CN114322921B - 一种基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统，包括上位机数据监控系统、上联合测距单元、上处理及控制系统、上无线通讯单元、下联合测距单元、下处理及控制系统和下无线通讯单元。本发明还公开了基于上述测量系统的测量方法，该测量方法结合了激光测距仪测距和陀螺仪测角功能，在每个桨叶的桨尖固接激光测距仪和陀螺仪，并且将信号传输到相应的处理及控制系统，处理及控制系统将处理结果传输给上位机数据监控系统，供飞行人员实时监测各桨间距的变化情况。本发明能够在桨叶交汇区域瞬间完成测量，并且，采用激光测距仪和陀螺仪相结合的方式，使得激光光束成为矢量光束，更好地确定激光测距仪与被测对象的相对位姿关系。
Description
技术领域
本发明涉及空间测量中大尺寸结构挠度测量技术，特别涉及一种结合激光测距仪与陀螺仪的高速共轴旋翼桨叶动态变形后桨尖距的实时高精度测量系统及测量方法。
背景技术
桨叶是直升机中最关键的机械结构，共轴双旋翼直升机具有高速、机动性好，适宜舰载等诸多优点而成为直升机的重点发展方向。由于航行参数和气象环境的复杂影响，防止共轴上、下旋翼反向运动桨叶的运动干涉，给出科学可行的实时监测方法及其定量的科学预警数据，是该类型直升机优化设计和飞行安全亟待解决的瓶颈问题。
桨叶在高速旋转中的形变检测可以为飞行系统提供形变规律，为共轴直升机的设计、制作和飞行控制提供数据支撑。尤其是对于大扭矩、高转速作用下的桨叶的材料性能验证、强度及振动分析具有重要意义。
目前，能够在飞行状态下实时监测桨叶形变的方法主要有光栅应变测量法、双目视觉测量法。其中光纤应变测量法通过在桨叶表面一系列应变片，利用应变数据拟合桨叶形变挠曲线，综合上下旋翼的形变从而得到桨尖距。然而，桨叶在高速旋转状态下具有挥舞、摆振和扭转的三种运动带来的综合变形，应变测量难以完全解耦。双目视觉测量法通过识别桨叶上布置的标记点，可以很好识别出桨叶的变形，但是图像数据量稍大，处理速度有限。另外，测量装置比较重，不适合安装在直升机上。此外，超声波和毫米波雷达在桨叶交汇时刻测距，也可以完成桨尖距的监测。对于超声波测量方法，声波传播速度有限，无法在极短的交汇时间完成测量。对于毫米波雷达测量方法，传播速度足够，但是测量精度很难提高。综上所述，目前的几种测量方法，都难以达到高速高精度测距要求。
发明内容
本发明旨在解决共轴旋翼在高速状态下的桨尖距实时测量问题，为共轴双旋翼防碰撞实时预警提供一种新的测量系统及测量方法，本发明可以达到较高的精度和测量速度。
本发明所采用的技术方案是：一种基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统，所述共轴旋翼包括上旋翼和下旋翼，所述上旋翼包括上桨毂和连接在所述上桨毂上的若干个上桨叶，所述下旋翼包括下桨毂和连接在所述下桨毂上的若干个下桨叶，所述测量系统包括：
上位机数据监控系统；
上联合测距单元，所述上联合测距单元设置在所述上桨叶上，所述上联合测距单元包括上激光测距仪和上陀螺仪，所述上激光测距仪设置在所述上桨叶的桨尖处，或者，所述上激光测距仪设置在距离所述上桨叶的桨尖设定距离处，并且，所述上激光测距仪设置在所述上桨叶的下表面上，使得所述上激光测距仪能向所述下桨叶发射激光；所述上陀螺仪用于将无方向的所述上激光测距仪转化为矢量激光仪；
上处理及控制系统，所述上处理及控制系统包括上FPGA(Field ProgrammableGate Array，现场可编程逻辑门阵列)模块，所述上FPGA模块分别与所述上激光测距仪和所述上陀螺仪相连接；
上无线通讯单元，所述上无线通讯单元包括彼此之间能无线通信的第一无线通讯模块和第二无线通讯模块，所述第一无线通讯模块安装在所述上FPGA模块上，所述第二无线通讯模块安装在所述上位机数据监控系统上；
其中，所述上FPGA模块实时接受并处理所述上激光测距仪和所述上陀螺仪的数据，并将处理后的数据通过所述第一无线通讯模块发送至所述上位机数据监控系统的所述第二无线通讯模块；
所述测量系统还包括：
下联合测距单元，所述下联合测距单元设置在所述下桨叶上，所述下联合测距单元包括下激光测距仪和下陀螺仪，所述下激光测距仪设置在所述下桨叶的桨尖处，或者，所述下激光测距仪设置在距离所述下桨叶的桨尖设定距离处，并且，所述下激光测距仪设置在所述下桨叶的上表面上，使得所述下激光测距仪能向所述上桨叶发射激光；所述下陀螺仪用于将无方向的所述下激光测距仪转化为矢量激光仪；
下处理及控制系统，所述下处理及控制系统包括下FPGA模块，所述下FPGA模块分别与所述下激光测距仪和所述下陀螺仪相连接；
下无线通讯单元，所述下无线通讯单元包括彼此之间能无线通信的第三无线通讯模块和第四无线通讯模块，所述第三无线通讯模块安装在所述下FPGA模块上，所述第四无线通讯模块安装在所述上位机数据监控系统上；
其中，所述下FPGA模块实时接受并处理所述下激光测距仪和所述下陀螺仪的数据，并将处理后的数据通过所述第三无线通讯模块发送至所述上位机数据监控系统的所述第四无线通讯模块。
进一步地，每个所述上桨叶上均设置有一个所述上联合测距单元，每个所述上联合测距单元的上激光测距仪和上陀螺仪均连接至所述上FPGA模块；
每个所述下桨叶上均设置有一个所述下联合测距单元，每个所述下联合测距单元的下激光测距仪和下陀螺仪均连接至所述下FPGA模块。
进一步地，对于安装有所述上联合测距单元的上桨叶，该上桨叶上的所述上激光测距仪的激光与该上桨叶的中心平面垂直，或者，所述上激光测距仪的激光与该上桨叶的中心平面成一夹角并且所述上激光测距仪的激光与该上桨叶的中心轴线垂直；该上桨叶上的所述上陀螺仪的三轴中的其中第一轴与该上桨叶的中心轴线平行、第二轴与该上桨叶的中心轴线垂直；
对于安装有所述下联合测距单元的下桨叶，该下桨叶上的所述下激光测距仪的激光与该下桨叶的中心平面垂直，或者，所述下激光测距仪的激光与该下桨叶的中心平面成一夹角并且所述下激光测距仪的激光与该下桨叶的中心轴线垂直；该下桨叶上的所述下陀螺仪的三轴中的其中第一轴与该下桨叶的中心轴线平行、第二轴与该下桨叶的中心轴线垂直。
进一步地，所述上陀螺仪紧贴所述上激光测距仪布置；所述下陀螺仪紧贴所述下激光测距仪布置。
进一步地，所述上处理及控制系统还包括上太阳能电池，所述上太阳能电池为所述上激光测距仪、所述上陀螺仪和所述上FPGA模块供电；
所述下处理及控制系统还包括下太阳能电池，所述下太阳能电池为所述下激光测距仪、所述下陀螺仪和所述下FPGA模块供电。
进一步地，当所述上激光测距仪在距离所述上桨叶的桨尖设定距离处，且所述下激光测距仪在距离所述下桨叶的桨尖设定距离处时，设所述上桨叶的旋转中心为O点，所述共轴旋翼未启动时所述上桨叶的延伸方向为x轴，设所述下桨叶(3)的旋转中心为O′点，所述共轴旋翼为未动时所述上桨叶的延伸方向为x′轴，则：
