CN115494855A - 无人机飞管系统综合调试方法 - Google Patents
无人机飞管系统综合调试方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115494855A CN115494855A CN202211244260.4A CN202211244260A CN115494855A CN 115494855 A CN115494855 A CN 115494855A CN 202211244260 A CN202211244260 A CN 202211244260A CN 115494855 A CN115494855 A CN 115494855A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- aerial vehicle
- unmanned aerial
- debugging
- data
- main
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 78
- 238000007726 management method Methods 0.000 claims abstract description 63
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims abstract description 58
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 46
- 230000008569 process Effects 0.000 claims abstract description 24
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 21
- 238000013024 troubleshooting Methods 0.000 claims abstract description 17
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims abstract description 7
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 61
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 47
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 36
- 238000003825 pressing Methods 0.000 claims description 35
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 claims description 27
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims description 20
- 230000002452 interceptive effect Effects 0.000 claims description 15
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 claims description 14
- 238000007689 inspection Methods 0.000 claims description 9
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims description 8
- 229910001873 dinitrogen Inorganic materials 0.000 claims description 7
- 238000002955 isolation Methods 0.000 claims description 7
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 238000003384 imaging method Methods 0.000 claims description 6
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims description 6
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims description 5
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 5
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 4
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 claims description 4
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 2
- 238000009795 derivation Methods 0.000 claims description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 2
- 230000001502 supplementing effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000009466 transformation Effects 0.000 claims 2
- 238000001179 sorption measurement Methods 0.000 claims 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 claims 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 abstract description 3
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000013439 planning Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 238000004132 cross linking Methods 0.000 description 1
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 1
- 238000006748 scratching Methods 0.000 description 1
- 230000002393 scratching effect Effects 0.000 description 1
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 1
