采集的脚蹬刹车信号，诸如前推杆行程、左推杆行程、左脚行程、向上行程分别代表映射转换的线位移信号；舵控信号的配平值和驱动值根据配平位置、配平标志、中立偏移量和四通道舵机驱动指令信号获得，状态指示分别为四通道并联舵机的微动开关和离合器的状态，网络状态中的发飞仿与收飞仿分别代表直升机操纵负荷系统进行起飞和降落状态的模拟，运行状态中的运行和配平分别代表正常飞行模式和初始化配平模式，板卡状态分别代表CAN总线通讯板卡、AD模拟量输入板卡、DA模拟量输出板卡的运行状态。

本发明还提出一种基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统的仿真实现方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤SS1：按照实装操纵负荷系统的结构配套设置实装的配套杆系，将配套杆系的周期变距杆传动连杆、总距杆传动连杆、航向传动连杆、脚蹬传动连杆、操纵手柄安装在安装支架上，完成配套杆系的各个组件的安装；

步骤SS2：在步骤SS1上的实装的配套杆系上的相应位置安装人感加载设备构建直升机操纵负荷系统，将人感加载设备中的四通道并联舵机、航向拉杆开关、电涡流阻尼器、脚蹬刹车组件、光电编码器通过相应的连杆或者连接摇臂接入配套杆系中；

步骤SS3：通过航空接插件将人感加载设备中的并联舵机、航向拉杆开关与舵控盒进行连接，并将舵控盒、脚蹬刹车组件、光电编码器与控制计算机的配套板卡连接，将操纵负荷系统软件加载在控制计算机上，并通过航空接插件将主飞控计算机与控制计算机、舵控盒进行连接；

步骤SS4：通过操纵负荷系统软件完成采集杆头信号、传感器信号、微动开关信号以及驱动并联舵机工作，达到与真实直升机一致的操纵特性，同时还实现直升机操纵负荷系统和主飞控计算机的控制交联，完成控制增稳功能。

作为一种较佳的实施例，步骤SS4还包括如下步骤：

步骤SS41：操纵负荷系统软件启动线程1，运行操纵位移采集模块，通过CAN总线采集光电编码器的角位移信号，采集速率不低于200Hz，采集到角位移信号后，将角位移信号映射到线位移信号，将线位移信号传输给主飞控计算机，主飞控计算机通过模型解算后，实现直升机的操纵力-位移特性；

步骤SS42：操纵负荷系统软件启动线程2，运行杆头信号采集模块，采用模拟量信号连接方式，将采集到的杆头信号一方面与四路并联舵机驱动模块配合完成杆释放、比普控制功能，另一方面传输给主飞控计算机，完成直升机的稳定配平控制；

步骤SS43：操纵负荷系统软件启动线程3，运行四路并联舵机控制模块，四路并联舵机控制模块包括有初始化配平模块、杆释放模块和自动驾驶控制模块；初始化配平模块完成初始化状态下的驱动直升机操纵负荷系统运行到中立位置的配平功能，初始化配平模块以独立函数运行，与主飞控计算机交联，在接收到初始化状态位后，根据接收到的配置位置和中立偏移值完成直升机操纵负荷系统配平，配平完成后返回配平完成标志位；杆释放模块完成飞行员按下杆释放按钮后的操纵响应，对应于断开舵机离合器开关，实现杆力释放，并即使那个杆释放信号传输给主飞控计算机；自动驾驶控制模块为配合主飞控计算机向四路并联舵机输出对应通道上的控制信号和舵机控制量，完成飞行状态下飞机的增稳功能、高级模态功能，例如自动悬停、速度保持、高度保持操作；

步骤SS44：操纵负荷系统软件启动线程4，运行航向拉杆开关控制模块，脚蹬刹车信号采集模块采集脚蹬刹车组件的脚蹬刹车信号，实时传输给主飞控计算机，航向拉杆开关控制模块采集飞行员操纵航向拉杆开关的拉杆开关采集信号，经过舵控盒后，由控制计算机的AD模拟量输入板卡采集，并传输给主飞控计算机，主飞控计算机根据脚蹬刹车信号和拉杆开关采集信号获得脚蹬的启动力信号，然后发出拉杆开关控制信号给航向拉杆开关控制模块的飞行仿真拉杆开关控制逻辑实现航向保持以及解除航向保持功能。

