CN110053770A - 一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置与方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置与方法，包括四旋翼机翼本体部分、检测部分及控制部分；所述四旋翼机翼本体部分，包括四片机翼桨叶、桨毂、伺服电机及行星减速器，所述检测部分包括激光测振仪及加速度传感器，所述控制部分包括压电陶瓷纤维片，每片机翼桨叶设置压电陶瓷纤维片，本发明采用多个加速度传感器和激光测振仪分别检测四个机翼的振动，通过融合多传感器信息，采用MFC对机翼振动进行抑制，可以实现对四旋翼机翼振动的精确测量与快速有效的控制。

Description

一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置与方法

技术领域

本发明涉及机翼的振动检测控制领域，具体涉及一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置与方法。

背景技术

直升机是旋翼飞行器的一种，是以旋翼作为其主要升力来源的垂直起落机。由于直升机具有独特的飞行能力，使其在军事与民用上都具有不可替代的重要作用，因此，直升机技术已成为一个相当重要的研究领域。

但是由于直升机独特的飞行原理和特殊的构型，使得其动力学问题尤为突出。直升机中存在许多旋转部件，它们在运转时都会产生交变载荷，成为直升机的震源。旋翼是直升机的核心动力部件，也是直升机的主要震源，旋翼主要包含多片细长的弹性桨叶，由于它所处的气动环境存在交变因素，作用在旋翼桨叶上的交变气动载荷，引起桨叶的弹性振动，从而在桨毂上合成较大的交变载荷，激起机体振动，过高的机体振动会降低机内各零部件的疲劳寿命和仪器设备的可靠性，并影响乘员和驾驶员的舒适性和工作效率，所以直升机的振动检测及其控制是直升机发展历程中一直面临的重要问题。

直升机减振大都采用被动减振技术，但是，随着科学技术的发展，被动控制已满足不了人们对振动环境、对产品与结构振动特性越来越高的要求，主动控制技术由于自身潜在的特点和优点，已成为人们寻求的更为有效的减振途径。

目前，智能旋翼是直升机的振动主动控制的一个很有效的方法。智能旋翼是在旋翼结构中埋入分布式智能材料传感器和驱动器，直接驱动桨叶产生变形，主要针对旋翼系统产生的振动与噪声进行振动主动控制。智能旋翼从震源着手是治本的方法，又利用智能材料作动元件质量轻、体积小、响应速度快的特殊属性，具有广阔的应用前景。

发明内容

为了克服现有技术存在的缺点与不足，本发明提供一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置与方法。

本发明通过多传感器融合，可实现机翼振动的精确检测，并通过压电材料进行振动抑制，实现机翼在不同转速下的振动检测与抑制。

本发明采用如下技术方案：

一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置，包括四旋翼机翼本体部分、检测部分及控制部分；

所述四旋翼机翼本体部分，包括四片机翼桨叶、桨毂、伺服电机及行星减速器，所述四片机翼桨叶旋向相同均为右旋机翼，四片机翼桨叶沿圆周对称铰接安装在桨毂上，所述伺服电机通过行星减速器与桨毂连接，驱动四片机翼桨叶旋转；

所述检测部分包括激光测振仪及加速度传感器，每片机翼桨叶安装一个加速度传感器，所述激光测振仪有四个，沿同一圆周对称设置在四旋翼机翼本体部分的上方，保证每个激光测振仪下方正对着机翼桨叶的中间位置；

所述加速度传感器检测机翼桨叶振动信息，经过电荷放大器输入运动控制卡，然后输入计算机；

所述激光测振仪检测机翼桨叶振动信息，经过激光测振仪控制箱输入计算机；

所述控制部分包括压电陶瓷纤维片，每片机翼桨叶设置压电陶瓷纤维片，所述计算机根据机翼桨叶振动信息得到控制信息通过运动控制卡分别发送MFC控制器及伺服电机驱动器，驱动压电陶瓷纤维片及伺服电机，从而抑制各片机翼的振动。