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 238000013022 venting Methods 0.000 description 1
- 238000012800 visualization Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Forklifts And Lifting Vehicles (AREA)
Abstract
本发明提出一种无人机飞管系统综合调试方法，属于无人机飞管系统一体化检测、相关功能验证以及故障排查的综合调试技术领域。本发明通过科学合理的统筹规划，以三种系统或方法支撑整个调试方法的主干线，优化调试流程及方法；另采用三种设备，在整个调试方法中做以支撑，不仅可以保证检测结果数据的准确性，还能大幅度提升工作效率。本发明使飞管系统调试形成整体性，各部分调试技术形成闭环效应，通过三种递进式的系统构成，实现对飞管系统的调试与故障排查功能需求，形成一套高效的调试技术。本发明使飞管系统调试过程中使用高度自动化，利于飞机调试，而且通过数据传输的功能，能直接反馈实测数值至仿真模型校准系统，大幅度节省工作时间。
Description
技术领域
本发明属于无人机飞管系统一体化检测、相关功能验证以及故障排查的综合调试技术领域，涉及一种无人机飞管系统综合调试方法。
背景技术
当今无人机技术发展迅速，数量指数性增多，但在军用及民用领域，无人机的数量以及实际应用占比还是过小，这就导致面对新型无人机并没有成熟的系统化及自动化调试技术，属于空白领域。
飞行管理控制系统(简称“飞管系统”)是无人机的重要组成系统，用于控制无人机起飞、空中飞行以及着陆功能的实现，其系统构成复杂，与飞机其他系统交联程度高，是关系着无人机飞行安全性和可靠性的重要系统。
鉴于以上原因，本发明提出了一种无人机飞管系统一体化调试方法，用于满足在无人机数量不断增长的大背景下，可以对无人机飞管系统进行系统化以及自动化的调试检测，实现一体化检测、相关功能验证以及故障排查，达到高效率、高精准完成无人机飞管系统综合调试工作的目标。
发明内容
本发明的目的是提供一种无人机飞管系统综合调试方法，对全机飞管系统功能调试检测的全流程实现自动化以及可视化，通过新型设备以及创新流程方法的配合实施，极大提高无人机调试效率。
本发明从系统方法类以及设备装置类两方面实现对飞管系统的综合调试工作，具体如下：
(1)系统方法类
通过无人机全机固定站位调试系统的构建，为飞管系统综合调试奠定技术基础并且提供调试条件；采用飞管系统仿真模型校准方法建立飞管系统的理论模型，通过地面模拟飞行试验反映出的飞机状态，将两者进行仿真校准，得到校准结果，从而判断出飞管系统的工作状态。若在调试过程中发现舵机存在故障，通过飞管系统舵机故障排查系统对故障进行分析排查，保证飞管系统的正常运行。
(2)设备装置类
飞管系统综合调试时需使用不同的设备、装置，采用气动系统综合调试设备对全机气动系统气体量进行检查以及充填，从而保证气动系统的正常工作；采用平面类零件位置状态检测装置以及长杆类零件偏转角度测量装置对全机可活动部件，如舵面、舱门等，进行角度与位置检查，并通过数据传输预留接口，将所有检查数据反馈至全机固定站位调试系统，结合飞管系统仿真模型校准方法进行自动判断，实现对飞管系统的综合调试。
本发明的有益效果：
(1)本发明是针对无人机飞管系统的一种综合调试方法，通过科学合理的统筹规划，以三种系统或方法支撑整个调试方法的主干线，优化调试流程及方法；另采用三种设备，在整个调试方法中做以支撑，不仅可以保证检测结果数据的准确性，还能大幅度提升工作效率。
(2)系统方法类的应用，使飞管系统调试形成整体性，各部分调试技术形成闭环效应，通过三种递进式的系统构成，实现对飞管系统的调试与故障排查功能需求，形成一套高效的调试技术。
(3)设备装置类的应用，使飞管系统调试过程中使用高度自动化，相较于传统的测量设备，有着高效率、高精度的特点，更利于飞机调试，而且通过数据传输的功能，不需人工读数记录，能直接反馈实测数值至仿真模型校准系统，大幅度节省工作时间。
(4)本发明创新性采用了系统与设备的信息传递，可将多项技术结合使用，提升整个调试方法的整体性，为后续创新性技术研究开拓思路，奠定技术基础。
附图说明
图1为本发明所述方法的系统组成示意图。
图2为所述无人机固定站位调试系统示意图。
图3为无人机飞管系统舵机故障排查系统的示意图。
图4为无人机气动系统综合调试设备的外部结构示意图。
图5为无人机气动系统综合调试设备的内部结构示意图。
图6为无人机舱门位置状态检测形式示意图。
图7为无人机舵面位置状态检测形式示意图。
图8为无人机长杆类零件偏转角度测量装置的结构示意图A。
图9为无人机长杆类零件偏转角度测量装置的结构示意图B。
图10为长杆类零件装夹示意图。
图中：1中央处理计算机；2信息接收装置；3信息显示装置；4内网输出装置；5交互式控制设备；6信息输出装置；2-1接收天线；2-2信息传输组件；3-1信号解析组件；3-2显示屏A；4-1数据整合装置；4-2内部网络接口；6-1信号解析装置；6-2文件输出装置；7电源旋钮开关；8充电口；9氮气接口；10驱动气源接口；11显示屏B；12安全排气旋钮；13系统告警灯；14设备壳体；15万向轮；16气体过滤器；17驱动气源瓶；18电气箱组件；19氮气瓶；20拧紧手柄；21固定支架A；22压紧轴套A；23数显倾斜仪A；24压紧杆；25固定底座；26吸盘摇臂；27橡胶吸盘；28数据传输预留接口A；29吸盘手柄；30加厚橡胶吸盘；31连接支架；32按压气泵；33放气垫；34短夹板；35长夹板；36固定支架B；37数显倾斜仪B；38支架螺栓；39夹板螺栓；40保护毡垫；41压紧轴套B；42旋动螺栓；43数据传输预留接口B；44长杆类零件。
具体实施方式
以下结合实施例和附图进一步解释本发明的具体实施方式，但不用于限定本发明。
如图1所示，一种无人机飞管系统综合调试方法，包括以下步骤：
S1：采用无人机固定站位调试系统对全机系统进行调试
飞管系统为无人机的重要组成系统，对其调试需基于对全机系统调试的基础，故采用无人机固定站位调试系统对全机系统进行调试。
所述的无人机固定站位调试系统，包括中央处理计算机1、信息接收装置2、信息显示装置3、内网输出装置4、交互式控制设备5和信息输出装置6。
所述中央处理计算机1共有五个通道，第一通道与信息接收装置2通信连接、第二通道与信息显示装置3连接、第三通道与内网输出装置4连接、第四通道与交互式控制设备5连接、第五通道与信息输出装置6连接，以上连接方式均采用网线信息输入/输出的方式进行连接。
所述信息接收装置2与无人机通信连接，其包含接收天线2-1和信息传输组件2-2。其中，接收天线2-1接收无人机发送的各项外部信息并将信息分析处理并打包为对应的数据包，再由信息传输组件2-2将数据包发送至中央处理计算机1。
所述信息显示装置3包含信号解析组件3-1和显示屏A3-2，用于接收中央处理计算机1输出的电信号，通过信号解析组件3-1将电信号分类处理，用于接收数据包并将数据包解码为HDMI格式的图像信号和AV格式的图像信号，在显示屏A3-2上显示对应的图像。
所述内网输出装置4包括数据整合装置4-1和内部网络接口4-2；数据整合装置4-1将中央处理计算机1传输的各项数据整合成数据包，再通过内部网络接口4-2经网线传输进内部网络。
所述交互式控制设备5用于将中央处理计算机1与无人机无线连接，用于接收对图像的交互式操作指令，并根据该交互式操作指令控制无人机。