根据式确定所述上激光测距仪安装的径向位置，即，确定所述上激光测距仪在x轴上坐标值x，其中，h为可能存在的最大桨间距，γ1为所述上桨叶的最大扭转角，R1为所述上桨叶的长度；
根据式确定所述下激光测距仪安装的径向位置，即，确定所述下激光测距仪在x′轴上坐标值x′，其中，γ2为所述下桨叶的最大扭转角，R2为所述下桨叶的长度。
本发明所采用的另一技术方案是：一种基于上述基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统的测量方法，包括以下步骤：
步骤1，安装并连接所述测量系统；
步骤2，启动所述测量系统，设置所述上激光测距仪、上陀螺仪、下激光测距仪和下陀螺仪的测量频率；
步骤3，启动所述共轴旋翼，当桨叶旋转达到稳定状态后，所述上激光测距仪和所述下激光测距仪间隔发射激光，当所述上桨叶和所述下桨叶处于交汇区域时，由所述下桨叶的下激光测距仪发射的激光照射到所述上桨叶，获得所述下激光测距仪所测距离S下，并且，由所述上桨叶的上激光测距仪发射的激光照射到所述下桨叶，获得所述上激光测距仪所测距离S上，同时，所述下桨叶的下陀螺仪获取该下桨叶安装位置的姿态角，所述上桨叶的上陀螺仪获取该上桨叶安装位置的姿态角，其中，该上桨叶安装位置的姿态角包括上桨叶挥舞角θ1x和上桨叶扭转角θ1y，该下桨叶安装位置的姿态角包括下桨叶挥舞角θ2x和上桨叶扭转角θ2y；
步骤4，设所述上桨叶的旋转中心为O点，所述共轴旋翼未启动时所述上桨叶的延伸方向为x轴，设所述下桨叶的旋转中心为O′点，所述共轴旋翼为未动时所述上桨叶的延伸方向为x′轴，当所述上桨叶和所述下桨叶交汇时，x轴与x′轴平行；
当所述上激光测距仪设置在所述上桨叶的桨尖处，且所述下激光测距仪设置在所述下桨叶的桨尖处时，分别采用公式(7)和(8)计算所述上桨叶和所述下桨叶之间的桨间距Hy：
式中，为所述下激光测距仪的激光在所述上桨叶上的反射点与所述上激光测距仪之间的中点的挥舞角；/>为所述上激光测距仪的激光在所述下桨叶上的反射点与所述下激光测距仪之间的中点的挥舞角；x1为所述共轴旋翼启动后所述上激光测距仪在x轴上坐标值；x2为所述共轴旋翼启动后所述下激光测距仪在x′轴上坐标值；
其中，当两个桨间距Hy的数值均为有限数值时，取两个数值的平均值作为最终桨间距；当两个桨间距Hy的数值中，其中一个数值为有限数值、另一个数值为无穷大时，以有限数值作为最终桨间距；
当所述上激光测距仪在距离所述上桨叶的桨尖设定距离处，且所述下激光测距仪在距离所述下桨叶的桨尖设定距离处时，分别采用公式(20)和(21)计算所述上桨叶和所述下桨叶之间的桨间距HN：
式中，L1为所述上桨叶桨尖位置与所述上激光测距仪安装位置之间的距离，R1为所述上桨叶的长度；L2为所述下桨叶桨尖位置与所述下激光测距仪安装位置之间的距离，R2为所述下桨叶的长度；为所述上桨叶与所述下桨叶在测量时刻的相位差；
其中，当两个桨间距HN的数值均为有限数值时，取两个数值的平均值作为最终桨间距；当两个桨间距HN的数值中，其中一个数值为有限数值、另一个数值为无穷大时，以有限数值作为最终桨间距。
进一步地，步骤4中，由于上桨叶的旋转中心轴线与下桨叶的旋转中心轴线相同，则，设旋转中心轴线的竖直向上方向为y轴；
所述的x1值确定方法如下：
确定上桨叶的挠曲线方程为y＝ax2，其中，a为挠曲线方程二次项系数；
根据桨叶在变形前后的长度不会改变以及上陀螺仪所测的挥舞角θ1x两个条件，构建边界方程：
式中，R1为所述上桨叶的长度，也为共轴旋翼未启动时所述上激光测距仪在x轴上的坐标值；
通过迭代的方式计算公式(2)，得到x1；
所述的x2值确定方法如下：
确定下桨叶的挠曲线方程为y＝bx’2，其中，b为挠曲线方程二次项系数；
根据桨叶在变形前后的长度不会改变以及下陀螺仪所测的挥舞角θ2x两个条件，构建边界方程：
式中，R2为所述下桨叶的长度，也为共轴旋翼未启动时所述下激光测距仪在x′轴上的坐标值；
通过迭代的方式计算公式(3)，得到x2。
进一步地，步骤4中，所述的值确定方法如下：
根据所述下激光测距仪所测距离S下和所述下陀螺仪所测挥舞角θ2x，估算出所述下激光测距仪的激光在所述上桨叶的反射点在x轴上的坐标值x3；
根据方程y′＝2ax计算下激光测距仪的激光在上桨叶上的反射点与上激光测距仪之间的中点的挥舞角满足方程/>
所述的值确定方法如下：
根据所述上激光测距仪所测距离S上和所述上陀螺仪所测挥舞角θ1x，估算出所述上激光测距仪的激光在所述下桨叶的反射点在x′轴上的坐标值x4；
根据方程y′＝2bx′计算上激光测距仪的激光在下桨叶上的反射点与下激光测距仪之间的中点的挥舞角满足方程/>
进一步地，步骤4中，所述的计算所述上桨叶和所述下桨叶之间的桨间距HN包括：
在考虑桨叶的挥舞和扭转的情况下，所述上桨叶和所述下桨叶之间的初始桨尖距H′分别采用式(11)和式(12)计算：
式中，S上为上激光测距仪所测距离，S下为下激光测距仪所测距离；θ1x为上陀螺仪所测挥舞角；θ1y为上陀螺仪所测扭转角；θ2x为下陀螺仪所测挥舞角；θ2y为上陀螺仪所测扭转角；L1为上桨叶桨尖位置与上激光测距仪安装位置之间的距离；L2为下桨叶桨尖位置与下激光测距仪安装位置之间的距离；
考虑激光光点在桨叶宽度方向上的位置，对式(11)和式(12)进行修正，得到修正后的所述上桨叶和所述下桨叶之间的桨尖距HN如下：
式中，LB1为所述上桨叶桨尖宽度方向中心点与所述下激光测距仪的激光在所述上桨叶上所形成的光点所在位置之间的距离；LB2为下桨叶桨尖宽度方向中心点与上激光测距仪的激光在下桨叶上所形成的光点所在位置之间的距离；
其中， 为所述上桨叶(2)与所述下桨叶(3)在测量时刻的相位差，则，得到：
本发明的有益效果是：
1.激光测距仪和陀螺仪安装在桨尖处或桨尖附近的槽孔中，随桨叶一起转动，在交汇附近区域获取上下桨尖距离和姿态角。
2.采用无线方式将输出结果传输到上位机数据监控系统，可以有效避免旋转造成的引线缠绕问题。
3.激光测距精度和测量频率都足够高，能够在桨叶交汇区域瞬间完成测量。
4.采用激光测距仪和陀螺仪相结合的方式，使得激光光束成为矢量光束，更好地确定激光测距仪与对象的相对位姿关系。
附图说明
图1：本发明基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统示意图；
图2：本发明的桨叶区域走线及传感器布局示意图(以下桨叶为例)；
图3：本发明的上处理及控制系统和下处理及控制系统示意图；
图4：本发明的上位机数据监控系统及上无线通讯单元示意图；
图5：共轴旋翼桨叶形变情况：
其中，(a)为桨叶反向偏离；(b)为桨叶同向向下弯曲；(c)为桨叶同向靠拢；(d)为桨叶同向向上弯曲；