每片机翼桨叶粘贴六片压电陶瓷纤维片，两两一组，等距离间隔粘贴，每组压电陶瓷纤维片在机翼桨叶的蒙皮内外表面各粘贴一片，呈互相反向对称，每片压电陶瓷纤维片与机翼展向方向成±45°角。

所述激光测振仪安装在云台上，所述云台安装在直线滑轨上，直线滑轨安装在设置在实验台上方的桁架上。

所述四片机翼桨叶均包括前缘配重、前缘包铁、C型大梁、蒙皮、Z型小梁、垫铁、内腔填充物及后缘条。

所述加速度传感器为三轴加速度传感器，安装在机翼桨叶表面突出厚度最大位置处，且在机翼展向方向距离桨毂中心三分之二展长处。

本发明桨毂轴上套有导电滑环。

一种基于多传感器的四旋翼振动检测控制装置的方法，包括如下步骤：

第一步，计算机通过运动控制卡，输出信号伺服电机驱动器，驱动伺服电机通过行星减速器驱动四片机翼从静止开始加速旋转，直至机翼以稳定的转速旋转；

第二步，加速度传感器检测机翼的振动信息，并将振动信息通过电荷放大器放大后传输给运动控制卡，经运动控制卡内部的A/D模块处理后传输至计算机；四个激光测振仪也同时检测相应机翼的振动信息，并经过激光测振仪控制箱处理后传输至计算机；

第三步，计算机通过融合多传感器信息，运用相应算法，解算出控制信号，经过运动控制卡内部的D/A模块处理后传输至MFC控制器，驱动粘贴在各片机翼上的压电陶瓷纤维片进行相应的伸缩运动。

本发明的有益效果：

(1)本发明采用多个加速度传感器和多个激光测振仪分别检测四片机翼桨叶的振动，通过融合多传感器信息，可以对四片机翼在旋转过程中的振动信息进行精确检测。

(2)本发明采用MFC对机翼振动进行抑制，利用压电智能材料作为作动元件，质量轻、体积小、响应速度快，可以对机翼振动进行快速、有效的控制。

(3)本发明装置通过调节机翼的转速，对应于模拟直升机在多种不同的实际转动运动状态，可以实现对不同转速下的四旋翼机翼振动的精确测量与快速有效的控制，为直升机机翼振动检测与控制方面的研究提供参考。

附图说明

图1为本发明的总体结构示意图；

图2为图1装置的主视图；

图3为图1装置的俯视图；

图4为本发明四旋翼机翼本体装配示意图；

图5(a)及图5(b)分别为单片机翼的内部结构示意图与剖视图；

图6为本发明的流程图。

具体实施方式

下面结合实施例及附图，对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。

实施例

图1中的虚线连接指示了各个设备之间的连线关系，方向箭头表明了检测和控制信号流的传递方向，各传感器与驱动器连接仅选其一进行示意。

如图1-图4所示，一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置，包括四旋翼机翼本体部分、检测部分及控制部分；

所述四旋翼机翼本体部分包括四片机翼桨叶、桨毂、伺服电机及行星减速器。

如图5(a)及图5(b)所示，现在直升机旋翼桨叶一般采用复合材料结构。所述四片复合材料机翼桨叶20旋向相同，均为右旋机翼，且每片机翼桨叶结构相同，均由前缘配重24、前缘包铁25、“C”型大梁26、蒙皮27、“Z”型小梁28、垫块29、内腔填充物30以及后缘条31等组成。

所述四旋翼机翼本体2由伺服电机17进行驱动，伺服电机输出轴与法兰输出型行星减速器18连接，中间连有法兰，并用锁紧螺钉锁紧轴端，行星减速器通过自带的法兰盘用螺栓安装固定在机翼本体安装底座21上，安装底座21则固定在实验台1顶部的金属板上，实验台1每根高度方向的型材底部均安装有一块金属板9，每块金属板上均安装四根地脚螺栓10可埋入地底。桨毂19通过底部的安装底座与法兰输出型行星减速器的输出法兰连接，桨毂轴上套有导电滑环22，导电滑环用于装置中传感器与作动器的信号和功率传输，导电滑环的定子止转片孔隙中插上止转销，止转销则套在安装板23上的小孔内，四片机翼桨叶20通过螺栓铰链沿圆周对称铰接安装在桨毂19上。

