專利名稱：一種飛行仿真系統(tǒng)及驅動單元的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及機械領域，特別涉及一種飛行仿真系統(tǒng)及驅動單元。
背景技術：
飛行訓練是高投入高危險的行業(yè)，因此隨著技術的發(fā)展，更趨向于通過飛行仿真 系統(tǒng)對飛行員進行訓練，這樣不僅可以降低成本，同時還可以極大地提高飛行員的實際操 作能力，能夠模擬各種且無危險性。當飛行仿真系統(tǒng)中，需要模擬各種沖擊運動。尤其是在垂直方向，模擬著陸、滑跑時 都要用到?jīng)_擊信號的模擬。常用的手段就是抖震座椅或是抖震座艙。這類裝置的特點是1)負載變化范圍大座艙內的重量或座椅上的飛行員體重有很大差異，抖震裝置 必須具有非常好的負載特性；2)運動范圍可控因為主要是模擬振動信號，沖擊大小要可調；3)總的位移小位移過大將引起座椅、座艙和儀表、景物之間的空間關系變化；4)安全性人員和設備在任何情況下不能因為抖震系統(tǒng)原因發(fā)生卡、壓、碰等問題。現(xiàn)有的飛行仿真系統(tǒng)，最常見一類是用直線作動器直接驅動抖陣座椅或者抖陣座 艙。其結構如圖1所示，按照抖動幅度和速度要求，直線作動器12直接控制負載11在兩個 高度之間變化，產(chǎn)生震動信號。彈簧支撐13用來減小負載重力對直線作動器的直接作用， 降低能耗，有的系統(tǒng)上如負載較輕時可以不用。該方法直接用位移來產(chǎn)生震動信號，要求系 統(tǒng)具有很高位置閉環(huán)響應能力。這在負載變化較大的時候，存在穩(wěn)定性與快速性的矛盾。同 時，為了保證安全，直線作動器兩端要進行可靠的機械限位和緩沖。因此這類飛機仿真系統(tǒng) 的可靠性和壽命差，且對于結構要求比較復雜。另一類常見的方式是利用電機帶動凸輪22，由凸輪22推動座椅或座艙上下運動， 彈簧支撐23用來減小負載重力對凸輪22的直接作用，降低能耗。其結構如圖2所示，當電 機轉動時，負載21在凸輪22的作用下相對于凸輪22的轉軸做往復運動，從而形成上下往 復的周期運動。這種該方案最大的問題是對于一定的機械結構，只能控制沖擊的次數(shù)和頻 率，對沖擊的幅度、類型無法調整，因而有功能性不足。
發(fā)明內容
為了解決現(xiàn)有技術中飛行仿真系統(tǒng)存在的結構上的缺陷導致的可靠性和壽命差， 以及功能性不足的問題，本發(fā)明優(yōu)選實施例提出了一種飛行仿真系統(tǒng)及驅動單元。所述技 術方案如下本發(fā)明提出了一種飛行仿真系統(tǒng)，包括電機及負載，其特征在于，還包括連接機 構，所述連接機構包括主動桿和連接桿，所述主動桿一端固定連接所述電機的動力輸出軸， 并隨所述動力輸出軸轉動；所述主動桿的另一端通過軸連接連接桿的一端；所述連接桿的 另一端固定連接所述負載。
作為上述技術方案的優(yōu)選，所述飛行仿真系統(tǒng)還包括控制模塊，所述控制模塊電 連接所述電機；所述控制模塊向所述電機發(fā)出脈沖信號以驅動所述電機的動力輸出軸轉動
預定角度。作為上述技術方案的優(yōu)選，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號，并提取輸入信號中的預設負載移動 軌跡；驅動子模塊，所述驅動子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機；所述驅 動子模塊根據(jù)預設的負載移動軌跡生成脈沖信號，并將脈沖信號發(fā)送到電機。作為上述技術方案的優(yōu)選，所述電機包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號的寬度和幅度控制所述電機 的動力輸出軸轉動預定角度。同時，本發(fā)明還提出了一種飛行仿真系統(tǒng)的驅動單元，包括電機，其特征在于，還 包括連接機構，所述連接機構包括主動桿和連接桿，所述主動桿一端固定連接所述電機的 動力輸出軸，并隨所述動力輸出軸轉動；所述主動桿的另一端通過軸連接連接桿的一端。作為上述技術方案的優(yōu)選，所述飛行仿真系統(tǒng)的驅動單元還包括控制模塊，所述 控制模塊電連接所述電機；所述控制模塊向所述電機發(fā)出脈沖信號以驅動所述電機的動力 輸出軸轉動預定角度。