步骤SS45：操纵负荷系统软件启动线程5，运行网络通信模块，通过网络交互完成主飞控计算机与直升机操纵负荷系统的控制计算机的信号交互，信号包含有配平位置、配平标志、中立偏移量、四通道舵机驱动指令信号。

步骤SS46：操纵负荷系统软件启动线程6，运行直升机操纵负荷系统的界面显示模块，界面显示模块为用户提供监控界面，显示操纵位移采集模块、杆头信号采集模块、四路并联舵机控制模块的采集数据、状态和控制信号，并显示网络通信状态。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，其特征在于，包括人感加载设备、配套杆系、控制部件、操纵负荷系统软件，所述人感加载设备包括四通道的并联舵机、电涡流阻尼器、航向拉杆开关、脚蹬、驾驶杆、若干作为操纵采集部件的光电编码器，所述括人感加载设备通过连杆或连接摇臂接入所述配套杆系中，所述控制部件与所述人感加载设备相连接，所述操纵负荷系统软件加载设置于所述控制部件上，所述并联舵机通过所述配套杆系与所述驾驶杆、所述脚蹬相连接，所述脚蹬上安装有脚蹬刹车组件；所述并联舵机用来为驾驶人员的操纵提供实时的力反馈特性，所述驾驶杆包括总距操纵杆、周期变距操纵杆、航向操纵杆，所述航向拉杆开关安装在所述航向操纵杆上；所述控制部件包括主飞控计算机、舵控盒、控制计算机，所述主飞控计算机与所述舵控盒、所述控制计算机相连接，所述操纵负荷系统软件加载在所述控制计算机上，所述航向拉杆开关用来进行调节增大或减小所述脚蹬的启动力；

所述配套杆系包括周期变距杆传动连杆、总距杆传动连杆、航向传动连杆、脚蹬传动连杆、操纵手柄、安装支架，所述人感加载设备固定设置于所述安装支架上，所述总距操纵杆、所述周期变距操纵杆、所述航向操纵杆分别通过所述总距杆传动连杆、所述周期变距杆传动连杆、所述航向传动连杆与所述并联舵机相连接，所述并联舵机通过所述脚蹬传动连杆与所述脚蹬相连接，所述操纵手柄与所述驾驶杆相连接，所述安装支架用于固定所述人感加载设备和支撑所述配套杆系的其他结构。

2.根据权利要求1所述的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，其特征在于，所述主飞控计算机的输入输出端与所述控制计算机的输出输入端相连接，所述控制计算机的输入输出端与所述舵控盒的输出输入端相连接，所述控制计算机内部配套设置有通讯板卡，所述并联舵机、所述航向拉杆开关通过航空接插件分别与所述舵控盒相连接，所述航向拉杆开关用来提供操纵信号采集，所述舵控盒、所述光电编码器、所述脚蹬刹车组件通过航空接插件与所述控制计算机的通讯板卡相连接，所述通讯板卡包括CAN总线通讯板卡、AD模拟量输入板卡、DA模拟量输出板卡，所述光电编码器通过CAN总线电缆与所述控制计算机的所述CAN总线通讯板卡相连接。

3.根据权利要求1所述的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，其特征在于，所述电涡流阻尼器通过连杆接入所述配套杆系，所述电涡流阻尼器与所述并联舵机并联连接，用来为驾驶人员的操纵提供摩擦力和操纵阻尼力。