所述检测部分包括四个加速度传感器4及四个激光测振仪7。

所述四个加速度传感器具体为三轴加速度传感器，用于检测机翼振动信息，四个加速度传感器的安装位置相同，均安装在机翼上表面突出厚度最大位置处，且在机翼展向方向距离桨毂中心三分之二展长处。

四个激光测振仪7分别安装在实验台上的安装桁架8上，对称均布在与桁架中心距离相同的一个圆周上，且保证激光测振仪所在位置位于机翼半个展长位置正上方，每个激光测振仪分别安装在一个安装云台6上，云台安装在直线滑轨5上，直线滑轨通过安装板安装在桁架的横杆上，通过直线滑轨5可以调节测振仪位置，并调节云台6的角度为九十度，保证激光测振仪竖直向下正对着机翼桨叶中部半个展长位置的正上方。

所述桁架有一个矩形平面和四个支柱构成，矩形平面通过四个支柱安装在实验台上，矩形平面设置十字交叉柱，交叉点位于矩形平面的中心，该中心位于四个机翼中心点的上方。四个激光测振仪安装在十字交叉柱上。

所述加速度传感器通过检测机翼在旋转过程中的振动信息，经过电荷放大器11放大后传输至运动控制卡14，经过运动控制卡内部的A/D转换模块处理后经将振动信号传输给计算机16；所述激光测振仪分别检测各片机翼的振动信息，并经过激光测振仪控制箱15处理后传输至计算机。

所述控制部分包括压电陶瓷纤维片，每片机翼桨叶设置压电陶瓷纤维片，所述计算机根据机翼桨叶振动信息得到控制信息通过运动控制卡分别发送MFC控制器13及伺服电机驱动器12，驱动压电陶瓷纤维片及伺服电机驱动器12，从而抑制各片机翼的振动。

所述控制单元包括压电陶瓷纤维片，MFC控制器等，计算机与运动控制卡相互连接，运动控制卡与伺服电机驱动器相互连接，

所述压电陶瓷纤维片(MFC)3在每片机翼桨叶20上的安装位置和数量均相同，具体安装时在每片机翼的靠近根部位置处的蒙皮内外表面各粘贴三片，等距离间隔粘贴，每片MFC长度方向轴向与机翼展向方向成±45°角，并保证内外三片各自互相反向对称，具体应用时，通过MFC控制器给内外MFC提供同向或者反向的电压，促使MFC沿同向或反向同时伸长或收缩，从而实现抑制机翼振动的目的。

如图6所示，一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制方法，包括如下步骤：

第一步，实验开始，伺服电机通过减速器驱动四旋翼机翼从静止开始加速旋转，直至机翼以一个较低的转速稳定旋转；

第二步，机翼低速稳定旋转后，每片机翼上的加速度传感器分别检测各自机翼的振动信息，并将振动信息通过电荷放大器放大后传输给运动控制卡，经运动控制卡内部的A/D模块处理后传输至计算机；四个激光测振仪也同时检测相应机翼的振动信息，并经过激光测振仪控制箱处理后传输至计算机；

第三步，计算机通过得到的四个加速度传感器和四个激光测振仪检测到的机翼振动信息，通过运用相应的算法，解算出控制信号，经过运动控制卡内部的D/A模块处理后传输至MFC控制器；

