CN114166487A - 一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明实施例提供一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法，包括：旋翼编码盘套设在旋翼主轴的上部，且设置有转速孔；光电转速传感器安装在旋翼模型试验台上的零方位，用于在旋翼编码盘转动、且转速孔位于在零方位时由光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；旋转编码器用于随旋翼主轴转动，并在转动过程中产生等间距的脉冲信号；高速计数器用于以零方位信号为起点，计算旋转编码器的脉冲信号的数量；信号发生器用于根据脉冲信号的数量计算旋翼的实时方位角信号，以及基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲。本发明的技术方案，解决了现有旋翼方位触发方式，难以满足外触发数据采集技术和旋翼主动控制技术的方位精度要求的问题。

Description

一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法

技术领域

本发明涉及但不限于直升机模型旋翼试验技术领域，具体涉及一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法。

背景技术

旋翼是直升机关键的部件之一，近几十年来，国外直升机旋翼技术在旋翼系统型式、旋翼系统结构设计、旋翼系统基础理论研究等方面都取得了较大的进展，旋翼模型试验在其中发挥了不可代替的作用。

在旋翼模型试验过程中，数据采集一般采用内触发或外触发的方式进行，内触发的方式只需根据数采设备的内置时钟进行触发采集，而外触发的方式就需要外部触发信号来进行数据采集。另外，随着旋翼主动控制技术的不断发展，主动控制技术对于精确方位触发的要求越来越高。上述外触发数据采集技术和旋翼主动控制技术均需要依赖精确旋翼方位的触发。

然而，旋翼模型试验中，现有的旋翼方位触发方式，难以满足数据采集外触发技术和旋翼主动控制技术的方位精度要求。

发明内容

本发明的目的为：本发明提供一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法，以解决旋翼模型试验中现有旋翼方位触发方式，难以满足外触发数据采集技术和旋翼主动控制技术的方位精度要求的问题。

本发明的技术方案为：

本发明实施例提供一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法，包括：旋翼编码盘，旋转编码器，光电转速传感器，高速计数器、中央处理器和信号发生器；

其中，所述旋翼编码盘套设在旋翼主轴的上部，随旋翼主轴转动，所述旋翼编码盘设置有转速孔，所述旋转编码器通过联轴器与旋翼主轴连接；

所述光电转速传感器安装在旋翼模型试验台上的零方位，所述光电转速传感器具有U型开口，且旋翼编码盘的边缘部分嵌入到所述U型开口中，用于在所述旋翼编码盘转动、且转速孔位于在所述零方位时由光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；

所述旋转编码器，用于随旋翼主轴转动，并在转动过程中产生等间距的脉冲信号；

所述高速计数器分别与旋转编码器和光电转速传感器相连接，用于以所述零方位信号为起点，计算旋转编码器的脉冲信号的数量；

所述信号发生器与所述高速计数器相连接，用于接收高速计数器的脉冲信号的数量，并根据脉冲信号的数量计算旋翼的实时方位角信号，以及基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲。

可选地，如上所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统中，所述旋翼编码盘和旋翼主轴均安装在旋翼模型试验台的主轴上；所述转速孔位于在所述零方位时的光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号，包括：

旋翼主轴带动旋翼编码盘转动，当旋翼编码盘上的转速孔与光电传感器的光信号对齐时发生光电耦合，使得光电传感器产生一个脉冲信号，所述脉冲信号与旋翼模型试验台的零方位对应，以作为零方位信号。

可选地，如上所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统中，所述旋转编码器转动一圈所产生的脉冲信号的数量根据该旋转编码器的规格确定，所述旋转编码器转动一圈产生相同数量的A相信号和B相信号，且A相信号与B相信号相差90°相位。

可选地，如上所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统中，所述高速计数器计算旋转编码器的脉冲信号的数量，包括：