图6：桨叶交汇几何模型；
图7：桨叶测距几何模型；
图8：桨叶弯曲补偿原理；
图9：桨叶扭转及激光交汇区域；
图10a：激光测距仪安装位置原理(俯视图)；
图10b：激光测距仪安装位置原理(右视图)；
图11：激光测距瞬时相对位置示意图；
图12：修正后桨叶交汇几何模型；
图13：修正后桨叶测距几何模型；
图14：陀螺仪角度校准原理；
图15：扭转误差原理图；
图16a：激光测量瞬间桨叶位置关系三维图；
图16b：激光测量瞬间桨叶位置关系平面图；
标注说明：
1——上太阳能电池； 2——上桨叶；
3——下桨叶； 4——下联合测距单元；
5——导线管； 6——下陀螺仪；
7——下激光测距仪； 8——第一无线通讯模块；
9——上FPGA模块； 10——上桨毂；
11——第三无线通讯模块； 12——下FPGA模块；
13——下太阳能电池； 14——下桨毂；
15——上位机数据监控系统； 16——第二无线通讯模块；
17——上陀螺仪。
具体实施方式
为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹例举以下实施例，并配合附图详细说明如下：
本发明结合了激光测距仪测距和陀螺仪测角功能，在每个桨叶的桨尖固接激光测距仪和陀螺仪，并且通过桨叶内设针孔将信号传输到桨毂上的处理及控制系统，处理及控制系统将处理结果无线传输给上位机数据监控系统15，供飞行人员实时监测各桨尖距的变化情况。
如附图1至图4所示，一种基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统，共轴旋翼包括上旋翼和下旋翼，上旋翼包括上桨毂10和连接在上桨毂10上的若干个上桨叶2，下旋翼包括下桨毂14和连接在下桨毂14上的若干个下桨叶3。
测量系统包括上位机数据监控系统15、上联合测距单元、上处理及控制系统、上无线通讯单元、下联合测距单元4、下处理及控制系统、下无线通讯单元。测量系统的精度和测量频率主要取决于上激光测距仪、下激光测距仪7、上陀螺仪17和下陀螺仪6，而激光测距仪的测距精度较高，可以实现毫米级测距精度，并且测量频率也可以在千赫兹以上，陀螺仪的测角精度也能够在0.01°以下，测量频率在千赫兹以上，因此，测量系统可以达到较高的精度和测量速度。
上联合测距单元设置在上桨叶2上，为了保证各种情形下测量系统都能够完成测量，每个上桨叶2上均设置有一个上联合测距单元。上联合测距单元包括上激光测距仪和上陀螺仪17，如图2所示。上激光测距仪设置在上桨叶2的桨尖处，或者，上激光测距仪可根据上桨叶2可能存在的最大变形设置在距离上桨叶2的桨尖设定距离的槽孔内，并且，上激光测距仪设置在上桨叶2的下表面上，使得上激光测距仪能向下桨叶3发射激光。上陀螺仪17固结在上激光测距仪相邻区域，与上激光测距仪紧贴布置。上桨叶2在高速旋转过程中，上陀螺仪17可以实时监测安装区域因桨叶挥舞、扭转而产生的三轴方位角，将无方向的上激光测距仪转化为矢量激光仪。安装时，对于任意一个上桨叶2和安装在该上桨叶2上的上联合测距单元，应该保证该上桨叶2上的上激光测距仪的激光与该上桨叶2的中心平面垂直，或者，上激光测距仪的激光与该上桨叶2的中心平面成一夹角并且上激光测距仪的激光与该上桨叶2的中心轴线垂直；同时，应该保证该上桨叶2上的上陀螺仪17的三轴中的其中第一轴与该上桨叶2的中心轴线平行、第二轴与该上桨叶2的中心轴线垂直。
上处理及控制系统设置在上桨毂10处，并能随上桨毂10一同转动。上处理及控制系统包括上FPGA模块9和上太阳能电池1，如图3所示。上太阳能电池1为上激光测距仪、上陀螺仪17和上FPGA模块9供电。为充分保证上太阳能电池1的太阳能电池板的面积，将太阳能电池板制作成圆筒罩，一方面起到接收阳光的作用，另一方面起到防护上FPGA模块9和第一无线通讯模块8的作用。上FPGA模块9分别与每个上联合测距单元的上激光测距仪和上陀螺仪17相连接，实时接收和处理上旋翼中的所有上激光测距仪和所有上陀螺仪17的距离和角度信息，同时可以将处理好的数据通过第一无线通讯模块8发送至上位机数据监控系统15的第二无线通讯模块16。
上无线通讯单元包括彼此之间能无线通信的第一无线通讯模块8和第二无线通讯模块16，第一无线通讯模块8安装在上FPGA模块9上，第二无线通讯模块16安装在上位机数据监控系统15上。
下联合测距单元4设置在下桨叶3上，为了保证各种情形下测量系统都能够完成测量，每个下桨叶3上均设置有一个下联合测距单元4。下联合测距单元4包括下激光测距仪7和下陀螺仪6。下激光测距仪7设置在下桨叶3的桨尖处，或者，下激光测距仪7可根据下桨叶3可能存在的最大变形设置在距离下桨叶3的桨尖设定距离的槽孔内，并且，下激光测距仪7设置在下桨叶3的上表面上，使得下激光测距仪7能向上桨叶2发射激光。下陀螺仪6固结在下激光测距仪7相邻区域，与下激光测距仪7紧贴布置。下桨叶3在高速旋转过程中，下陀螺仪6可以实时监测安装区域因桨叶挥舞、扭转而产生的三轴方位角，将无方向的下激光测距仪7转化为矢量激光仪。安装时，对于任意一个下桨叶3和安装在该下桨叶3上的下联合测距单元4，应该保证该下桨叶3上的下激光测距仪7的激光与该下桨叶3的中心平面垂直，或者，下激光测距仪7的激光与该下桨叶3的中心平面成一夹角并且下激光测距仪7的激光与该下桨叶3的中心轴线垂直；同时，应该保证该下桨叶3上的下陀螺仪6的三轴中的其中第一轴与该下桨叶3的中心轴线平行、第二轴与该下桨叶3的中心轴线垂直。
下处理及控制系统设置在下桨毂14处，并能随下桨毂14一同转动。下处理及控制系统包括下FPGA模块12和下太阳能电池13，如图3所示。下太阳能电池13为下激光测距仪7、下陀螺仪6和下FPGA模块12供电。为充分保证下太阳能电池13的太阳能电池板的面积，将太阳能电池板制作成圆筒罩，一方面起到接收阳光的作用，另一方面起到防护下FPGA模块12和第三无线通讯模块11的作用。下FPGA模块12分别与每个下联合测距单元4的下激光测距仪7和下陀螺仪6相连接，实时接收和处理下旋翼中的所有下激光测距仪7和所有下陀螺仪6的距离和角度信息，同时可以将处理好的数据通过第三无线通讯模块11发送至上位机数据监控系统15的第四无线通讯模块。
下无线通讯单元包括彼此之间能无线通信的第三无线通讯模块11和第四无线通讯模块，第三无线通讯模块11安装在下FPGA模块12上，第四无线通讯模块安装在上位机数据监控系统15上。
其中，上激光测距仪和下激光测距仪7的具体安装位置是根据下述方法中的计算方法进行计算。上激光测距仪和下激光测距仪7可以在桨叶交汇区域获取相应距离，上陀螺仪17和下陀螺仪6的姿态角获取相应激光发射的方向角，并结合上激光测距仪的距离值(或下激光测距仪7的距离值)进行计算，得到上桨叶2和下桨叶3之间相应位置的垂直距离。