所述信息输出装置6包含信号解析装置6-1和文件输出装置6-2；信号解析装置6-1将中央处理计算机1输出的数据转化为数字信号以及文字信号，再由文件输出装置6-2打印输出，供调试人员分析使用。
由上述无人机固定站位调试系统的组成可知，中央处理计算机1内设5个通道，分别接受或发送信息，信息实际为模拟量信号值，其通过中央处理计算机1与其余装置之间的各传感器进行传输，具体根据各传感器自身属性参数以及实际电流进行判定，具体公式如下：
Wq＝Kg(IqRg+Vg)
其中，Wq表示模拟量信号值；Kg为传感器固定系数，通常为(1，10)；Iq为实际电流值；Rg为传感器电阻值；Vg为传感器纠偏电压值。
信息传递至中央处理计算机1后，中央处理计算机1收集到的5个通道传输的数据总量模型如下：
X＝X1+X2+X3+X4+X5
其中，X为中央处理计算机数据总量，X1至X5分别为5个通道的数据量。
以第一通道为例，其数据量取决于其单根线路数据量和线路总数，模型为：
其中，X1为第一通道数据量；
为第一通道即信息接收装置的单条线路数据量；n为第一通道线路总数。
其中，Ka为信息接收装置固定参数系数；
为第一通道单条线路在t时刻下的数据量，
为模拟量信号值
的累积，模型如下：
结合上述推导模型公式，可得到第一通道数据量与实际电流量、传感器的对应模型公式：
故中央处理计算机1收集到的5个通道传输的数据总量模型可处理为：
其中，n、m、o、p、q分别代表第1至第5通道的线路总数。
中央处理计算机1会接收到系统5个通道同时发送的信息，在此情况下，中央处理计算机1如何判别分析接收到的信息来源尤为重要，若不能准确的分析判定，则会导致信息传输不畅，指令无法实现的现象，故在中央处理计算机1中设定判定模型，不同装置对应的单根线路数据量做不同的数值范围判定，中央处理计算机1根据采集到的单根线路数据量进行判定数据通道来源，模型如下：
通道1：
范围为(0,2)；
通道2：
范围为(3,10)；
通道3：
范围为(11,50)；
通道4：
范围为(51,150)；
通道5：
范围为(151,300)。
调试步骤如下：
S1.1：在对飞管系统进行调试前，需将无人机放置在上述无人机固定站位调试系统的系统环境内，通过飞机吊挂将无人机放置于固定调试站位，通过千斤顶将飞机整体调整为水平。
S1.2：启动无人机与无人机固定站位调试系统，并将两者连接，确保信息接收装置2、交互式控制设备5与无人机的连接。
S1.3：通过交互式控制设备5手动或通过预先设定的自动调试程序，向无人机输出各项操作指令，控制无人机飞管系统工作。
S1.4：操作者可通过显示屏A3-2实时观察无人机通过信息接收装置2反馈至中央处理计算机1的飞机各系统状态以及各项参数信息，对飞机整体情况进行监控，判断飞机各项指标是否异常，飞机状态是否存在问题。
S1.5：调试数据需要传输至内部网络时，通过内网输出装置4，使用网线连接至内网电脑上，实现数据的传输。
S1.6：若需要将实验数据输出纸质版或光盘形式，则通过信息输出装置6实现。
S1.7：系统调试结束后，将调试系统与无人机断开，并将无人机与调试系统关闭，将无人机通过飞机吊挂吊至地面。
S2：采用无人机飞管系统仿真模型校准方法进行飞管系统仿真模型校准
在飞机具备调试条件后，操作者需判断飞管系统的工作状态是否符合设计要求，为此需采用无人机飞管系统仿真模型校准方法进行飞管系统仿真模型校准；具体过程如下：
S2.1：对无人机飞管系统输入控制指令，在地面进行飞行试验模拟，识别无人机飞行状态变换过程中的飞行状态。
S2.2：利用三维成像扫描技术，获取无人机在每个飞行状态下的试验飞行数据，在预设的飞管系统仿真模型确定每个飞行状态对应的目标子模型，调取所述目标子模型的仿真数据。
S2.3：根据试验飞行数据和仿真数据，调整所述目标子模型的仿真参数。具体过程如下：
S2.3.1：确定无人机飞行状态变换过程中的飞行状态先后顺序，飞行状态先后顺序为地面滑行状态、起飞状态、升降稳定飞行状态以及着陆状态；
S2.3.2：按照飞行状态先后顺序，并结合试验飞行数据及仿真数据，调整每一个飞行状态对应的目标子模型的仿真参数。具体过程如下：
对于地面滑行状态：
1)根据起落架的实际动作与位置状态，与起落系统子模型的仿真数据比较，得到无人机的地面校准偏差；
2)根据地面校准偏差，调整起落系统子模型的仿真参数。
对于起飞状态：
1)根据无人机的内侧升降副翼舵机反馈值以及实际偏转角度，与内侧升降副翼子模型的仿真数据比较，得到无人机的横向校准偏差；
2)根据横向校准偏差，调整内侧升降副翼子模型的仿真参数。
对于升降稳定飞行状态：
1)根据外侧阻力方向舵机反馈值以及实际偏转角度，与外侧阻力方向舵子模型的仿真数据比较，得到无人机的纵向及航向校准偏差；
2)根据纵向及航向校准偏差，调整外侧阻力方向舵子模型的仿真参数。
对于着陆状态：
1)根据拦阻系统位置信号以及实际放下角度，与拦阻系统子模型的仿真数据比较，得到无人机的着陆校准偏差；
2)根据着陆校准偏差，调整拦阻系统子模型的仿真参数。
S2.4：根据调整后的目标子模型，得到校准飞管系统仿真模型。
S2.5：进行飞管系统仿真模型对比分析，具体过程如下：
1)设定无人机理论模型为
Sα＝{(x，y，z)}
其中，x为横向坐标；y为纵向坐标；z＝h(x，y)，表示高度。
2)设定成像扫描的实际模型为
S′α＝{(x′，y′，z′)}
其中，x′为横向坐标；y′为纵向坐标；z′＝h(x′，y′)，表示高度。
3)任一检测点在空间用六自由度向量表示为
S(t)＝[Sx(t)Sy(t)Sz(t)Sγ(t)Sβ(t)Sθ(t)]
其中，Sx(t)、Sy(t)、Sz(t)为t时刻检测点的位置坐标；Sγ(t)、Sβ(t)、Sθ(t)为t时刻相对于空间坐标轴的倾角。
4)运动轨迹为在时间[0，t]内的积分，设每秒速率函数为fsa[S(t)，x，y，z]，则无人机理论模型的运动轨迹为
fsa＝∫0 tfsa(S(t)，x，y，z)dt
5)同理，成像扫描的实际模型运动轨迹为
6)实际运动轨迹与理论运动轨迹的不重合度fV为二者模型差值，故
fV＝fsa-f′sa＝∫0 Tfsa(s(t)，x，y，z)dt-∫0 Tfsa(S(t)′，x′，y′，z′)dt
7)根据不同的运动部件，设定不同的允许范围，飞管系统自动判定在允许公差范围内仿真是否符合要求，若计算出的不重合度fV不满足给定范围，则系统报此部件运动异常。以某部件为例，应保证fV满足(-10,10)的范围。
通过采用上述无人机飞管系统仿真模型校准方法，根据不同飞行状态下的试验飞行数据与预设的飞管系统仿真模型的仿真数据进行对比，使飞管系统仿真模型不断地接近真实飞机，当飞管系统仿真模型越接近真实飞机时，可以在地面模拟开展相关飞行试验，从而提高无人机地面飞行试验的效率，保障无人机飞行安全。
S3：采用无人机飞管系统舵机故障排查系统进行飞管系统舵机故障排查
在进行无人机飞管系统仿真模型校准后，若发现舵机故障，为快速高效的进行故障定位及排查，采用无人机飞管系统舵机故障排查系统进行飞管系统舵机故障排查。
所述无人机飞管系统舵机故障排查系统，主要是将控制器连接至飞控计算机与舵机之间，所述控制器包括并联设置的主控制模块和备控制模块，以及与主控制模块相连的主驱动模块和与备控制模块相连的备驱动模块；主驱动模块和备驱动模块均与舵机相连，为舵机提供驱动电信号。