4.根据权利要求1所述的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，其特征在于，所述光电编码器通过联轴器与所述配套杆系相连接，所述光电编码器包括周期变距杆横向操纵位移光电编码器、周期变距杆纵向操纵位移光电编码器、总距操纵杆位移光电编码器、脚蹬操纵位移光电编码器，所述周期变距杆横向操纵位移光电编码器用来采集所述周期变距操纵杆的横向位移信号，所述周期变距杆纵向操纵位移光电编码器用来采集所述周期变距操纵杆的纵向位移信号，所述总距操纵杆位移光电编码器用来采集所述总距操纵杆的位移信号，所述脚蹬操纵位移光电编码器用来采集所述脚蹬的位移信号。

5.根据权利要求1所述的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，其特征在于，所述脚蹬刹车组件采用四路脚蹬刹车阻尼器，所述脚蹬刹车组件安装在四路所述脚蹬上，用来输出电压信号，模拟直升机机轮的刹车功能。

6.根据权利要求2所述的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，其特征在于，所述舵控盒内部设置有舵机控制电路、微动开关与拉杆开关信号转换电路、辅助电路，所述舵机控制电路包括舵机配平控制与离合器控制电路，输入为所述控制计算机的DA模拟量输出板卡，输出为可控的28V电源或开关；所述微动开关与拉杆开关信号转换电路的输入为28VDC/开，输出为10V或0V并接所述控制计算机的AD模拟量输入板卡；所述辅助电路包括电源变换电路、输入/输出显示电路；所述舵控盒接收所述控制计算机的控制指令，输出离合器控制信号和舵机驱动信号，控制并联舵机转动，并根据指令极性控制并联舵机转动方向，同时所述舵控盒将舵机微动开关和拉杆开关信号进行电压转换后传输给控制计算机的通讯板卡，所述控制计算机将采集到的信号发送给主飞控计算机，从而确认所述并联舵机是否动作。

7.根据权利要求1所述的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统，其特征在于，所述操纵负荷系统软件包括操纵位移采集模块、杆头信号采集模块、四路并联舵机控制模块、航向拉杆开关控制模块、脚蹬刹车信号采集模块、网络通信模块、界面显示模块，所述操纵位移采集模块的输入端通过CAN总线与所述光电编码器的输出端相连接，所述杆头信号采集模块的输入端与所述驾驶杆的杆头相连接，所述杆头信号采集模块与所述四路并联舵机控制模块相连接，所述四路并联舵机控制模块包括初始化配平模块、杆释放模块、自动驾驶控制模块，所述初始化配平模块与所述杆释放模块相连，所述杆释放模块与所述自动驾驶控制模块相连，所述初始化配平模块完成初始化状态下的驱动操纵负荷系统运行到中立位置的配平功能，所述杆释放模块完成飞行员按下杆释放按钮后的操纵响应，对应于断开舵机离合器开关，实现杆力释放，所述自动驾驶控制模块配合主飞控计算机向四路并联舵机输出对应通道上的驱动控制信号，完成飞行状态下飞机的增稳功能、高级模态功能，例如自动悬停、速度保持、高度保持；所述航向拉杆开关控制模块的输出端与所述航向拉杆开关相连接，用来根据飞行员操纵的航向拉杆开关信号实现航向保持以及解除航向保持功能；所述脚蹬刹车信号采集模块的输入端与所述脚蹬刹车组件相连接；所述主飞控计算机通过所述网络通信模块分别与所述操纵位移采集模块的输出端、所述杆头信号采集模块的输出端、所述四路并联舵机控制模块、所述航向拉杆开关控制模块、所述脚蹬刹车信号采集模块的输出端、所述界面显示模块进行通讯连接；所述界面显示模块用于显示所述操纵位移采集模块、所述杆头信号采集模块、所述四路并联舵机控制模块的采集数据、状态和控制信号，并显示网络通信状态。

8.采用权利要求1所述的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统的仿真实现方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤SS1：按照实装操纵负荷系统的结构配套设置实装的配套杆系，将配套杆系的周期变距杆传动连杆、总距杆传动连杆、航向传动连杆、脚蹬传动连杆、操纵手柄安装在安装支架上，完成配套杆系的各个组件的安装；

步骤SS2：在步骤SS1上的实装的配套杆系上的相应位置安装人感加载设备构建直升机操纵负荷系统，将人感加载设备中的四通道并联舵机、航向拉杆开关、电涡流阻尼器、脚蹬刹车组件、光电编码器通过相应的连杆或者连接摇臂接入配套杆系中；

步骤SS3：通过航空接插件将人感加载设备中的并联舵机、航向拉杆开关与舵控盒进行连接，并将舵控盒、脚蹬刹车组件、光电编码器与控制计算机的配套板卡连接，将操纵负荷系统软件加载在控制计算机上，并通过航空接插件和网线将主飞控计算机与控制计算机、舵控盒进行连接；

步骤SS4：通过操纵负荷系统软件完成采集杆头信号、传感器信号、微动开关信号以及驱动并联舵机工作，达到与真实直升机一致的操纵特性，同时还实现直升机操纵负荷系统和主飞控计算机的控制交联，完成控制增稳功能。

9.根据权利要求8所述的基于实装操纵杆系的直升机操纵负荷系统的仿真实现方法，其特征在于，所述步骤SS4还包括如下步骤：

步骤SS41：操纵负荷系统软件启动线程1，运行操纵位移采集模块，通过CAN总线采集光电编码器的角位移信号，采集到角位移信号后，将角位移信号映射到线位移信号，将线位移信号传输给主飞控计算机，主飞控计算机通过模型解算后，实现直升机的操纵力-位移特性；

步骤SS42：操纵负荷系统软件启动线程2，运行杆头信号采集模块，采用模拟量信号连接方式，将采集到的杆头信号一方面与四路并联舵机驱动模块配合完成杆释放、比普控制功能，另一方面传输给主飞控计算机，完成直升机的稳定配平控制；

步骤SS43：操纵负荷系统软件启动线程3，运行四路并联舵机控制模块，四路并联舵机控制模块包括有初始化配平模块、杆释放模块和自动驾驶控制模块；初始化配平模块完成初始化状态下的驱动直升机操纵负荷系统运行到中立位置的配平功能，所述初始化配平模块以独立函数运行，与主飞控计算机交联，在接收到初始化状态位后，根据接收到的配置位置和中立偏移值完成直升机操纵负荷系统配平，配平完成后返回配平完成标志位；杆释放模块完成飞行员按下杆释放按钮后的操纵响应，对应于断开舵机离合器开关，实现杆力释放，并即使那个杆释放信号传输给主飞控计算机；自动驾驶控制模块为配合主飞控计算机向四路并联舵机输出对应通道上的控制信号和舵机控制量，完成飞行状态下飞机的增稳功能、高级模态功能，例如自动悬停、速度保持、高度保持操作；

步骤SS44：操纵负荷系统软件启动线程4，运行航向拉杆开关控制模块，脚蹬刹车信号采集模块采集脚蹬刹车组件的脚蹬刹车信号，实时传输给主飞控计算机，航向拉杆开关控制模块采集飞行员操纵航向拉杆开关的拉杆开关采集信号，经过舵控盒后，由控制计算机的AD模拟量输入板卡采集，并传输给主飞控计算机，主飞控计算机根据脚蹬刹车信号和拉杆开关采集信号获得脚蹬的启动力信号，然后发出拉杆开关控制信号给航向拉杆开关控制模块的飞行仿真拉杆开关控制逻辑实现航向保持以及解除航向保持功能；

步骤SS45：操纵负荷系统软件启动线程5，运行网络通信模块，通过网络交互完成主飞控计算机与直升机操纵负荷系统的控制计算机的信号交互，所述信号包含有配平位置、配平标志、中立偏移量、四通道舵机驱动指令信号；

步骤SS46：操纵负荷系统软件启动线程6，运行直升机操纵负荷系统的界面显示模块，所述界面显示模块为用户提供监控界面，显示操纵位移采集模块、杆头信号采集模块、四路并联舵机控制模块的采集数据、状态和控制信号，并显示网络通信状态。

Images