本实施例中，以八桨叶共轴双旋翼直升机为例，在360°范围内有相位差为45°的八个桨叶交汇位置。基于桨叶因挥舞而产生的多种变形情况，具体情况如图5所示。为了保证各种情形下测量系统都能够完成测量，必须在每个桨叶都安装激光测距仪和陀螺仪。本发明的共轴旋翼桨尖距测量系统包括8个激光测距仪，8个陀螺仪，2套处理及控制系统，4个无线通讯模块，一套上位机数据监控系统15。
采用上述基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统进行工作，实现桨尖距的实时测量，具体步骤如下所示：
步骤1，安装并连接测量系统。具体为：首先是在每个上桨叶2上安装好上激光测距仪和上陀螺仪17，每个下桨叶3上安装好下激光测距仪7和下陀螺仪6。应该保证上激光测距仪的激光与该上桨叶2的中心平面垂直，或者，上激光测距仪的激光与该上桨叶2的中心平面成一夹角并且上激光测距仪的激光与该上桨叶2的中心轴线垂直；应该保证上陀螺仪17的三轴中的其中第一轴与该上桨叶2的中心轴线平行、第二轴与该上桨叶2的中心轴线垂直。下激光测距仪7和下陀螺仪6安装方式同上。另外，对于下桨叶3的下激光测距仪7应该安装与该下桨叶3的上表面上，向上桨叶2发射激光；对于上桨叶2的上激光测距仪应该安装于该上桨叶2的下表面上，向下桨叶3发射激光。其次，将下旋翼的每个下桨叶3上的下激光测距仪7和下陀螺仪6的引线通过导线管5连接到下桨毂14上的下FPGA模块12上；将上旋翼的每个上桨叶2上的上激光测距仪和上陀螺仪17的引线通过导线管5连接到上桨毂10上的上FPGA模块9上。接着，下桨毂14上安装好下FPGA模块12并插上第三无线通讯模块11，与此同时，将下太阳能电池13的太阳能电池罩安装在下桨毂14上方，起到保护内置单元和供电作用。在上桨毂10中按相同方式安装好所需设备。最后，在上位机数据监控系统15接上第二无线通讯模块16和第四无线通讯模块。
由于陀螺仪所测角度为相对角，即其方向角是相对于某一初始状态下的角度偏移量。因此，在启动测量系统之前，需对陀螺仪进行校准。具体校准方法如下(以下桨叶3上的下陀螺仪6为例)：
(1)调整下桨叶3处于水平位置，具体方法如图14所示。首先，以地面作为水平基准，将激光器放在地面上。先测的桨尖距离地面的垂直距离S1,再测下陀螺仪6正下方位置距离地面的垂直距离S2；当S1>S2时，通过细绳降低下桨叶3的桨尖位置。当S1<S2时，通过细绳抬高下桨叶3的桨尖位置；直到S1＝S2,保持装置当前状态。
(2)在软件上将下陀螺仪6水平角置零，即θ2x＝0，θ2y＝0，θ2x为下桨叶3挥舞角，θ2y为下桨叶3扭转角。完成下陀螺仪6校准。
(3)按照上述方法对上桨叶2的上陀螺仪17的进行校准。
步骤2，启动测量系统。调试好上位机数据监控系统15和上FPGA模块9、下FPGA模块12的通讯状态，设置上激光测距仪、上陀螺仪17、下激光测距仪7和下陀螺仪6的测量频率(如3000Hz)，准备工作。
步骤3，启动共轴旋翼，当桨叶旋转达到稳定状态后，点击上位机数据监控系统15中的测量按钮，开启共轴旋翼桨尖距实时测量功能。上激光测距仪和下激光测距仪7每0.33ms发射一次激光，当上桨叶2和下桨叶3处于交汇区域时，由下桨叶3的下激光测距仪7发射的激光照射到上桨叶2，获得下激光测距仪7所测距离S下，并且，由上桨叶2的上激光测距仪发射的激光照射到下桨叶3，获得上激光测距仪所测距离S上，完成一次距离测量。同时，下桨叶3的下陀螺仪6获取该下桨叶3安装区域的姿态角，上桨叶2的上陀螺仪17获取该上桨叶2安装区域的姿态角，其中，该上桨叶2安装区域的姿态角包括上桨叶2挥舞角θ1x和上桨叶2扭转角θ1y，该下桨叶3安装区域的姿态角包括下桨叶3挥舞角θ2x和上桨叶2扭转角θ2y。
步骤4，首先，设上桨叶2的旋转中心为O点，共轴旋翼未启动时上桨叶2的延伸方向为x轴，设下桨叶3的旋转中心为O′点，共轴旋翼为未动时上桨叶2的延伸方向为x′轴，当上桨叶2和下桨叶3交汇时，x轴与x′轴平行；
(一)当上激光测距仪设置在上桨叶2的桨尖处，且下激光测距仪7设置在下桨叶3的桨尖处时
以下桨叶3的下激光测距仪7发射的激光照射到上桨叶2为例，图6为图5中共轴旋翼桨叶形变情况(d)的桨叶交汇几何模型示意图，A点为上激光测距仪安装位置，B点为下激光测距仪7安装位置，C点为下激光测距仪7的激光在上桨叶2的反射点，C点在x轴上的坐标值为x3。θ1x为上陀螺仪17所测挥舞角，θ2x为下陀螺仪6所测挥舞角。S下为下激光测距仪7所测距离，H为需要测量的桨尖距。x1为共轴旋翼启动后上激光测距仪在x轴上坐标值；x2为共轴旋翼启动后下激光测距仪7在x′轴上坐标值。
将所测结果抽象为几何模型如图7所示，D点为CA延长线与B点垂直线的交点，E点为A点在BD上的投影点；F点为C点在BD上的投影点； ∠DCF＝θ1x,∠CBD＝θ2x。根据三角关系可以得出：
其中，BE为需要测量的桨尖距H，BC为下激光测距仪7所测距离S下，AE为上激光测距仪和下激光测距仪7在x轴(或x′轴)上的偏移量。在实际旋转过程中，AE非常小，可以通过补偿的方法进行计算。
在模型转化的过程中，将激光照射点和激光所在位置的桨叶简化为一条直线，实际上可能具有一定的弯曲，如图8虚线所示。需要对将弯曲桨叶简化为直线桨叶的测角误差进行补偿。在计算的模型中，陀螺仪所获得的角度只能表证陀螺仪安装区域的姿态，与计算模型中的角度存在一定偏差，利用陀螺仪角度计算出该区域的挠曲线，获取桨尖的径向位置，结合激光测距仪所测距离和陀螺仪角度计算出激光光点所在的径向位置，取桨尖的径向位置和光点所在径向位置的中点，代入挠曲线，获取中点的挥舞角作为计算模型的修正角度。以下桨叶3的下激光测距仪7发射的激光照射到上桨叶2为例，如图8所示，上激光测距仪和上陀螺仪17所在位置为A点，实际所测挥舞角为θ1x，但在几何模型中所使用的挥舞角并非实际测量所得的挥舞角为θ1x，而是AC与x轴之间的夹角这个角度既不是上激光测距仪所在位置的挥舞角θ1x，也不是下激光测距仪7的激光在上桨叶2的反射点所在位置的挥舞角/>因此，计算中更适合采用图中M点的角度/>其中，M点为下激光测距仪7的激光在上桨叶2上的反射点与上激光测距仪之间的中点。同理，得到上激光测距仪的激光在下桨叶3上的反射点与下激光测距仪7之间的中点的挥舞角/>
鉴于桨叶挥舞的形变是有限的，也就意味着AC是有限的，这样就可以通过多项式来近似拟合桨尖附近的桨叶形变挠曲线。以上桨叶2为例，根据实际的直升机桨距角一般不会超过20°，确定上桨叶2的挠曲线方程为y＝ax2(这里，设上桨叶2的旋转中心为O点，共轴旋翼未启动时上桨叶2的延伸方向为x轴，旋转中心轴线的竖直向上方向为y轴)，其中，a为挠曲线方程二次项系数。在实际的运用过程中，可以根据变形情况，尝试多种方程形式。假设共轴旋翼未启动时，上桨叶2的上激光测距仪在x轴上的坐标值为R1(R1为上桨叶2的长度，由于上激光测距仪设置在桨尖处，因此，共轴旋翼未启动时，上桨叶2的上激光测距仪在x轴上的坐标值即为R1)，共轴旋翼启动后上桨叶2发生变形后，上激光测距仪在x轴上的坐标值为x1。根据桨叶在变形前后的长度不会改变以及上陀螺仪17所测的挥舞角θ1x两个条件，构建边界方程：