所述主控制模块由主数字信号处理器和主复杂可编程逻辑器组成，主数字信号处理器接收飞控计算机的总线信号(余度信号电压值)，通过余度管理模块将余度信号电压值通过PID运算得到的电机PWM控制信号、方向信号送入主复杂可编程逻辑器进行逻辑运算；主复杂可编程逻辑器实现三相桥控制信号输出、霍尔采集、故障信号反馈给主数字信号处理器等处理功能。
所述主驱动模块包括依次连接的主隔离电路、主驱动电路和主逆变电路；其中，主隔离电路接收来自主控制模块处理完成的三相桥控制信号，进行隔离防护，增强电路安全性，将符合预设参数要求的三相桥控制信号传输至主驱动电路，驱动整条电路工作，并输出高电压至主逆变电路；主逆变电路将高电压信号逆向变化，改变为可驱动舵机主电机定子工作以及可以被主电流传感器检测的电流信号；主电流传感器再将电流信号反馈至主数字信号处理器。
所述备控制模块由备数字信号处理器和备复杂可编程逻辑器组成，备驱动模块包括依次连接的备隔离电路、备驱动电路和备逆变电路；备控制模块与备驱动模块二者的组成及工作原理均与主通道(主控制模块及主驱动模块)完全一致，能够实现完全互换。
所述舵机内部设有主电机定子、电机转子、备电机定子、减速器和舵机输出轴；其中，主、备电机定子配合电机转子形成电机运动，随后通过减速器将电机转子的运动速度控制在舵机输出轴可控范围内，最终传递至舵机输出轴运动，带动实际的飞机舵面偏转。
所述舵机上连接有主转子位置检测模块、备转子位置检测模块、主角度检测模块和备角度检测模块。其中，主转子位置检测模块和备转子位置检测模块均采用霍尔传感器；主转子位置检测模块和备转子位置检测模块分别与舵机的主电机定子和备电机定子相连，用于监测转子位置，根据转子的实际位置，实时生成转子位置信号并将信号反馈给主、备复杂可编程逻辑器。主角度检测模块和备角度检测模块均与舵机的输出轴相连，用于监测舵机的实际输出位置，并将位置信息实时反馈至主、备数字信号处理器。
在飞管系统自检测或对舵机进行调试检查的过程中，由于控制器能为舵机提供备份驱动指令，使舵机在有故障的情况下持续工作，完成检测工作，然后再统一进行排故工作，大幅度提高工作效率。
调试检查过程中，对于某单点故障的判定遵循如下故障定位方法：
其中，α为判定参数；UL为舵机实测电压幅值；UK为舵机额定电压幅值；rL为舵机实测电阻值；RK为舵机额定电阻值；XC为舵机总容抗；k依据舵机型号设定，范围为1～3。
本故障定位方法原则为系统测定此舵机单点的实测电压幅值以及实测电阻值，借助舵机此单点的理论参数(额定电压幅值、额定电阻值、舵机总容抗)计算α，数字信号处理器将计算结果与预先计算好的数值范围进行比对，从而判断出单点是否存在故障。
对系统进行监控检测时，备数字信号处理器+备复杂可编程逻辑器实时对主数字信号处理器+主复杂可编程逻辑器运行状态进行监测并与主控制模块的电路实时通讯，包括监测系统时钟、控制信号接收情况、主控制循环执行情况、复杂可编程逻辑器运行状态等。当主控制模块的电路判断上述任一功能出现故障，备控制模块的电路立即接管主控制模块的电路功能，并将故障上报飞控计算机，供进行故障排查工作时使用。
S4：采用无人机气动系统综合调试设备对气动系统气体进行检查及充填
气动系统为飞管系统的分系统，对无人机起着重要作用，可实现应急放下拦阻钩、应急放下起落架、应急放出受油探头、应急刹车、为液压系统提供动力源以及为前、主起落架提供缓冲等功能。在飞管系统进行调试前或调试过程中，使用无人机气动系统综合调试设备对气动系统充气量进行监控与调整。
所述无人机气动系统综合调试设备，包括电源旋钮开关7、充电口8、氮气接口9、驱动气源接口10、显示屏B11、安全排气旋钮12、系统告警灯13、设备壳体14、万向轮15、气体过滤器16、驱动气源瓶17、电气箱组件18和氮气瓶19。
所述设备壳体14为箱体结构，用于保护设备内各元器件，其底部安装有万向轮15，用以支撑以及运输设备。
所述气体过滤器16、驱动气源瓶17、电气箱组件18与氮气瓶19设于设备壳体14内部。其中，驱动气源瓶17用于储存空气，其通过驱动泵与氮气瓶19连接；氮气瓶19用于储存氮气，并通过软管与无人机连接，对无人机进行充气；与氮气瓶19的连接气路上设有气体过滤器16，用于过滤气路气体，防止产生污染。电气箱组件18内设置控制组件及蓄电池，其中控制组件与显示屏B11中的操作界面配合使用，按需求通过PLC预先设定执行程序，控制设备的各项电气功能运行，如按照不同机型及不同充气检查需求，设定对应的执行程序，操作者操作时按机型及部位进行选择即可，不需手动输入各项参数，选择后自动执行预先设定好的气体量进行充填或检查；蓄电池用于储存电能。
所述电源旋钮开关7、充电口8、氮气接口9、驱动气源接口10、显示屏B11、安全排气旋钮12、系统告警灯13布置在设备壳体14外侧。其中，电源旋钮开关7与电气箱组件18中的控制组件通过电缆连接，用于接通及断开设备。充电口8与电气箱组件18中的蓄电池通过电缆连接，用于维护时为蓄电池储存电能。氮气接口9及驱动气源接口10分别通过气体管路与氮气瓶19、驱动气源瓶17连接，用于维护时对氮气瓶及驱动气源瓶补充气体；氮气接口9与氮气瓶19的连接管路以及驱动气源接口10与驱动气源瓶17的连接管路上均设有气压传感器，用于实时检测气体压力并将气体压力值传送至控制组件。显示屏B11与电气箱组件18中的控制组件通过电缆相连，用于显示设备的各项信息以及对设备进行控制。安全排气旋钮12与系统告警灯13配合使用，其中安全排气旋钮12与氮气瓶19的连接气路相连，系统告警灯13与电气箱组件18中的控制组件连接；控制组件根据气压传感器反馈的气压值，控制系统告警灯13工作，此时通过旋动安全排气旋钮12将系统压力卸掉，保证设备安全。
具体使用方法，步骤如下：
S4.1：使用前进行调试设备及连接状态的检查工作：
S4.2：将调试设备通过软管连接至机上充气活门；
S4.3：接通电源开关；
S4.4：点击显示屏B11进入试验界面；
S4.5：点击试验界面中的“氮气瓶开关”以及“气源驱动开关”，将气体分别通过氮气接口9和驱动气源接口10通入调试设备相应管路中。
S4.6：按实际需求在试验界面中选择机型与充气部位，随后进行驱动气增压；
S4.7：系统调压阀正常工作使压力逐步上升，一旦达到设定气压值，系统自动停止增压；
S4.8：此时可通过气压传感器检测管路中的气压值并通过显示屏显示，在满足设计要求的情况下，通过操作显示屏开始充气，试验台内产生的高压气体会进入到舰载无人机气路系统中；
S4.9：充气结束后，通过操作显示屏停止充气，设备气路与机上气路断开，通过操作显示屏进行放气，将设备出口端高压气体排出，直至显示屏上显示的压力值为零，将软管从机上气路系统拆下，设备断电，充气结束；
S4.10：在设备使用结束后，由维护人员开启设备，检查电量、气体剩余压力，若出现不足的情况下，需在维护组进行充电以及充气的补充工作，供操作者再次使用。
S5：采用无人机平面类零件位置状态检测装置检查无人机平面类零件位置状态
部分无人机的舵面结构形式设计新颖，与传统舵面不同，无法采用装夹形式，故采用无人机平面类零件位置状态检测装置进行调试。
所述无人机平面类零件位置状态检测装置，包括拧紧手柄20、固定支架A21、压紧轴套A22、数显倾斜仪A23和吸盘组合装置。
其中，吸盘组合装置用于吸附在平面类零件上；所述固定支架A21是数显倾斜仪A23的主要承载体，其固定在吸盘组合装置上。拧紧手柄20尾部从固定支架A21的顶板旋进后与压紧轴套A22连接，通过调节拧紧手柄20使压紧轴套A22紧压在数显倾斜仪A23上，使数显倾斜仪A23固定在固定支架A21内。所述数显倾斜仪A23上设有数据传输预留接口A28，用于连接信号传输电缆。