作為上述技術方案的優(yōu)選，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號，并提取輸入信號中的預設負載移動 軌跡；驅動子模塊，所述驅動子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機；所述驅 動子模塊根據(jù)預設的負載移動軌跡生成脈沖信號，并將脈沖信號發(fā)送到電機。作為上述技術方案的優(yōu)選，所述電機包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號的寬度和幅度控制所述電機 的動力輸出軸轉動預定角度。本發(fā)明實施例提供的技術方案的有益效果是本發(fā)明實施例提出的飛行仿真系統(tǒng) 及驅動單元，通過與電機輸出軸固定連接的主動桿驅動連接桿帶動負載運動，可以在設計 范圍內靈活控制負載的抖陣幅度和強度，且負載都只能往回走，而且減速換向是連續(xù)進行 的，保證不會發(fā)生超出行程或減速沖擊。同時，在不通電時，電機無輸出，此時主動桿和連接 桿在負載的作用下自動保持在原點，這樣不需要任何不需要輔助懸掛裝置。同時，系統(tǒng)處于 下極限時理論上可以產(chǎn)生無窮大的向上推力，隨著負載的向上運動有效推力迅速下降，使 系統(tǒng)自動趨于收斂，因此負載范圍非常寬。且結構簡單安裝方便，對現(xiàn)有的飛行仿真系統(tǒng)進 行簡單的改造即可。本發(fā)明的飛行仿真系統(tǒng)和驅動單元及飛行仿真方法，可以采用普通市 電，無須其他工作介質，靜止時不消耗電能，可靠性高，清潔環(huán)保低維護。
為了更清楚地說明本發(fā)明實施例的技術方案，下面將對實施例中使用的附圖作一 簡單地介紹，顯而易見地，下面所列附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領域普通技術 人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
圖1是現(xiàn)有的一類飛行仿真系統(tǒng)的結構示意圖；圖2是現(xiàn)有的另一類飛行仿真系統(tǒng)的結構示意圖；圖3是本發(fā)明提出的飛行仿真系統(tǒng)位于初始位置的結構示意圖；圖4是本發(fā)明提出的飛行仿真系統(tǒng)移動180度時的結構示意圖；圖5是本發(fā)明提出的飛行仿真系統(tǒng)移動90度或270度時的結構示意圖；圖6是本發(fā)明提出的飛行仿真系統(tǒng)的電機及主動軸移動軌跡示意圖。附圖中，各標號所代表的組件列表如下負載11直線作動器12彈簧支撐13負載21凸輪22彈簧支撐23電機31軸32主動桿33連接桿；34。
具體實施例方式為使本發(fā)明的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合附圖對本發(fā)明實施方 式作進一步地詳細描述。實施例1本發(fā)明的優(yōu)選實施例提出了飛行仿真系統(tǒng)，其結構如圖3、圖4、圖5包括電機31、 負載(圖中未示出)、連接機構。連接機構包括主動桿33和連接桿34，主動桿33 —端固定 連接電機31的動力輸出軸，并隨動力輸出軸轉動；主動桿33的另一端通過軸32連接連接 桿34的一端；連接桿34的另一端固定連接負載。本發(fā)明優(yōu)選實施例中，電機通過一個曲柄連桿機構，推動座椅或座艙上下運動。電 機不工作時，如圖3所示，主動桿33在負載重力作用下，處于下極限位置。如圖6所示，主 動桿33可以隨動力輸出軸旋轉360度，這樣就可以在設計范圍內靈活控制負載的抖陣幅度 和強度。同時，這種曲柄連桿機構使得負載只能往復運動，且減速換向是連續(xù)進行的，保證 不會發(fā)生超出行程或減速沖擊。同時，在不通電時，電機無輸出，此時主動桿和連接桿在負 載的作用下自動保持在原點，這樣不需要任何不需要輔助懸掛裝置。同時，系統(tǒng)處于下極限 時理論上可以產(chǎn)生無窮大的向上推力，隨著負載的向上運動有效推力迅速下降，使系統(tǒng)自 動趨于收斂，因此負載范圍非常寬。且結構簡單安裝方便，對現(xiàn)有的飛行仿真系統(tǒng)進行簡單 的改造即可。其中，負載可以為抖震座椅或是抖震座艙。優(yōu)選的，所述飛行仿真系統(tǒng)還包括控制模塊，所述控制模塊電連接所述電機；所述 控制模塊向所述電機發(fā)出脈沖信號以驅動所述電機的動力輸出軸轉動預定角度。