求解该方程比较复杂，可以通过迭代的方式进行计算。具体步骤如下：
第一步：设置初值条件为x1＝R1,L＝R1,error＝1,n＝0，其中，error＝L-R1，n为迭代次数；
第二步：判断error>0.01mm或者n<500。如果满足条件，则执行第三步，否则执行第四步。
第三步：计算error＝L-R1，更新实际位置x1＝x1-error×0.1，更新曲线方程/>y＝ax2。返回第三步。
第四步：结束。
完成以上步骤之后，可以计算出共轴旋翼启动后上激光测距仪在x轴上坐标值x1。
同理可以计算出共轴旋翼启动后下激光测距仪7在x′轴上坐标值x2。具体如下：
确定下桨叶3的挠曲线方程为y＝bx’2，其中，b为挠曲线方程二次项系数；
根据桨叶在变形前后的长度不会改变以及下陀螺仪6所测的挥舞角θ2x两个条件，构建边界方程：
式中，R2为下桨叶3的长度，也为共轴旋翼未启动时下激光测距仪7在x′轴上的坐标值；
通过上述迭代的方式计算公式(3)，得到x2。
其中，x1和x2均为估算值。根据下激光测距仪7所测距离S下和下陀螺仪6所测挥舞角θ2x，可以估算出下激光测距仪7的激光在上桨叶2的反射点在x轴上的坐标值x3。
根据公式(1)可得桨尖距H的计算公式为：
鉴于θ1x为上陀螺仪17所测挥舞角，与几何模型所采用的角度存在一定差异，根据方程y′＝2ax计算下激光测距仪7的激光在上桨叶2上的反射点与上激光测距仪之间的中点的挥舞角/>满足方程/>
同理可以计算出值，具体为：根据上激光测距仪所测距离S上和上陀螺仪17所测挥舞角θ1x，估算出上激光测距仪的激光在下桨叶3的反射点在x′轴上的坐标值x4；根据方程y′＝2bx′计算上激光测距仪的激光在下桨叶3上的反射点与下激光测距仪7之间的中点的挥舞角/>满足方程/>
因此，修正后的桨尖距H计算公式为：
由于共轴旋翼除了挥舞还存在扭转，扭转带来的影响就是激光无法在正对交汇时刻完成测量，下桨叶3的桨尖B点存在扭转，那么其上的下激光测距仪7将与另一桨叶在不同的相位交汇。
依据目前的旋翼流线型结构，桨叶一旦安装固定后，其扭转方向也是固定的，如图11所示，上旋翼顺时针旋转，下旋翼逆时针旋转，那么上桨叶2只会发生顺时针的扭转，下桨叶3只会发生逆时针的扭转。上桨叶2只会在下桨叶3的左侧与下桨叶3的激光交汇。由于上桨叶2和下桨叶3的扭转一般不会超过20°，也就意味着激光的入射角小于40°，在这个角度内，激光测距仪是完全能够完成测距的。
上陀螺仪17测得的上桨叶2扭转角为θ1y，下陀螺仪6测得的下桨叶3扭转角为θ2y，那么再次修正后的垂直方向的桨尖距Hy计算公式为：
Hy即为上激光测距仪设置在上桨叶2的桨尖处，且下激光测距仪7设置在下桨叶3的桨尖处时，上桨叶2和下桨叶3之间的桨间距。当两个桨间距Hy的数值均为有限数值时，取两个数值的平均值作为最终桨间距；当两个桨间距Hy的数值中，其中一个数值为有限数值、另一个数值为无穷大时，以有限数值作为最终桨间距。桨间距计算得到的数值为无穷大，意为激光测距仪没有测到上桨叶2和下桨叶3之间的距离(S上或S下)。
(二)当上激光测距仪在距离上桨叶2的桨尖设定距离处，且下激光测距仪7在距离下桨叶3的桨尖设定距离处时
考虑到激光测距的测量边界问题，需要合理布置激光测距仪在桨叶的位置。如图9所示，A点为上激光测距仪安装位置，随着上桨叶2的扭转，上激光测距仪的激光将与下桨叶3在不同位置交汇，当激光光束照射到下桨叶3所在平面的半径区域之外，那么激光将不可能与下桨叶3交汇。这就需要合理布置激光测距仪的位置。
激光测距仪具体的安装位置与桨叶可能存在的最大扭转角和最大测量高度有关系，因此，本发明利用桨叶的扭转特性，构建一个可测弦长区域，建立几何三角模型，结合桨叶可能存在的最大扭转角以及需要测量的最大高度可以确定激光测距仪安装的径向位置。具体要求如图10a和10b所示，上激光测距仪安装位置处在x轴上坐标值定为x，可能存在的最大桨间距为h，上桨叶2最大扭转角为γ1，那么弦长根据几何关系即可求出上激光测距仪应该安装的径向位置(即，在x轴上坐标值x)。同理，根据/> 可求出下激光测距仪7应该安装的径向位置(即，在x′轴上坐标值x′)，其中，γ2为下桨叶3的最大扭转角。
事实上，(一)中分析所得到的计算结果只是上激光测距仪和下激光测距仪7的高度差。当上激光测距仪和下激光测距仪7不再安装在桨尖之后，所测的高度也就不再是最最危险的桨尖的高度差。所以需要修正测量方法。
以下桨叶3的下激光测距仪7发射的激光照射到上桨叶2为例，经过调整后的安装几何模型如图12所示，其中G点为下桨叶3桨尖位置，I点为上桨叶2桨尖位置，J点为G点在上桨叶2垂直方向的投影点，B点为下激光测距仪7安装位置，A点为上激光测距仪安装位置，C点为下激光测距仪7的激光在上桨叶2的反射点，最危险的桨间距H′为GJ。
将相关变量抽象为几何模型如图13所示，K点为B点水平线和C点垂直线的交点，N点为B点水平线和G点垂直线的交点，P点为C点在GJ上的投影点，Q点为B点在CP上的投影点，∠JCP＝θ1x,∠CBQ＝∠GBN＝θ2x,CB＝S下。
具体计算过程如下：
求解目标为:
GJ＝JP+PG＝JP+PN-GN (9)
其中：JP＝CPtan(θ1x)，PN＝S下cos(θ2x)，GN＝BGsin(θ2x)；
其中：CP＝BN+BK＝S下sin(θ2x)+BGcos(θ2x)；
最后得到：
GJ＝(S下sin(θ2x)+BGcos(θ2x))tan(θ1x)+S下cos(θ2x)-BGsin(θ2x) (10)
式中，S下为下激光测距仪7所测距离；θ1x为上陀螺仪17所测挥舞角；θ2x为下陀螺仪6所测挥舞角；BG为下桨叶3桨尖位置与下激光测距仪7安装位置之间的距离，为定值，设BG＝L2。
由于陀螺仪所测角度为相对角，即其方向角是相对于某一初始状态下的角度偏移量。上述公式中涉及的参数θ1x、θ1y、θ2x、θ2y均不是绝对值，而是相对于校准状态的角度变化，因此，在测试前，对陀螺仪进行校准是必要的。
以上的测量都只考虑了了桨叶的挥舞，当桨叶存在扭转后，需要对模型进行修正。引入扭转后，桨间距H′的计算公式如下：
H′＝(S下sin(θ2x)cos(θ2y)+L2cos(θ2x))tan(θ1x)+S下cos(θ2x)cos(θ2y)-L2sin(θ2x) (11)
H′＝(S上sin(θ1x)cos(θ1y)+L1cos(θ1x))tan(θ2x)+S上cos(θ1x)cos(θ1y)-L1sin(θ1x) (12)
式中，S上为上激光测距仪所测距离，S下为下激光测距仪7所测距离；θ1x为上陀螺仪17所测挥舞角；θ1y为上陀螺仪17所测扭转角；θ2x为下陀螺仪6所测挥舞角；θ2y为上陀螺仪17所测扭转角；L1为上桨叶2桨尖位置与上激光测距仪安装位置之间的距离；L2为下桨叶3桨尖位置与下激光测距仪7安装位置之间的距离。
激光具有非常强的指向性，结合陀螺仪可以将没有方向的激光变成矢量激光，这样可以确定激光光点相对于激光测距仪的径向位置(即，激光光点在桨叶长度方向上的位置)，也可以计算出激光光点和激光测距仪相对于旋转中心轴线的周向位置。但是激光光点在桨叶宽度方向上的位置无法确定，考虑到桨叶在实际旋转过程中转速不是恒定的，那么激光光点所在的桨叶宽度方向的位置也是变化的，由此会造成误差。本发明结合上桨叶2和下桨叶3被测瞬间的相位关系，建立计算模型，从而确定激光光点在反射桨叶的长度和宽度方向的位置。具体误差分析如下：
如图15，理想的模型所测的桨尖高度应该为桨尖宽度方向中心点之间的高度差，即A′点和B′点垂直方向的高度，其中，A′点为上桨叶2桨尖宽度方向中心点，B′点为下桨叶3桨尖宽度方向中心点，而在图15中，P光点为激光光点所在位置在桨叶宽度方向的极限位置，那么A′B′高度和P光B′高度就存在一个最大误差其中，L宽为上桨叶2的桨尖宽度。以桨尖宽度为230mm，最大扭转角为20°进行计算，Δh＝39.3mm。因此，在实际的测量中由于激光光点在桨叶宽度方向的不确定性造成的原理上的最大误差为/>这是一个非常大的误差。
下面引入误差解决办法，图16a和16b为激光测量完成瞬间上桨叶2和下桨叶3的位置关系几何模型，其中，θ1y为上桨叶2扭转角，θ2y为下桨叶3扭转角。P光点为下激光测距仪7的激光在上桨叶2上所形成的光点所在位置，A′点为上桨叶2桨尖宽度方向中心点，B′点为下桨叶3桨尖宽度方向中心点。O点为上桨叶2的旋转中心，O′点为下桨叶3的旋转中心，S点为A′点水平线和B′点垂直线的交点，T点为P光点水平线和B′点垂直线的交点，P光′点为A′S与P点垂直线的交点，U点为T点在OO′上的投影点，为上桨叶2与下桨叶3在测量时刻的相位差。
要确定P光点的位置，核心就是确定A′P光的长度，具体求解过程如下：
图16中存在的几何约束关系为SO＝TU和P光′S＝P光T，其中，这两个约束使用其中一个约束即可。
以P光′S＝P光T为切入点，进行计算。
左边：P光′S＝A′S-A′P光′(待求)
右边：P光T＝P光B′sin(θ2y)(已知)
其中：(已知)
下面求A′P光：
A′P光cos(θ1y)＝A′P光′ (13)
将P光T＝P光B′sin(θ2y)、和式(13)带入约束条件P光′S＝P光T，联立得：
即：
求得：
最后，就可以得A′点和B′点的高度差HN：
HN＝(S下sin(θ2x)cos(θ2y)+L2cos(θ2x))tan(θ1x)+S下cos(θ2x)cos(θ2y)-L2sin(θ2x)+A′P光sin(θ1y) (17)
设A′P光＝LB1，则式(17)为：
HN＝(S下sin(θ2x)cos(θ2y)+L2cos(θ2x))tan(θ1x)+S下cos(θ2x)cos(θ2y)-L2sin(θ2x)+LB1sin(θ1y) (18)
式(18)为下激光测距仪7发射的激光照射到上桨叶2时桨间距计算所采用的计算公式，同理，可得上激光测距仪发射的激光照射到下桨叶3时桨间距计算所采用的计算公式为：
HN＝(S上sin(θ1x)cos(θ1y)+L1cos(θ1x))tan(θ2x)+S上cos(θ1x)cos(θ1y)-L1sin(θ2x)+LB2sin(θ2y) (19)
式中，LB2为下桨叶3桨尖宽度方向中心点与上激光测距仪的激光在下桨叶3上所形成的光点所在位置之间的距离，
即，当上激光测距仪在距离上桨叶2的桨尖设定距离处，且下激光测距仪7在距离下桨叶3的桨尖设定距离处时，上桨叶2和下桨叶3之间的桨间距HN计算公式如下：
其中，当两个桨间距HN的数值均为有限数值时，取两个数值的平均值作为最终桨间距；当两个桨间距HN的数值中，其中一个数值为有限数值、另一个数值为无穷大时，以有限数值作为最终桨间距。
本发明适用于共轴旋翼桨尖距的测量，以上结合附图对本发明的具体测量方案进行了实例描述，但本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，除此之外，反射采用相同结合方式或等效变形形成的技术方案均属于本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统，所述共轴旋翼包括上旋翼和下旋翼，所述上旋翼包括上桨毂(10)和连接在所述上桨毂(10)上的若干个上桨叶(2)，所述下旋翼包括下桨毂(14)和连接在所述下桨毂(14)上的若干个下桨叶(3)，其特征在于，所述测量系统包括：
上位机数据监控系统(15)；
上联合测距单元，所述上联合测距单元设置在所述上桨叶(2)上，所述上联合测距单元包括上激光测距仪和上陀螺仪(17)，所述上激光测距仪设置在所述上桨叶(2)的桨尖处，或者，所述上激光测距仪设置在距离所述上桨叶(2)的桨尖设定距离处，并且，所述上激光测距仪设置在所述上桨叶(2)的下表面上，使得所述上激光测距仪能向所述下桨叶(3)发射激光；所述上陀螺仪(17)用于将无方向的所述上激光测距仪转化为矢量激光仪；
上处理及控制系统，所述上处理及控制系统包括上FPGA模块(9)，所述上FPGA模块(9)分别与所述上激光测距仪和所述上陀螺仪(17)相连接；
上无线通讯单元，所述上无线通讯单元包括彼此之间能无线通信的第一无线通讯模块(8)和第二无线通讯模块(16)，所述第一无线通讯模块(8)安装在所述上FPGA模块(9)上，所述第二无线通讯模块(16)安装在所述上位机数据监控系统(15)上；
其中，所述上FPGA模块(9)实时接受并处理所述上激光测距仪和所述上陀螺仪(17)的数据，并将处理后的数据通过所述第一无线通讯模块(8)发送至所述上位机数据监控系统(15)的所述第二无线通讯模块(16)；
所述测量系统还包括：
下联合测距单元(4)，所述下联合测距单元(4)设置在所述下桨叶(3)上，所述下联合测距单元(4)包括下激光测距仪(7)和下陀螺仪(6)，所述下激光测距仪(7)设置在所述下桨叶(3)的桨尖处，或者，所述下激光测距仪(7)设置在距离所述下桨叶(3)的桨尖设定距离处，并且，所述下激光测距仪(7)设置在所述下桨叶(3)的上表面上，使得所述下激光测距仪(7)能向所述上桨叶(2)发射激光；所述下陀螺仪(6)用于将无方向的所述下激光测距仪(7)转化为矢量激光仪；