对于舱门位置检查，所述吸盘组合装置包括压紧杆24、固定底座25、吸盘摇臂26和橡胶吸盘27。其中，橡胶吸盘27共3个，用于吸附在舱门表面上，并通过其上设置的压紧杆24实现橡胶吸盘吸附或脱离状态的控制；具体地，当压紧杆24垂直放置于橡胶吸盘27上时，挤出橡胶吸盘27内部气体，使气压低于大气气压，橡胶吸盘27吸附在舱门上；当压紧杆24水平放置于橡胶吸盘27上时，橡胶吸盘27内部气压等于大气气压，橡胶吸盘27脱离舱门。3个橡胶吸盘27上均设有吸盘摇臂26，吸盘摇臂26角度能根据舱门表面形状进行调整。固定底座25与吸盘摇臂26通过螺栓连接，用于与固定支架A21连接。
对于舵面位置检查，所述吸盘组合装置包括吸盘手柄29、加厚橡胶吸盘30、连接支架31、按压气泵32和放气垫33。其中，加厚橡胶吸盘30与固定支架A21连接，主要负责吸附在被测舵面上；吸盘手柄29通过连接支架31固定在加厚橡胶吸盘30上，按压气泵32安装在吸盘手柄29内部。按压气泵32与加厚橡胶吸盘30内部连通，通过按压气泵32的往复按压，使加厚橡胶吸盘30和被测舵面之间没有空气，利用大气气压将加厚橡胶吸盘30紧紧吸附舵面上；当翻动加厚橡胶吸盘30上设置的放气垫33时，空气进入加厚橡胶吸盘30和被测舵面之间，加厚橡胶吸盘30脱离被测舵面。
根据不同的平面类型，如曲面(舱门)、平面(舵面)，选择不同类型的吸盘组合装置，将其吸附至平面上，并将数显倾斜仪安装牢固，将数显倾斜仪数值清零，进行平面位置检测，并通过数据传输预留接口A28，将所有检查数据反馈至全机固定站位调试系统，结合飞管系统仿真模型校准方法进行自动判断，实现对飞管系统的综合调试。
S6：采用无人机长杆类零件偏转角度测量装置检查无人机长杆类零件偏转角度
部分无人机的长杆类零件对无人机的起飞、降落以及飞行安全有着重要的作用，采用无人机长杆类零件偏转角度测量装置对偏转角度进行高效省时的测量。
所述无人机长杆类零件偏转角度测量装置，包括短夹板34、长夹板35、固定支架B36、数显倾斜仪B37、支架螺栓38、夹板螺栓39、保护毡垫40、压紧轴套B41和旋动螺栓42。
其中，短夹板34和长夹板35均由两个L型板连接而成，二者的开口处分别安装在长杆类零件下端面的左右两侧，并通过夹板螺栓39将短夹板34和长夹板35连接固定。
所述保护毡垫40粘贴在短夹板34和长夹板35内表面上，防止金属支座划伤长杆类零件表面，同时也具有增大摩擦力的功能，防止短夹板34和长夹板35从长杆类零件上滑动。
所述固定支架B36是数显倾斜仪B37的主要承载体，其两侧均设有挡板，顶部通过支架螺栓38连接固定在长夹板35上。所述旋动螺栓42的尾部从固定支架B36的一挡板旋进与压紧轴套B41连接，通过调节旋动螺栓42使压紧轴套B41紧压在数显倾斜仪B37上，从而使数显倾斜仪B37牢牢地固定在固定支架B36的两个挡板之间。
所述数显倾斜仪B37上设有数据传输预留接口B43，用于连接信号传输电缆。
具体测量过程如下：
S6.1：飞机上电，打压，打开飞机长杆类零件舱门，然后停压；
S6.2：旋出旋动螺栓42，将数显倾斜仪B37安装在固定支架B36上，并旋紧旋动螺栓42，使压紧轴套B41紧压在数显倾斜仪B37上，将数显倾斜仪B37固定在固定支架B36内；
S6.3：将短夹板34和长夹板35分别安装在长杆类零件下端面的左右两侧，通过夹板螺栓39将短夹板34和长夹板35连接固定；
S6.4：打开数显倾斜仪B37开关，此时显示屏显示的角度为相对于绝对水平面的角度，即相对于绝对水平面的角度值；
S6.5：按下数显倾斜仪B37的相对零位按钮，设置当前长杆类零件角度为0度，即相对零位；
S6.6：飞机重新打压，放下长杆类零件；
S6.7：当长杆类零件完全放下后，操作者观察此时数显倾斜仪B37显示屏的示数，该数值就是长杆类零件放下的角度值；
S6.8：此时，松开旋动螺栓42，将数显倾斜仪B37旋转90度，再次安装固定；
S6.9：操作者手动左右摇晃长杆类零件至极限，然后观察此时数显倾斜仪B37显示屏的示数，该数值就是长杆类零件左右摆动的角度值；通过数据传输预留接口B43，将所有检查数据反馈至全机固定站位调试系统，结合飞管系统仿真模型校准方法进行自动判断，实现对飞管系统的综合调试。
S6.10：待飞机调试测量工作结束后，拧松夹板螺栓39，将该测量装置从飞机长杆类零件上取下，妥善保存。
Claims (10)
1.一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
S1：采用无人机固定站位调试系统对全机系统进行调试；
S2：采用无人机飞管系统仿真模型校准方法进行飞管系统仿真模型校准；
S3：采用无人机飞管系统舵机故障排查系统进行飞管系统舵机故障排查；
S4：采用无人机气动系统综合调试设备对气动系统气体进行检查及充填；
S5：采用无人机平面类零件位置状态检测装置检查无人机平面类零件位置状态；
S6：采用无人机长杆类零件偏转角度测量装置检查无人机长杆类零件偏转角度。
2.根据权利要求1所述的一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，步骤S1中，所述的无人机固定站位调试系统，包括中央处理计算机(1)、信息接收装置(2)、信息显示装置(3)、内网输出装置(4)、交互式控制设备(5)和信息输出装置(6)；
所述中央处理计算机(1)共有五个通道，第一通道与信息接收装置(2)通信连接、第二通道与信息显示装置(3)连接、第三通道与内网输出装置(4)连接、第四通道与交互式控制设备(5)连接、第五通道与信息输出装置(6)连接；
所述信息接收装置(2)与无人机通信连接，其包含接收天线(2-1)和信息传输组件(2-2)；其中，接收天线(2-1)接收无人机发送的各项外部信息并将信息分析处理并打包为对应的数据包，再由信息传输组件(2-2)将数据包发送至中央处理计算机(1)；
所述信息显示装置(3)包含信号解析组件(3-1)和显示屏A(3-2)，用于接收中央处理计算机(1)输出的电信号，通过信号解析组件(3-1)将电信号分类处理，用于接收数据包并将数据包解码为HDMI格式的图像信号和AV格式的图像信号，在显示屏A(3-2)上显示对应的图像；
所述内网输出装置(4)包括数据整合装置(4-1)和内部网络接口(4-2)；数据整合装置(4-1)将中央处理计算机(1)传输的各项数据整合成数据包，再通过内部网络接口(4-2)经网线传输进内部网络；
所述交互式控制设备(5)用于将中央处理计算机(1)与无人机无线连接，用于接收对图像的交互式操作指令，并根据该交互式操作指令控制无人机；
所述信息输出装置(6)包含信号解析装置(6-1)和文件输出装置(6-2)；信号解析装置(6-1)将中央处理计算机(1)输出的数据转化为数字信号以及文字信号，再由文件输出装置(6-2)打印输出，供调试人员分析使用；
采用上述无人机固定站位调试系统进行调试的步骤如下：
S1.1：通过飞机吊挂将无人机放置于固定调试站位，通过千斤顶将飞机整体调整为水平；
S1.2：启动无人机与无人机固定站位调试系统，并将二者连接，确保信息接收装置(2)、交互式控制设备(5)与无人机的连接；
S1.3：通过交互式控制设备(5)手动或通过预先设定的自动调试程序，向无人机输出各项操作指令，控制无人机飞管系统工作；