在電機不工作時，處于如圖3所示的極限位置。當需要產(chǎn)生震動時，控制模塊向 電機輸出一定幅度和寬度的脈沖，電機軸發(fā)生轉動，偏離下極限平衡位置，推動負載向上運 動。當脈沖消失，系統(tǒng)在重量作用下向下運動到下極限并自動保持在該平衡位置。如圖4 和圖5所示，分別為主動軸旋轉90度和180度的情況。通過實時控制脈沖寬度和幅度，可 靈活改變抖陣強度和幅度。優(yōu)選的，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號，并提取輸入信號中的預設負載移動 軌跡；驅動子模塊，所述驅動子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機；所述驅動子模塊根據(jù)預設的負載移動軌跡生成脈沖信號，并將脈沖信號發(fā)送到電機。這樣控制系統(tǒng)可以根據(jù)所需產(chǎn)生的震動的軌跡，生成脈沖信號，并通過脈沖信號 控制電機。優(yōu)選的，所述電機包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號的寬度和幅度控制所述電機 的動力輸出軸轉動預定角度。電機設置接收子模塊后，接收子模塊可以根據(jù)根據(jù)脈沖信號的幅度，控制主動桿 33的旋轉幅度；并通過脈沖信號的寬度，控制主動桿33旋轉的時間。這樣就可以通過信號 精確控制震動的頻率和時間。實施例2本發(fā)明的優(yōu)選實施例提出了飛行仿真系統(tǒng)的驅動單元，其結構如圖3、圖4、圖5包 括電機31、連接機構。連接機構包括主動桿33和連接桿34，主動桿33 —端固定連接電機 31的動力輸出軸，并隨動力輸出軸轉動；主動桿33的另一端通過軸32連接連接桿34的一端。該驅動裝置在與負載一同使用時，連接桿34的另一端固定連接負載(圖中未示 出)。本發(fā)明優(yōu)選實施例中，電機通過一個曲柄連桿機構，推動座椅或座艙上下運動。電 機不工作時，如圖3所示，主動桿33在負載重力作用下，處于下極限位置。如圖6所示，主 動桿33可以隨動力輸出軸旋轉360度，這樣就可以在設計范圍內靈活控制負載的抖陣幅度 和強度。同時，這種曲柄連桿機構使得負載只能往復運動，且減速換向是連續(xù)進行的，保證 不會發(fā)生超出行程或減速沖擊。同時，在不通電時，電機無輸出，此時主動桿和連接桿在負 載的作用下自動保持在原點，這樣不需要任何不需要輔助懸掛裝置。同時，系統(tǒng)處于下極限 時理論上可以產(chǎn)生無窮大的向上推力，隨著負載的向上運動有效推力迅速下降，使系統(tǒng)自 動趨于收斂，因此負載范圍非常寬。且結構簡單安裝方便，對現(xiàn)有的飛行仿真系統(tǒng)進行簡單 的改造即可。其中，負載可以為抖震座椅或是抖震座艙。優(yōu)選的，所述飛行仿真系統(tǒng)的驅動單元還包括控制模塊，所述控制模塊電連接所 述電機；所述控制模塊向所述電機發(fā)出脈沖信號以驅動所述電機的動力輸出軸轉動預定角度。在電機不工作時，處于如圖3所示的極限位置。當需要產(chǎn)生震動時，控制模塊向 電機輸出一定幅度和寬度的脈沖，電機軸發(fā)生轉動，偏離下極限平衡位置，推動負載向上運 動。當脈沖消失，系統(tǒng)在重量作用下向下運動到下極限并自動保持在該平衡位置。如圖4 和圖5所示，分別為主動軸旋轉90度和180度的情況。通過實時控制脈沖寬度和幅度，可 靈活改變抖陣強度和幅度。優(yōu)選的，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號，并提取輸入信號中的預設負載移動 軌跡；驅動子模塊，所述驅動子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機；所述驅 動子模塊根據(jù)預設的負載移動軌跡生成脈沖信號，并將脈沖信號發(fā)送到電機。這樣控制系統(tǒng)可以根據(jù)所需產(chǎn)生的震動的軌跡，生成脈沖信號，并通過脈沖信號