下处理及控制系统，所述下处理及控制系统包括下FPGA模块(12)，所述下FPGA模块(12)分别与所述下激光测距仪(7)和所述下陀螺仪(6)相连接；
下无线通讯单元，所述下无线通讯单元包括彼此之间能无线通信的第三无线通讯模块(11)和第四无线通讯模块，所述第三无线通讯模块(11)安装在所述下FPGA模块(12)上，所述第四无线通讯模块安装在所述上位机数据监控系统(15)上；
其中，所述下FPGA模块(12)实时接受并处理所述下激光测距仪(7)和所述下陀螺仪(6)的数据，并将处理后的数据通过所述第三无线通讯模块(11)发送至所述上位机数据监控系统(15)的所述第四无线通讯模块。
2.根据权利要求1所述的基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统，其特征在于，每个所述上桨叶(2)上均设置有一个所述上联合测距单元，每个所述上联合测距单元的上激光测距仪和上陀螺仪(17)均连接至所述上FPGA模块(9)；
每个所述下桨叶(3)上均设置有一个所述下联合测距单元(4)，每个所述下联合测距单元(4)的下激光测距仪(7)和下陀螺仪(6)均连接至所述下FPGA模块(12)。
3.根据权利要求1所述的基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统，其特征在于，对于安装有所述上联合测距单元的上桨叶(2)，该上桨叶(2)上的所述上激光测距仪的激光与该上桨叶(2)的中心平面垂直，或者，所述上激光测距仪的激光与该上桨叶(2)的中心平面成一夹角并且所述上激光测距仪的激光与该上桨叶(2)的中心轴线垂直；该上桨叶(2)上的所述上陀螺仪(17)的三轴中的其中第一轴与该上桨叶(2)的中心轴线平行、第二轴与该上桨叶(2)的中心轴线垂直；
对于安装有所述下联合测距单元(4)的下桨叶(3)，该下桨叶(3)上的所述下激光测距仪(7)的激光与该下桨叶(3)的中心平面垂直，或者，所述下激光测距仪(7)的激光与该下桨叶(3)的中心平面成一夹角并且所述下激光测距仪(7)的激光与该下桨叶(3)的中心轴线垂直；该下桨叶(3)上的所述下陀螺仪(6)的三轴中的其中第一轴与该下桨叶(3)的中心轴线平行、第二轴与该下桨叶(3)的中心轴线垂直。
4.根据权利要求1所述的基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统，其特征在于，所述上陀螺仪(17)紧贴所述上激光测距仪布置；所述下陀螺仪(6)紧贴所述下激光测距仪(7)布置。
5.根据权利要求1所述的基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统，其特征在于，所述上处理及控制系统还包括上太阳能电池(1)，所述上太阳能电池(1)为所述上激光测距仪、所述上陀螺仪(17)和所述上FPGA模块(9)供电；
所述下处理及控制系统还包括下太阳能电池(13)，所述下太阳能电池(13)为所述下激光测距仪(7)、所述下陀螺仪(6)和所述下FPGA模块(12)供电。
6.根据权利要求1所述的基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统，其特征在于，当所述上激光测距仪在距离所述上桨叶(2)的桨尖设定距离处，且所述下激光测距仪(7)在距离所述下桨叶(3)的桨尖设定距离处时，设所述上桨叶(2)的旋转中心为O点，所述共轴旋翼未启动时所述上桨叶(2)的延伸方向为x轴，设所述下桨叶(3)的旋转中心为O′点，所述共轴旋翼为未动时所述上桨叶(2)的延伸方向为x′轴，则：
根据式确定所述上激光测距仪安装的径向位置，即，确定所述上激光测距仪在x轴上坐标值x，其中，h为可能存在的最大桨间距，γ1为所述上桨叶(2)的最大扭转角，R1为所述上桨叶(2)的长度；
根据式确定所述下激光测距仪(7)安装的径向位置，即，确定所述下激光测距仪(7)在x′轴上坐标值x′，其中，γ2为所述下桨叶(3)的最大扭转角，R2为所述下桨叶(3)的长度。
7.一种基于上述权利要求1至6任一项所述的基于激光和陀螺仪的共轴旋翼桨间距测量系统的测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，安装并连接所述测量系统；
步骤2，启动所述测量系统，设置所述上激光测距仪、上陀螺仪(17)、下激光测距仪(7)和下陀螺仪(6)的测量频率；
步骤3，启动所述共轴旋翼，当桨叶旋转达到稳定状态后，所述上激光测距仪和所述下激光测距仪(7)间隔发射激光，当所述上桨叶(2)和所述下桨叶(3)处于交汇区域时，由所述下桨叶(3)的下激光测距仪(7)发射的激光照射到所述上桨叶(2)，获得所述下激光测距仪(7)所测距离S下，并且，由所述上桨叶(2)的上激光测距仪发射的激光照射到所述下桨叶(3)，获得所述上激光测距仪所测距离S上，同时，所述下桨叶(3)的下陀螺仪(6)获取该下桨叶(3)安装位置的姿态角，所述上桨叶(2)的上陀螺仪(17)获取该上桨叶(2)安装位置的姿态角，其中，该上桨叶(2)安装位置的姿态角包括上桨叶(2)挥舞角θ1x和上桨叶(2)扭转角θ1y，该下桨叶(3)安装位置的姿态角包括下桨叶(3)挥舞角θ2x和上桨叶(2)扭转角θ2y；
步骤4，设所述上桨叶(2)的旋转中心为O点，所述共轴旋翼未启动时所述上桨叶(2)的延伸方向为x轴，设所述下桨叶(3)的旋转中心为O′点，所述共轴旋翼为未动时所述上桨叶(2)的延伸方向为x′轴，当所述上桨叶(2)和所述下桨叶(3)交汇时，x轴与x′轴平行；
当所述上激光测距仪设置在所述上桨叶(2)的桨尖处，且所述下激光测距仪(7)设置在所述下桨叶(3)的桨尖处时，分别采用公式(7)和(8)计算所述上桨叶(2)和所述下桨叶(3)之间的桨间距Hy：
式中，为所述下激光测距仪(7)的激光在所述上桨叶(2)上的反射点与所述上激光测距仪之间的中点的挥舞角；/>为所述上激光测距仪的激光在所述下桨叶(3)上的反射点与所述下激光测距仪(7)之间的中点的挥舞角；x1为所述共轴旋翼启动后所述上激光测距仪在x轴上坐标值；x2为所述共轴旋翼启动后所述下激光测距仪(7)在x′轴上坐标值；
其中，当两个桨间距Hy的数值均为有限数值时，取两个数值的平均值作为最终桨间距；当两个桨间距Hy的数值中，其中一个数值为有限数值、另一个数值为无穷大时，以有限数值作为最终桨间距；
当所述上激光测距仪在距离所述上桨叶(2)的桨尖设定距离处，且所述下激光测距仪(7)在距离所述下桨叶(3)的桨尖设定距离处时，分别采用公式(20)和(21)计算所述上桨叶(2)和所述下桨叶(3)之间的桨间距HN：
式中，L1为所述上桨叶(2)桨尖位置与所述上激光测距仪安装位置之间的距离，R1为所述上桨叶(2)的长度；L2为所述下桨叶(3)桨尖位置与所述下激光测距仪(7)安装位置之间的距离，R2为所述下桨叶(3)的长度；为所述上桨叶(2)与所述下桨叶(3)在测量时刻的相位差；
其中，当两个桨间距HN的数值均为有限数值时，取两个数值的平均值作为最终桨间距；当两个桨间距HN的数值中，其中一个数值为有限数值、另一个数值为无穷大时，以有限数值作为最终桨间距。
8.根据权利要求7所述的测量方法，其特征在于，步骤4中，由于上桨叶(2)的旋转中心轴线与下桨叶(3)的旋转中心轴线相同，则，设旋转中心轴线的竖直向上方向为y轴；
所述的x1值确定方法如下：
确定上桨叶(2)的挠曲线方程为y＝ax2，其中，a为挠曲线方程二次项系数；
根据桨叶在变形前后的长度不会改变以及上陀螺仪(17)所测的挥舞角θ1x两个条件，构建边界方程：
式中，R1为所述上桨叶(2)的长度，也为共轴旋翼未启动时所述上激光测距仪在x轴上的坐标值；
通过迭代的方式计算公式(2)，得到x1；
所述的x2值确定方法如下：
确定下桨叶(3)的挠曲线方程为y＝bx’2，其中，b为挠曲线方程二次项系数；
根据桨叶在变形前后的长度不会改变以及下陀螺仪(6)所测的挥舞角θ2x两个条件，构建边界方程：
式中，R2为所述下桨叶(3)的长度，也为共轴旋翼未启动时所述下激光测距仪(7)在x′轴上的坐标值；
通过迭代的方式计算公式(3)，得到x2。
9.根据权利要求8所述的测量方法，其特征在于，步骤4中，所述的值确定方法如下：
根据所述下激光测距仪(7)所测距离S下和所述下陀螺仪(6)所测挥舞角θ2x，估算出所述下激光测距仪(7)的激光在所述上桨叶(2)的反射点在x轴上的坐标值x3；
根据方程y′＝2ax计算下激光测距仪(7)的激光在上桨叶(2)上的反射点与上激光测距仪之间的中点的挥舞角满足方程/>
所述的值确定方法如下：
根据所述上激光测距仪所测距离S上和所述上陀螺仪(17)所测挥舞角θ1x，估算出所述上激光测距仪的激光在所述下桨叶(3)的反射点在x′轴上的坐标值x4；
根据方程y′＝2bx′计算上激光测距仪的激光在下桨叶(3)上的反射点与下激光测距仪(7)之间的中点的挥舞角满足方程/>
10.根据权利要求7所述的测量方法，其特征在于，步骤4中，所述的计算所述上桨叶(2)和所述下桨叶(3)之间的桨间距HN包括：
在考虑桨叶的挥舞和扭转的情况下，所述上桨叶(2)和所述下桨叶(3)之间的初始桨尖距H′分别采用式(11)和式(12)计算：
H′＝(s下sin(θ2x)cos(θ2y)+L2cos(θ2x))tan(θ1x)+S下cos(θ2x)cos(θ2y)-L2sin(θ2x) (11)
H′＝(S上sin(θ1x)cos(θ1y)+L1cos(θ1x))tan(θ2x)+S上cos(θ1x)cos(θ1y)-L1sin(θ1x) (12)
式中，S上为上激光测距仪所测距离，ST为下激光测距仪(7)所测距离；θ1x为上陀螺仪(17)所测挥舞角；θ1y为上陀螺仪(17)所测扭转角；θ2x为下陀螺仪(6)所测挥舞角；θ2y为上陀螺仪(17)所测扭转角；L1为上桨叶(2)桨尖位置与上激光测距仪安装位置之间的距离；L2为下桨叶(3)桨尖位置与下激光测距仪(7)安装位置之间的距离；
考虑激光光点在桨叶宽度方向上的位置，对式(11)和式(12)进行修正，得到修正后的所述上桨叶(2)和所述下桨叶(3)之间的桨尖距HN如下：
HN＝(S下sin(θ2x)cos(θ2y)+L2cos(θ2x))tan(θ1x)+S下cos(θ2x)cos(θ2y)-L2sin(θ2x)+LB1sin(θ1y) (18)
HN＝(S上sin(θ1x)cos(θ1y)+L1cos(θ1x))tan(θ2x)+S上cos(θ1x)cos(θ1y)-L1sin(θ2x)+LB2sin(θ2y) (19)
式中，LB1为所述上桨叶(2)桨尖宽度方向中心点与所述下激光测距仪(7)的激光在所述上桨叶(2)上所形成的光点所在位置之间的距离；LB2为下桨叶(3)桨尖宽度方向中心点与上激光测距仪的激光在下桨叶(3)上所形成的光点所在位置之间的距离；
其中， 为所述上桨叶(2)与所述下桨叶(3)在测量时刻的相位差，则，得到：
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Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102749045A (zh) * | 2012-07-25 | 2012-10-24 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 小型直升机桨距角的高精度地面测量方法 |
| CN104118559A (zh) * | 2014-06-25 | 2014-10-29 | 中国人民解放军总装备部军械技术研究所 | 侦察用虚拟桅杆 |
| WO2015100899A1 (zh) * | 2013-12-30 | 2015-07-09 | 中国科学院自动化研究所 | 基于无线充电奇数轴飞行器的智能巡航机器人 |
| CN108655011A (zh) * | 2018-05-17 | 2018-10-16 | 长沙修恒信息科技有限公司 | 一种智能分拣装置、分拣方法以及综合检测系统 |
-
2021
- 2021-11-22 CN CN202111387896.XA patent/CN114322921B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102749045A (zh) * | 2012-07-25 | 2012-10-24 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 小型直升机桨距角的高精度地面测量方法 |
| WO2015100899A1 (zh) * | 2013-12-30 | 2015-07-09 | 中国科学院自动化研究所 | 基于无线充电奇数轴飞行器的智能巡航机器人 |
| CN104118559A (zh) * | 2014-06-25 | 2014-10-29 | 中国人民解放军总装备部军械技术研究所 | 侦察用虚拟桅杆 |
| CN108655011A (zh) * | 2018-05-17 | 2018-10-16 | 长沙修恒信息科技有限公司 | 一种智能分拣装置、分拣方法以及综合检测系统 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 一种四旋翼姿态解算与控制优化方法设计分析;江杰;王康;李刚;;计算机仿真(第11期);全文 * |
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