S1.4：操作者通过显示屏A(3-2)实时观察无人机通过信息接收装置(2)反馈至中央处理计算机(1)的飞机各系统状态以及各项参数信息，对飞机整体情况进行监控，判断飞机各项指标是否异常，飞机状态是否存在问题；
S1.5：调试数据需要传输至内部网络时，通过内网输出装置(4)，使用网线连接至内网电脑上，实现数据的传输；
S1.6：若需要将实验数据输出纸质版或光盘形式，则通过信息输出装置(6)实现；
S1.7：系统调试结束后，将调试系统与无人机断开，并将无人机与调试系统关闭，将无人机通过飞机吊挂吊至地面。
3.根据权利要求2所述的一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，所述步骤S1中，中央处理计算机(1)内设5个通道，分别接受或发送信息，信息实际为模拟量信号值，其通过中央处理计算机(1)与各装置之间的传感器进行传输，具体根据各传感器自身属性参数以及实际电流进行判定，具体公式如下：
Wq＝Kg(IqRg+Vg)
其中，Wq表示模拟量信号值；Kg为传感器固定系数，通常为(1,10)；Iq为实际电流值；Rg为传感器电阻值；Vg为传感器纠偏电压值；
信息传递至中央处理计算机(1)后，中央处理计算机(1)收集到的5个通道传输的数据总量模型如下：
X＝X1+X2+X3+X4+X5
其中，X为中央处理计算机数据总量，X1至X5分别为5个通道的数据量；
第一通道的数据量取决于其单根线路数据量和线路总数，模型为：
其中，X1为第一通道数据量；
为第一通道即信息接收装置的单条线路数据量；n为第一通道线路总数；
其中，Ka为信息接收装置固定参数系数；
为第一通道单条线路在t时刻下的数据量，
为模拟量信号值
的累积，模型如下：
结合上述推导模型公式，得到第一通道数据量与实际电流量、传感器的对应模型公式：
故中央处理计算机(1)收集到的5个通道传输的数据总量模型处理为：
其中，n、m、o、p、q分别代表第1至第5通道的线路总数；
在中央处理计算机(1)中设定判定模型，不同装置对应的单根线路数据量做不同的数值范围判定，中央处理计算机(1)根据采集到的单根线路数据量进行判定数据通道来源，模型如下：
通道1：
范围为(0,2)；
通道2：
范围为(3,10)；
通道3：
范围为(11,50)；
通道4：
范围为(51,150)；
通道5：
范围为(151,300)。
4.根据权利要求1所述的一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，所述步骤S2的具体步骤如下：
S2.1：对无人机飞管系统输入控制指令，在地面进行飞行试验模拟，识别无人机飞行状态变换过程中的飞行状态；
S2.2：利用三维成像扫描技术，获取无人机在每个飞行状态下的试验飞行数据，在预设的飞管系统仿真模型确定每个飞行状态对应的目标子模型，调取所述目标子模型的仿真数据；
S2.3：根据试验飞行数据和仿真数据，调整所述目标子模型的仿真参数；
S2.4：根据调整后的目标子模型，得到校准飞管系统仿真模型；
S2.5：进行飞管系统仿真模型对比分析，具体过程如下：
1)设定无人机理论模型为
Sα＝{(x,y,z)}
其中，x为横向坐标；y为纵向坐标；z＝h(x,y)，表示高度；
2)设定成像扫描的实际模型为
S′α＝{(x′,y′,z′)}
其中，x′为横向坐标；y′为纵向坐标；z′＝h(x′,y′)，表示高度；
3)任一检测点在空间用六自由度向量表示为
S(t)＝[Sx(t)Sy(t)Sz(t)Sγ(t)Sβ(t)Sθ(t)]
其中，Sx(t)、Sy(t)、Sz(t)为t时刻检测点的位置坐标；Sγ(t)、Sβ(t)、Sθ(t)为t时刻相对于空间坐标轴的倾角；
4)运动轨迹为在时间[0,t]内的积分，设每秒速率函数为fsa[S(t),x,y,z]，则无人机理论模型的运动轨迹为
fsa＝∫0 tfsa(S(t),x,y,z)dt
5)同理，成像扫描的实际模型运动轨迹为
6)实际运动轨迹与理论运动轨迹的不重合度fV为二者模型差值，故
fV＝fsa-f′sa＝∫0 Tfsa(S(t),x,y,zdt-∫0 Tfsa(S(t)′,x′,y′,z′)dt
7)根据不同的运动部件，设定不同的允许范围，飞管系统自动判定在允许公差范围内仿真是否符合要求，若计算出的不重合度fV不满足给定范围，则系统报此部件运动异常。
5.根据权利要求4所述的一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，所述步骤S2.3的具体步骤如下：
S2.3.1：确定无人机飞行状态变换过程中的飞行状态先后顺序为地面滑行状态、起飞状态、升降稳定飞行状态以及着陆状态；
S2.3.2：按照飞行状态先后顺序，并结合试验飞行数据及仿真数据，调整每一个飞行状态对应的目标子模型的仿真参数；具体过程如下：
对于地面滑行状态：
1)根据起落架的实际动作与位置状态，与起落系统子模型的仿真数据比较，得到无人机的地面校准偏差；
2)根据地面校准偏差，调整起落系统子模型的仿真参数；
对于起飞状态：
1)根据无人机的内侧升降副翼舵机反馈值以及实际偏转角度，与内侧升降副翼子模型的仿真数据比较，得到无人机的横向校准偏差；
2)根据横向校准偏差，调整内侧升降副翼子模型的仿真参数；
对于升降稳定飞行状态：
1)根据外侧阻力方向舵机反馈值以及实际偏转角度，与外侧阻力方向舵子模型的仿真数据比较，得到无人机的纵向及航向校准偏差；
2)根据纵向及航向校准偏差，调整外侧阻力方向舵子模型的仿真参数；
对于着陆状态：
1)根据拦阻系统位置信号以及实际放下角度，与拦阻系统子模型的仿真数据比较，得到无人机的着陆校准偏差；
2)根据着陆校准偏差，调整拦阻系统子模型的仿真参数。
6.根据权利要求1所述的一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，步骤S3中，所述的无人机飞管系统舵机故障排查系统，是将控制器连接至飞控计算机与舵机之间，所述控制器包括并联设置的主控制模块和备控制模块，以及与主控制模块相连的主驱动模块和与备控制模块相连的备驱动模块；主驱动模块和备驱动模块均与舵机相连，为舵机提供驱动电信号；
所述主控制模块由主数字信号处理器和主复杂可编程逻辑器组成，主数字信号处理器接收飞控计算机的余度信号电压值，通过余度管理模块将余度信号电压值通过PID运算得到的电机PWM控制信号、方向信号送入主复杂可编程逻辑器进行逻辑运算；主复杂可编程逻辑器实现三相桥控制信号输出、霍尔采集、故障信号反馈给主数字信号处理器；
所述主驱动模块包括依次连接的主隔离电路、主驱动电路和主逆变电路；其中，主隔离电路接收来自主控制模块处理完成的三相桥控制信号，进行隔离防护，增强电路安全性，将符合预设参数要求的三相桥控制信号传输至主驱动电路，驱动整条电路工作，并输出高电压至主逆变电路；主逆变电路将高电压信号逆向变化，改变为能驱动舵机主电机定子工作及可以被主电流传感器检测的电流信号；主电流传感器再将电流信号反馈至主数字信号处理器；
所述备控制模块与备驱动模块二者的组成及工作原理均与主通道完全一致，能够实现完全互换；