優(yōu)選的，所述電機包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號的寬度和幅度控制所述電機 的動力輸出軸轉動預定角度。電機設置接收子模塊后，接收子模塊可以根據(jù)根據(jù)脈沖信號的幅度，控制主動桿 33的旋轉幅度；并通過脈沖信號的寬度，控制主動桿33旋轉的時間。這樣就可以通過信號 精確控制震動的頻率和時間。在上述每一實施例中，控制模塊可以采用開環(huán)控制電路，該開環(huán)控制電路可以是 普通的PWM模塊，以此進行電流控制。以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和 原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內。
權利要求
1.一種飛行仿真系統(tǒng)，包括電機及負載，其特征在于，還包括連接機構，所述連接機構 包括主動桿和連接桿，所述主動桿一端固定連接所述電機的動力輸出軸，并隨所述動力輸 出軸轉動；所述主動桿的另一端通過軸連接連接桿的一端；所述連接桿的另一端固定連接 所述負載。
2.根據(jù)權利要求1所述的飛行仿真系統(tǒng)，其特征在于，所述飛行仿真系統(tǒng)還包括控制 模塊，所述控制模塊電連接所述電機；所述控制模塊向所述電機發(fā)出脈沖信號以驅動所述 電機的動力輸出軸轉動預定角度。
3.根據(jù)權利要求2所述的飛行仿真系統(tǒng)，其特征在于，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號，并提取輸入信號中的預設負載移動軌跡；驅動子模塊，所述驅動子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機；所述驅動子 模塊根據(jù)預設的負載移動軌跡生成脈沖信號，并將脈沖信號發(fā)送到電機。
4.根據(jù)權利要求2或3所述的飛行仿真系統(tǒng)，其特征在于，所述電機包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號的寬度和幅度控制所述電機的動 力輸出軸轉動預定角度。
5.一種飛行仿真系統(tǒng)的驅動單元，包括電機，其特征在于，還包括連接機構，所述連接 機構包括主動桿和連接桿，所述主動桿一端固定連接所述電機的動力輸出軸，并隨所述動 力輸出軸轉動；所述主動桿的另一端通過軸連接連接桿的一端。
6.根據(jù)權利要求5所述的飛行仿真系統(tǒng)的驅動單元，其特征在于，還包括控制模塊，所 述控制模塊電連接所述電機；所述控制模塊向所述電機發(fā)出脈沖信號以驅動所述電機的動 力輸出軸轉動預定角度。
7.根據(jù)權利要求6所述的飛行仿真系統(tǒng)的驅動單元，其特征在于，所述控制模塊包括 輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號，并提取輸入信號中的預設負載移動軌跡；驅動子模塊，所述驅動子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機；所述驅動子 模塊根據(jù)預設的負載移動軌跡生成脈沖信號，并將脈沖信號發(fā)送到電機。
8.根據(jù)權利要求6或7所述的飛行仿真系統(tǒng)的驅動單元，其特征在于，所述電機包括 接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號的寬度和幅度控制所述電機的動力輸出軸轉動預定角度。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛行仿真系統(tǒng)及驅動單元，屬于機械領域。本發(fā)明的飛行仿真系統(tǒng)，包括電機及負載，還包括連接機構，所述連接機構包括主動桿和連接桿，所述主動桿一端固定連接所述電機的動力輸出軸，并隨所述動力輸出軸轉動；所述主動桿的另一端通過軸連接連接桿的一端；所述連接桿的另一端固定連接所述負載。本發(fā)明的飛行仿真系統(tǒng)的驅動單元，包括電機，還包括連接機構，所述連接機構包括主動桿和連接桿，所述主動桿一端固定連接所述電機的動力輸出軸，并隨所述動力輸出軸轉動；所述主動桿的另一端通過軸連接連接桿的一端。本發(fā)明通過曲柄連接機構，使得飛機仿真系統(tǒng)可以在設計范圍內靈活控制負載的抖陣幅度和強度。
文檔編號G09B9/10GK102063815SQ20091023755
公開日2011年5月18日 申請日期2009年11月18日 優(yōu)先權日2009年11月18日
發(fā)明者葛蘅, 袁修干 申請人:北京航空航天大學