第四步，MFC控制器根据计算机的控制信号驱动粘贴在各片机翼上的MFC进行相应的伸缩运动，通过MFC伸缩产生的力从而抑制各片机翼的振动；

第五步，多次改变机翼的旋转速度，待机翼以新的转速稳定旋转时，重复第二步至第四步，分别实现机翼在低速、中速、高速等多种运行速度下的机翼振动检测与抑制的目的。

在本实施例中，实验台1的几何尺寸为长2380mm×宽2380mm×高800mm，实验台底座由两种长度分别为1200mm、800mm的铝型材组装而成，其中长度方向和宽度方向均由两根1200mm的铝型材拼接而成，型材的每个连接处都有角铁固定；台座有两层支撑，顶部安装金属板，金属板是由两块尺寸为2380mm×1190mm的不锈钢板拼接而成的；实验台底座的每根高度方向的型材底部均安装有一块厚金属板9，每块金属板上对称安装四个Φ12mm的地脚螺栓10，用于将实验台埋入地底，克服四旋翼转动产生的升力。

四旋翼机翼本体部分中，伺服电机17选用由安川伺服电机株式会社生产的Σ-7系列伺服电机，型号为SGM7A-40A7A21，额定输出功率为4.0kW，工作电压为200V，配套使用的伺服电机驱动器12选用的为该公司的型号为SGD7S-330A00A002的伺服驱动器，最大适用电机容量为5.0kW；行星减速器18选用的是德国的Neuguart(纽卡特)公司生产的法兰输出型行星减速器，型号为PLFN140-005-SSSD3AG-Y28，减速比为1:5，安装尺寸为140mm；桨毂轴上套装的导电滑环22选用的是深圳市默孚龙(MOFLON)科技有限公司生产的标准系列整体式精密导电滑环，型号为MT50119-P0610-S06-VD，该型号滑环可供6路功率通道和6路信号通道，产品等级为VD(工业级)，最高转速600rpm，内径尺寸为50mm，与桨毂轴过盈配合，外径尺寸为119mm。

所述机翼桨叶20的翼型采用美国的NACA系列翼型中常见的NACA23012翼型，每片机翼桨叶展长为750mm，弦长为150mm，展弦比为5:1，旋翼总直径为1885mm，四片旋翼的旋向相同，均为右旋(俯视逆时针旋转)。所述四片复合材料机翼桨叶结构相同，均由前缘配重24、前缘包铁25、“C”型大梁26、蒙皮27、“Z”型小梁28、垫块29、内腔填充物30以及后缘条31等组成，前缘配重是以铅为主要材料的质量条，前缘包铁采用不锈钢材料或钛合金包片。

“C”型大梁主要承载桨叶沿展向的离心力，蒙皮由复合材料增强纤维布叠合而成，“Z”型小梁主要支撑翼型，增加桨叶的扭转刚度，翼型内部空间形成的空腔内加入了内腔填充物，主要用于维持翼型形状，保证其结构的稳定性，后缘条主要为了增加桨叶整体摆振刚度。

直线滑轨5选用米思米公司生产的型号为BRS30-A0C1Z0-400N的直线滑轨，滑轨长度400mm；云台6选用广东思锐光学股份有限公司生产的型号为思锐G20KX球形云台，可承重11kg-20kg；激光测振仪7选用的是舜宇光学科技(集团)有限公司生产的单点激光测振仪，型号为LV-S01(法向)，工作距离为0.35m～50m，具有极高的测量分辨率和极大的动态测量范围，速度分辨率为1μm/s，最大线性误差为1.00％，激光测振仪控制箱15与激光测振仪7配套使用，并与计算机16连接传输信号。

压电陶瓷纤维片(MFC)3选用的是哈尔滨芯明天科技有限公司生产的M8557-P1型MFC模块，每片机翼上各粘贴6片，并以相同粘贴方式粘贴在每片机翼桨叶上的相同位置处，即贴在靠近桨叶根部附近的机翼蒙皮内外表面，内外表面各粘贴3片，并分别与机翼展向成±45°角；与MFC配套使用的压电陶瓷纤维片控制器(MFC控制器)13选用的是该公司的型号为HVA1500/50的高压控制器，输出电压为-500～1500V，选择4通道规格型号。

加速度传感器4选用的是德国Kistler公司生产的8688A10型号的压电式三向加速度传感器，加速度检测范围为±10g，灵敏度为500mV/g，频率响应为0.5～5000Hz。