所述舵机上连接有主转子位置检测模块、备转子位置检测模块、主角度检测模块和备角度检测模块；其中，主转子位置检测模块和备转子位置检测模块均采用霍尔传感器；主转子位置检测模块和备转子位置检测模块分别与舵机的主电机定子和备电机定子相连，用于监测转子位置，根据转子的实际位置，实时生成转子位置信号并将信号反馈给主、备复杂可编程逻辑器；主角度检测模块和备角度检测模块均与舵机的输出轴相连，用于监测舵机的实际输出位置，并将位置信息实时反馈至主、备数字信号处理器；
采用上述无人机飞管系统舵机故障排查系统进行监控检测时，备数字信号处理器+备复杂可编程逻辑器实时对主数字信号处理器+主复杂可编程逻辑器运行状态进行监测并与主控制模块的电路实时通讯；当主控制模块的电路判断任一功能出现故障，备控制模块的电路立即接管主控制模块的电路功能，并将故障上报飞控计算机，供进行故障排查工作时使用。
7.根据权利要求6所述的一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，所述步骤S3中，在调试检查过程中，对于单点故障的判定遵循如下故障定位方法：
其中，α为判定参数；UL为舵机实测电压幅值；UK为舵机额定电压幅值；rL为舵机实测电阻值；RK为舵机额定电阻值；XC为舵机总容抗；k依据舵机型号设定，范围为1～3；
所述故障定位方法的原则为系统测定此舵机单点的实测电压幅值以及实测电阻值，借助舵机此单点的理论参数即额定电压幅值、额定电阻值、舵机总容抗计算α，数字信号处理器将计算结果与预先计算好的数值范围进行比对，从而判断出单点是否存在故障。
8.根据权利要求1所述的一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，步骤S4中，所述无人机气动系统综合调试设备，包括电源旋钮开关(7)、充电口(8)、氮气接口(9)、驱动气源接口(10)、显示屏B(11)、安全排气旋钮(12)、系统告警灯(13)、设备壳体(14)、万向轮(15)、气体过滤器(16)、驱动气源瓶(17)、电气箱组件(18)和氮气瓶(19)；
所述设备壳体(14)为箱体结构，用于保护设备内各元器件，其底部安装有万向轮(15)，用以支撑以及运输设备；
所述气体过滤器(16)、驱动气源瓶(17)、电气箱组件(18)和氮气瓶(19)设于设备壳体(14)内部；其中，驱动气源瓶(17)用于储存空气，其通过驱动泵与氮气瓶(19)连接；氮气瓶(19)用于储存氮气，并通过软管与无人机连接，对无人机进行充气；与氮气瓶(19)的连接气路上设有气体过滤器(16)；电气箱组件(18)内设置控制组件及蓄电池，其中控制组件与显示屏B(11)中的操作界面配合使用，按需求通过PLC预先设定执行程序，控制设备的各项电气功能运行；蓄电池用于储存电能；
所述电源旋钮开关(7)、充电口(8)、氮气接口(9)、驱动气源接口(10)、显示屏B(11)、安全排气旋钮(12)、系统告警灯(13)布置在设备壳体(14)外侧；其中，电源旋钮开关(7)与电气箱组件(18)中的控制组件连接，用于接通及断开设备；充电口(8)与电气箱组件(18)中的蓄电池连接，用于维护时为蓄电池储存电能；氮气接口(9)及驱动气源接口(10)分别通过气体管路与氮气瓶(19)、驱动气源瓶(17)连接，用于维护时对氮气瓶及驱动气源瓶补充气体；氮气接口(9)与氮气瓶(19)的连接管路以及驱动气源接口(10)与驱动气源瓶(17)的连接管路上均设有气压传感器，用于实时检测气体压力并将气体压力值传送至控制组件；显示屏B(11)与电气箱组件(18)中的控制组件相连，用于显示设备的各项信息以及对设备进行控制；安全排气旋钮(12)与氮气瓶(19)的连接气路相连，系统告警灯(13)与电气箱组件(18)中的控制组件连接；控制组件根据气压传感器反馈的气压值，控制系统告警灯(13)工作，通过旋动安全排气旋钮(12)将系统压力卸掉，保证设备安全；
对气动系统充气量进行监控与调整的具体步骤如下：
S4.1：使用前进行调试设备及连接状态的检查工作：
S4.2：将调试设备通过软管连接至机上充气活门；
S4.3：接通电源开关；
S4.4：点击显示屏B(11)进入试验界面；
S4.5：点击试验界面中的“氮气瓶开关”以及“气源驱动开关”，将气体分别通过氮气接口(9)和驱动气源接口(10)通入调试设备相应管路中；
S4.6：按实际需求在试验界面中选择机型与充气部位，随后进行驱动气增压；
S4.7：系统调压阀正常工作使压力逐步上升，一旦达到设定气压值，系统自动停止增压；
S4.8：此时通过气压传感器检测管路中的气压值并通过显示屏显示，在满足设计要求的情况下，通过操作显示屏开始充气，试验台内产生的高压气体会进入到舰载无人机气路系统中；
S4.9：充气结束后，通过操作显示屏停止充气，设备气路与机上气路断开，通过操作显示屏进行放气，将设备出口端高压气体排出，直至显示屏上显示的压力值为零，将软管从机上气路系统拆下，设备断电，充气结束；
S4.10：使用结束后，由维护人员开启设备，检查电量、气体剩余压力，若出现不足的情况下，需在维护组进行充电以及充气的补充工作，供操作者再次使用。
9.根据权利要求1所述的一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，步骤S5中，所述的无人机平面类零件位置状态检测装置，包括拧紧手柄(20)、固定支架A(21)、压紧轴套A(22)、数显倾斜仪A(23)和吸盘组合装置；
所述吸盘组合装置用于吸附在平面类零件上；所述固定支架A(21)固定在吸盘组合装置上；拧紧手柄(20)尾部从固定支架A(21)的顶板旋进后与压紧轴套A(22)连接，通过调节拧紧手柄(20)使压紧轴套A(22)紧压在数显倾斜仪A(23)上，使数显倾斜仪A(23)固定在固定支架A(21)内；所述数显倾斜仪A(23)上设有数据传输预留接口A(28)，用于连接信号传输电缆；
对于舱门位置检查，所述吸盘组合装置包括压紧杆(24)、固定底座(25)、吸盘摇臂(26)和橡胶吸盘(27)；其中，橡胶吸盘(27)共3个，用于吸附在舱门表面上，并通过其上设置的压紧杆(24)实现橡胶吸盘吸附或脱离状态的控制；3个橡胶吸盘(27)上均设有吸盘摇臂(26)，吸盘摇臂(26)角度能根据舱门表面形状进行调整；固定底座(25)与吸盘摇臂(26)通过螺栓连接，用于与固定支架A(21)连接；
对于舵面位置检查，所述吸盘组合装置包括吸盘手柄(29)、加厚橡胶吸盘(30)、连接支架(31)、按压气泵(32)和放气垫(33)；其中，加厚橡胶吸盘(30)与固定支架A(21)连接，用于吸附在被测舵面上；吸盘手柄(29)通过连接支架(31)固定在加厚橡胶吸盘(30)上，按压气泵(32)安装在吸盘手柄(32)内部；按压气泵(32)与加厚橡胶吸盘(30)内部连通，通过按压气泵(32)的往复按压，使加厚橡胶吸盘(30)和被测舵面之间没有空气，利用大气气压将加厚橡胶吸盘(30)紧紧吸附舵面上；当翻动加厚橡胶吸盘(30)上设置的放气垫(33)时，空气进入加厚橡胶吸盘(30)和被测舵面之间，加厚橡胶吸盘(30)脱离被测舵面；
检测时，根据不同的平面类型如舱门或舵面，选择不同类型的吸盘组合装置，将其吸附至平面上，并将数显倾斜仪A(23)安装牢固，将数显倾斜仪A(23)数值清零，进行平面位置检测，并通过数据传输预留接口A(28)，将所有检查数据反馈至全机固定站位调试系统，结合飞管系统仿真模型校准方法进行自动判断，实现对飞管系统的综合调试。
10.根据权利要求1所述的一种无人机飞管系统综合调试方法，其特征在于，步骤S6中，所述的无人机长杆类零件偏转角度测量装置，包括短夹板(34)、长夹板(35)、固定支架B(36)、数显倾斜仪B(37)、夹板螺栓(39)、压紧轴套B(41)和旋动螺栓(42)；