采集光电转速传感器的零方位信号，将零方位信号作为控制端信号；当控端制信号处于上升沿时，高速计数器清零，并采集旋转编码器的A相信号或者B相信号，开始计算旋转编码器产生的脉冲信号的数量。

可选地，如上所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统中，所述信号发生器基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲，包括：

当计算出旋翼的实时方位角信号与预先设定的期望方位角信号相同时，产生旋翼方位角脉冲，所述旋翼方位角脉冲用于外触发数据采集和旋翼主动控制，以实现精确旋翼方位的触发。

本发明实施例还提供一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法，采用如上述任一项所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统执行所述旋翼方位触发方法，所述方法包括：

步骤1，通过旋翼编码盘的转动，在转速孔位于在旋翼模型试验台上的零方位时由光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；

步骤2，高速计数器以所述零方位信号为起点，计算旋转编码器转动时所产生的脉冲信号的数量；

步骤3，信号发生器根据脉冲信号的数量实时计算旋翼的实时方位角信号，以及基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲。

可选地，如上所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法中，所述步骤1包括：

旋翼主轴带动旋翼编码盘转动，当旋翼编码盘上的转速孔与光电传感器的光信号对齐时发生光电耦合，使得光电传感器产生一个脉冲信号，所述脉冲信号与旋翼模型试验台的零方位对应，以作为零方位信号。

可选地，如上所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法中，所述步骤2包括：

高速计数器采集光电转速传感器的零方位信号，并将零方位信号作为控制端信号；

当控端制信号处于上升沿时，高速计数器清零，并采集旋转编码器的A相信号或者B相信号，开始计算旋转编码器产生的脉冲信号的数量。

可选地，如上所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法中，所述步骤3包括：

当计算出旋翼的实时方位角信号与预先设定的期望方位角信号相同时，产生旋翼方位角脉冲，所述旋翼方位角脉冲用于外触发数据采集和旋翼主动控制。

本发明的有益效果为：

本发明提出了一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法，基于旋转编码器和光电转速传感器来实现旋翼模型试验中的精确旋翼方位触发，以提供旋翼试验过程中外触发数据采集的外触发信号以及旋翼主动控制技术的精确方位触发信号。由于在实际的旋翼试验台编码器安装过程中，很难保证Z相信号脉冲方位与旋翼试验台的零方位对齐，从而影响旋翼试验过程中方位触发的精度。本发明实施例提供的技术方案为；在旋翼模型试验台零方位安装光电转速传感器，利用零方位安装的光电转速传感器与旋翼编码盘转速孔在零方位时的光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；利用旋转编码器产生的脉冲作为位置信号；以零方位信号为起点，利用高速计数器计算旋转编码器的脉冲从而获得实时方位角信号；根据实时方位角信号利用信号发生器产生方位角脉冲信号，从而实现方位触发。该技术方案的优点在于，旋转编码器安装无严格的安装位置要求，从而可实现旋翼方位的高精度触发。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统的结构示意图；

图2为图1所示实施例提供的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统中旋翼编码盘和光电转速传感器的局部结构示意图；

图3为本发明实施例提供的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法的流程图；

图4为本发明实施例中以A相为例提供的方位角计算的原理示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域相关的技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

上述背景技术中已经说明，旋翼模型试验中，现有的旋翼方位触发方式，难以满足数据采集外触发技术和旋翼主动控制技术的方位精度要求。

旋翼模型试验中一般采用旋转编码器或者光电传感器来测量方位和转速。光电传感器一般结合旋翼编码盘使用，由旋翼编码盘的孔数决定了旋翼旋转一圈光电传感器产生的脉冲信号数量，其优点在于安装位置灵活，很容易实现与旋翼零方位的对齐，但是很难实现旋翼精细方位的测量。

旋转编码器是一种光电式旋转测量装置，它将被测的角位移直接转换成A、B、Z三相信号，A、B为相差90°的脉冲信号，Z相为旋转一圈的一个脉冲信号，通常用来做零点的依据，作为零点依据时，旋转编码器需要Z相脉冲与机械零点重合。但是旋翼模型试验台安装旋转编码器时，实现Z相信号定义的零点方位与旋翼模型试验台定义的零点方位对齐的操作较为复杂，单纯依靠编码器很难实现定方位的触发。

基于上述问题，由于光电转速传感器可实现旋转一圈的一个脉冲信号，且零点可轻松地根据安装位置来调整。基于此，本发明实施例提供一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法，该旋翼方位触发方法具体为基于旋转编码器和光电转速传感器的旋翼方位触发方法。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统的结构示意图。本发明实施例提供的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统可以包括：旋翼编码盘，旋转编码器，光电转速传感器，高速计数器、中央处理器和信号发生器。

如图1所示旋翼方位触发系统的结构中，旋翼编码盘套设在旋翼主轴的上部，随旋翼主轴转动，旋翼编码盘设置有转速孔，旋转编码器通过联轴器与旋翼主轴连接；如图2所示，为图1所示实施例提供的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统中旋翼编码盘和光电转速传感器的局部结构示意图。

本发明实施例中的光电转速传感器安装在旋翼模型试验台上的零方位，光电转速传感器具有U型开口，且旋翼编码盘的边缘部分嵌入到U型开口中，用于在旋翼编码盘转动、且转速孔位于在零方位时由光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号。

本发明实施例中的旋转编码器可以随旋翼主轴转动，并在转动过程中产生等间距的脉冲信号；该脉冲信号可以作为旋翼方位信号。

本发明实施例中的高速计数器分别与旋转编码器和光电转速传感器相连接，通过以零方位信号为起点，计算旋转编码器的脉冲信号的数量，从而获得旋翼的实时方位角信号。

本发明实施例中的信号发生器与高速计数器相连接，用于接收高速计数器的脉冲信号的数量，并根据脉冲信号的数量计算旋翼的实时方位角信号，以及基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲。

需要说明的是，如图1所示，本发明实施例中的旋翼编码盘和旋翼主轴均安装在旋翼模型试验台的主轴上。因此，转速孔位于在零方位时的光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号的具体方式为：

旋翼主轴带动旋翼编码盘转动，当旋翼编码盘上的转速孔与光电传感器的光信号对齐时发生光电耦合，使得光电传感器产生一个脉冲信号，该脉冲信号与旋翼模型试验台的零方位对应，从而可以作为零方位信号。

本发明实施例中的旋转编码器转动一圈所产生的脉冲信号的数量根据该旋转编码器的规格确定；在具体实现中，旋转编码器转动一圈产生相同数量的A相信号和B相信号，且A相信号与B相信号相差90°相位。

在本发明实施例的一种实现方式中，高速计数器计算旋转编码器的脉冲信号的数量的具体实施方式，可以包括：

采集光电转速传感器的零方位信号，将零方位信号作为控制端信号；当控端制信号处于上升沿时，高速计数器清零，并采集旋转编码器的A相信号或者B相信号，开始计算旋转编码器产生的脉冲信号的数量。

本发明实施例中，信号发生器基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲的具体实施例方式，可以包括：

当计算出旋翼的实时方位角信号与预先设定的期望方位角信号相同时，产生旋翼方位角脉冲，该旋翼方位角脉冲用于外触发数据采集和旋翼主动控制，以实现精确旋翼方位的触发。

基于本发明上述实施例提供的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统，本发明实施例还提供一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法，该方法为采用本发明上述任一实施例提供的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统所执行的，如图3所示，为本发明实施例提供的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法的流程图。该旋翼方位触发方法，可以方法包括：

步骤1，通过旋翼编码盘的转动，在转速孔位于在旋翼模型试验台上的零方位时由光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；

步骤2，高速计数器以零方位信号为起点，计算旋转编码器转动时所产生的脉冲信号的数量；

步骤3，信号发生器根据脉冲信号的数量实时计算旋翼的实时方位角信号，以及基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲。

在本发明实施例中，上述步骤1的具体实现方式可以包括：

旋翼主轴带动旋翼编码盘转动，当旋翼编码盘上的转速孔与光电传感器的光信号对齐时发生光电耦合，使得光电传感器产生一个脉冲信号，该脉冲信号与旋翼模型试验台的零方位对应，以作为零方位信号。

在本发明实施例中，上述步骤2的具体实现方式可以包括：

高速计数器采集光电转速传感器的零方位信号，并将零方位信号作为控制端信号；

当控端制信号处于上升沿时，高速计数器清零，并采集旋转编码器的A相信号或者B相信号，开始计算旋转编码器产生的脉冲信号的数量。

在本发明实施例中，上述步骤3的具体实现方式可以包括：

当计算出旋翼的实时方位角信号与预先设定的期望方位角信号相同时，产生旋翼方位角脉冲，旋翼方位角脉冲用于外触发数据采集和旋翼主动控制。

本发明实施例提供的额用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法，基于旋转编码器和光电转速传感器来实现旋翼模型试验中的精确旋翼方位触发，以提供旋翼试验过程中外触发数据采集的外触发信号以及旋翼主动控制技术的精确方位触发信号。由于在实际的旋翼试验台编码器安装过程中，很难保证Z相信号脉冲方位与旋翼试验台的零方位对齐，从而影响旋翼试验过程中方位触发的精度。本发明实施例提供的技术方案为；在旋翼模型试验台零方位安装光电转速传感器，利用零方位安装的光电转速传感器与旋翼编码盘转速孔在零方位时的光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；利用旋转编码器产生的脉冲作为位置信号；以零方位信号为起点，利用高速计数器计算旋转编码器的脉冲从而获得实时方位角信号；根据实时方位角信号利用信号发生器产生方位角脉冲信号，从而实现方位触发。该技术方案的优点在于，旋转编码器安装无严格的安装位置要求，从而可实现旋翼方位的高精度触发。

以下通过一个具体实施例对本发明实施例提供的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统和方法的具体实施方式进行示意性说明。

该具体实施例提供的基于旋转编码器和光电转速传感器的旋翼方位触发方法的具体实施方式如下说明。

(1)光电转速传感器

将转速孔盘安装在旋翼模型试验台主轴上，光电转速传感器安装在旋翼试验台的零方位；转速孔盘安装在旋翼主轴上，旋翼主轴带动转速孔盘转动，当转速孔与光电传转速感器的光信号对齐时，光电转速传感器会产生一个脉冲信号；该脉冲信号与试验台零方位对应。

(2)旋转编码器

旋转编码器与旋翼模型试验台主轴通过联轴器连接，无严格的位置要求，在旋转时会产生脉冲信号，旋转编码器每圈产生的脉冲信号个数根据每个编码器规格而定，1024ppr型即为一圈产生1024个A相和1024个B相信号脉冲。

(3)信号采集和方位角计算

采集光电转速传感器脉冲信号(零方位信号)，将脉冲信号作为控制端信号；当控端制信号处于上升沿时，高速计数器清零，采集旋转编码器的A相或者B相信号，开始计算旋转编码器产生的脉冲信号的数量，并实时计算方位角度。以1024线的编码器为例：

两个脉冲之间的旋转角度为：

Δθ＝360°÷1024≈0.352°；

则实时方位角度值为：

θ_ω＝P×0.352°；

(4)方位角触发信号

当实时方位角度值与期望方位角度值相同时，信号发生器产生脉冲信号。如图4所示，为本发明实施例中以A相为例提供的方位角计算的原理示意图。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统，其特征在于，包括：旋翼编码盘，旋转编码器，光电转速传感器，高速计数器、中央处理器和信号发生器；

其中，所述旋翼编码盘套设在旋翼主轴的上部，随旋翼主轴转动，所述旋翼编码盘设置有转速孔，所述旋转编码器通过联轴器与旋翼主轴连接；

所述光电转速传感器安装在旋翼模型试验台上的零方位，所述光电转速传感器具有U型开口，且旋翼编码盘的边缘部分嵌入到所述U型开口中，用于在所述旋翼编码盘转动、且转速孔位于在所述零方位时由光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；

所述旋转编码器，用于随旋翼主轴转动，并在转动过程中产生等间距的脉冲信号；

所述高速计数器分别与旋转编码器和光电转速传感器相连接，用于以所述零方位信号为起点，计算旋转编码器的脉冲信号的数量；

所述信号发生器与所述高速计数器相连接，用于接收高速计数器的脉冲信号的数量，并根据脉冲信号的数量计算旋翼的实时方位角信号，以及基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲。

2.根据权利要求1所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统，其特征在于，所述旋翼编码盘和旋翼主轴均安装在旋翼模型试验台的主轴上；所述转速孔位于在所述零方位时的光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号，包括：

旋翼主轴带动旋翼编码盘转动，当旋翼编码盘上的转速孔与光电传感器的光信号对齐时发生光电耦合，使得光电传感器产生一个脉冲信号，所述脉冲信号与旋翼模型试验台的零方位对应，以作为零方位信号。

3.根据权利要求1所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统，其特征在于，

所述旋转编码器转动一圈所产生的脉冲信号的数量根据该旋转编码器的规格确定，所述旋转编码器转动一圈产生相同数量的A相信号和B相信号，且A相信号与B相信号相差90°相位。

4.根据权利要求3所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统，其特征在于，所述高速计数器计算旋转编码器的脉冲信号的数量，包括：

采集光电转速传感器的零方位信号，将零方位信号作为控制端信号；当控端制信号处于上升沿时，高速计数器清零，并采集旋转编码器的A相信号或者B相信号，开始计算旋转编码器产生的脉冲信号的数量。

5.根据权利要求4所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统，其特征在于，所述信号发生器基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲，包括：

当计算出旋翼的实时方位角信号与预先设定的期望方位角信号相同时，产生旋翼方位角脉冲，所述旋翼方位角脉冲用于外触发数据采集和旋翼主动控制。

6.一种用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法，其特征在于，采用如权利要求1～5中任一项所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发系统执行所述旋翼方位触发方法，所述方法包括：

步骤1，通过旋翼编码盘的转动，在转速孔位于在旋翼模型试验台上的零方位时由光电耦合所产生的脉冲作为零方位信号；

步骤2，高速计数器以所述零方位信号为起点，计算旋转编码器转动时所产生的脉冲信号的数量；

步骤3，信号发生器根据脉冲信号的数量实时计算旋翼的实时方位角信号，以及基于实时方位角信号产生旋翼方位角脉冲。

7.根据权利要求6所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法，其特征在于，所述步骤1包括：

旋翼主轴带动旋翼编码盘转动，当旋翼编码盘上的转速孔与光电传感器的光信号对齐时发生光电耦合，使得光电传感器产生一个脉冲信号，所述脉冲信号与旋翼模型试验台的零方位对应，以作为零方位信号。

8.根据权利要求6所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法，其特征在于，所述步骤2包括：

高速计数器采集光电转速传感器的零方位信号，并将零方位信号作为控制端信号；

当控端制信号处于上升沿时，高速计数器清零，并采集旋转编码器的A相信号或者B相信号，开始计算旋转编码器产生的脉冲信号的数量。

9.根据权利要求6所述的用于旋翼模型试验的旋翼方位触发方法，其特征在于，所述步骤3包括：

当计算出旋翼的实时方位角信号与预先设定的期望方位角信号相同时，产生旋翼方位角脉冲，所述旋翼方位角脉冲用于外触发数据采集和旋翼主动控制。

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