电荷放大器11选用江苏联能电子有限公司的YE5850型电荷放大器；运动控制卡14选用美国GALIL公司生产的DMC-2x00数字运动控制器，提供标准的PCI总线接口；计算机16选用的CPU型号为core76650U2.2GHz，内存4G，主板中有PCI-e插槽，可以安装运动控制卡14。

上述实施例为本发明较佳的实施方式，但本发明的实施方式并不受所述实施例的限制，其他的任何未背离本发明的精神实质与原理下所作的改变、修饰、替代、组合、简化，均应为等效的置换方式，都包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置，其特征在于，包括四旋翼机翼本体部分、检测部分及控制部分；

所述四旋翼机翼本体部分，包括四片机翼桨叶、桨毂、伺服电机及行星减速器，所述四片机翼桨叶旋向相同均为右旋机翼，四片机翼桨叶沿圆周对称铰接安装在桨毂上，所述伺服电机通过行星减速器与桨毂连接，驱动四片机翼桨叶旋转；

所述检测部分包括激光测振仪及加速度传感器，每片机翼桨叶安装一个加速度传感器，所述激光测振仪有四个，沿同一圆周对称设置在四旋翼机翼本体部分的上方，保证每个激光测振仪下方正对着机翼桨叶的中间位置；

所述加速度传感器检测机翼桨叶振动信息，经过电荷放大器输入运动控制卡，然后输入计算机；

所述激光测振仪检测机翼桨叶振动信息，经过激光测振仪控制箱输入计算机；

所述控制部分包括压电陶瓷纤维片，每片机翼桨叶设置压电陶瓷纤维片，所述计算机根据机翼桨叶振动信息得到控制信息通过运动控制卡分别发送MFC控制器及伺服电机驱动器，驱动压电陶瓷纤维片及伺服电机，从而抑制各片机翼的振动。

2.根据权利要求1所述的四旋翼机翼振动检测控制装置，其特征在于，每片机翼桨叶粘贴六片压电陶瓷纤维片，两两一组，等距离间隔粘贴，每组压电陶瓷纤维片在机翼桨叶的蒙皮内外表面各粘贴一片，呈互相反向对称，每片压电陶瓷纤维片与机翼展向方向成±45°角。

3.根据权利要求1所述的四旋翼机翼振动检测控制装置，其特征在于，所述激光测振仪安装在云台上，所述云台安装在直线滑轨上，直线滑轨安装在设置在实验台上方的桁架上。

4.根据权利要求1所述的四旋翼机翼振动检测控制装置，其特征在于，所述四片机翼桨叶均包括前缘配重、前缘包铁、C型大梁、蒙皮、Z型小梁、垫铁、内腔填充物及后缘条。

5.根据权利要求1所述的四旋翼机翼振动检测控制装置，其特征在于，所述加速度传感器为三轴加速度传感器，安装在机翼桨叶表面突出厚度最大位置处，且在机翼展向方向距离桨毂中心三分之二展长处。

6.根据权利要求1所述的四旋翼机翼振动检测控制装置，其特征在于，桨毂轴上套有导电滑环。

7.一种根据权利要求1-6任一项所述的四旋翼机翼振动检测控制装置的方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一步，计算机通过运动控制卡，输出信号伺服电机驱动器，驱动伺服电机通过行星减速器驱动四片机翼从静止开始加速旋转，直至机翼以稳定的转速旋转；

第二步，加速度传感器检测机翼的振动信息，并将振动信息通过电荷放大器放大后传输给运动控制卡，经运动控制卡内部的A/D模块处理后传输至计算机；四个激光测振仪也同时检测相应机翼的振动信息，并经过激光测振仪控制箱处理后传输至计算机；

第三步，计算机通过融合多传感器信息，运用相应算法，解算出控制信号，经过运动控制卡内部的D/A模块处理后传输至MFC控制器，驱动粘贴在各片机翼上的压电陶瓷纤维片进行相应的伸缩运动。