其中，短夹板(34)和长夹板(35)均由两个L型板连接而成，二者的开口处分别安装在长杆类零件下端面的左右两侧，并通过夹板螺栓(39)将短夹板(34)和长夹板(35)连接固定；
所述固定支架B(36)两侧均设有挡板，顶部连接固定在长夹板(35)上；所述旋动螺栓(42)的尾部从固定支架B(36)的一挡板旋进与压紧轴套B(41)连接，通过调节旋动螺栓(42)使压紧轴套B(41)紧压在数显倾斜仪B(37)上，从而使数显倾斜仪B(37)固定在固定支架B(36)的两个挡板之间；所述数显倾斜仪B(37)上设有数据传输预留接口B(43)，用于连接信号传输电缆；
采用上述无人机长杆类零件偏转角度测量装置进行测量的过程如下：
S6.1：飞机上电，打压，打开飞机长杆类零件舱门，然后停压；
S6.2：旋出旋动螺栓(42)，将数显倾斜仪B(37)安装在固定支架B(36)上，并旋紧旋动螺栓(42)，使压紧轴套B(41)紧压在数显倾斜仪B(37)上，将数显倾斜仪B(37)固定在固定支架B(36)内；
S6.3：将短夹板(34)和长夹板(35)分别安装在长杆类零件下端面的左右两侧，通过夹板螺栓(39)将短夹板(34)和长夹板(35)连接固定；
S6.4：打开数显倾斜仪B(37)开关，此时显示屏显示的角度为相对于绝对水平面的角度，即相对于绝对水平面的角度值；
S6.5：按下数显倾斜仪B(37)的相对零位按钮，设置当前长杆类零件角度为0度，即相对零位；
S6.6：飞机重新打压，放下长杆类零件；
S6.7：当长杆类零件完全放下后，操作者观察此时数显倾斜仪B(37)显示屏的示数，该数值就是长杆类零件放下的角度值；
S6.8：此时，松开旋动螺栓(42)，将数显倾斜仪B(37)旋转90度，再次安装固定；
S6.9：操作者手动左右摇晃长杆类零件至极限，然后观察此时数显倾斜仪B(37)显示屏的示数，该数值就是长杆类零件左右摆动的角度值；通过数据传输预留接口B(43)，将所有检查数据反馈至全机固定站位调试系统，结合飞管系统仿真模型校准方法进行自动判断，实现对飞管系统的综合调试；
S6.10：待飞机调试测量工作结束后，拧松夹板螺栓(39)，将该测量装置从飞机长杆类零件上取下，妥善保存。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211244260.4A CN115494855A (zh) | 2022-10-12 | 2022-10-12 | 无人机飞管系统综合调试方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211244260.4A CN115494855A (zh) | 2022-10-12 | 2022-10-12 | 无人机飞管系统综合调试方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115494855A true CN115494855A (zh) | 2022-12-20 |
Family
ID=84474865
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202211244260.4A Pending CN115494855A (zh) | 2022-10-12 | 2022-10-12 | 无人机飞管系统综合调试方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115494855A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116436164A (zh) * | 2023-04-25 | 2023-07-14 | 贵州电网有限责任公司 | 一种电网远动信息仿生化分析系统 |
-
2022
- 2022-10-12 CN CN202211244260.4A patent/CN115494855A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116436164A (zh) * | 2023-04-25 | 2023-07-14 | 贵州电网有限责任公司 | 一种电网远动信息仿生化分析系统 |
| CN116436164B (zh) * | 2023-04-25 | 2024-03-19 | 贵州电网有限责任公司 | 一种电网远动信息仿生化分析系统 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| AU2017302225B2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| CN105729484B (zh) | 一种用于互感器现场检定的接线机器人及接线方法 | |
| CN106695852B (zh) | 机械夹爪机构、无人机及实现巡线机器人上下线的方法 | |
| CN113825699A (zh) | 自主无人机诊断 | |
| CN107588957B (zh) | 一种电动无人机动力系统多功能试验台 | |
| CN115494855A (zh) | 无人机飞管系统综合调试方法 | |
| CN107457776A (zh) | 一种辅助检测变压器的可自动涂胶夹线机械手 | |
| CN106494640B (zh) | 一种多旋翼无人机测试及训练一体化平台 | |
| CN112729686A (zh) | 一种可模拟工况和安装误差的飞机液压导管密封测试台 | |
| CN114286782A (zh) | 电动垂直起降机的控制装置 | |
| CN116289543A (zh) | 一种结合巡检与典检的桥梁支座实时监测系统及方法 | |
| CN104266850A (zh) | 一种客车列尾装置出库例行检测系统 | |
| CN215598616U (zh) | 一种动车组车钩联挂功能测试仪 | |
| CN214894090U (zh) | 制动器多工况可靠性试验台 | |
| CN113267356B (zh) | 制动器多工况可靠性试验台 | |
| CN110606223B (zh) | 一种共轴双旋翼无人机地面飞行测试平台及测试方法 | |
| CN105160126B (zh) | 一种飞机刹车系统平均修复时间的建模方法 | |
| CN210555627U (zh) | 一种无人机发射控制装置 | |
| CN115649477B (zh) | 无人机气动系统综合调试设备及使用方法 | |
| CN207725607U (zh) | 一种自动驾驶飞行器专用柔性作动器及自动驾驶飞行器 | |
| CN112129555A (zh) | 一种风挡系统测试方法 | |
| CN117665420B (zh) | 一种基于升降模块的变电站核相作业机构及其方法与算法 | |
| CN218725271U (zh) | 一种执行机构推力校验和阀杆应变测试台 | |
| CN220471339U (zh) | 一种综合智能充氮装置 | |
| CN209690733U (zh) | 机车安保设备综合试验系统 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |