專利名稱：一種回彈式角位移測量裝置及其測量方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種回彈式角位移測量裝置，特別是對飛機(jī)舵面(401)偏角的測量裝置及其方法，屬于航空工程試驗(yàn)檢測領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
目前，在飛機(jī)舵面(401)偏角測量中，往往是針對特定的舵面(401)對其進(jìn)行改造而完成舵面(401)偏角的測量；或者是設(shè)計專門的夾具和連接件，使用通用的角位移傳感器、傾角傳感器或者是電子羅盤測量舵面(401)偏角，下面分別說明I、對特定的舵面(401)進(jìn)行改造，需要根據(jù)飛機(jī)舵面(401)的結(jié)構(gòu)專門設(shè)計完成偏角測量單元，作為舵面(401)的一部分與舵面(401)組合在一起。對舵面(401)改造的結(jié)果可能會影響舵面(401)的強(qiáng)度等原有功能特性，另一方面，改造飛機(jī)舵面(401)的工藝復(fù)雜，實(shí)施難度大，導(dǎo)致成本也很高，且不具有通用性。2、設(shè)計專門的夾具和連接件，使用通用的角位移傳感器測量舵面(401)偏角時，需要將這些分散的夾具、連接件和角位移傳感器等組裝在一起，縱向和橫向尺寸大，需要占用很大的空間，給現(xiàn)場安裝與使用帶來很大困難。3、使用傾角傳感器測量舵面(401)偏角時，由于傾角傳感器動態(tài)響應(yīng)頻率低，難以用于進(jìn)行動態(tài)特性的測量，且傾角傳感器只能用于對升降舵、副翼等在垂直面運(yùn)動舵面(401)偏角的測量。4、使用電子羅盤測量舵面(401)偏角時，同樣由于電子羅盤動態(tài)響應(yīng)頻率低，也難以用于進(jìn)行動態(tài)特性的測量，且電子羅盤容易受鐵磁環(huán)境影響，很難適應(yīng)對飛機(jī)舵面(401)偏角的測量。隨著微電子技術(shù)、微機(jī)械加工技術(shù)、自動測量技術(shù)的發(fā)展，設(shè)計一種不需要對飛機(jī)舵面進(jìn)行改造，安裝使用方便，能完成飛機(jī)舵面偏角測量裝置的條件已經(jīng)成熟。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是設(shè)計一種回彈式角位移測量裝置，將傳統(tǒng)的傳感器與測量中的夾具、傳動連接件集成在一起，并自帶有施力復(fù)位單元，能裝夾在各種形式和尺寸的飛機(jī)舵面上；既不需要對飛機(jī)舵面進(jìn)行改造，也不需要設(shè)計專門的夾具和連接件，同時，縮小整個測量裝置所占用的空間，能方便地安裝在飛機(jī)舵面。本發(fā)明采取的技術(shù)方案為一種回彈式角位移測量裝置包括角位移檢測單元
(I)、回彈復(fù)位單元(2)、傳動連接單元(3)、定位單元(4),傳動連接單元(3)包括兩個搖臂，轉(zhuǎn)動連接，分別為第一搖臂(301)和第二搖臂(302)，回彈復(fù)位單元(2) —端固定連接角位移檢測單元(I)上，另一端固定連接第一搖臂(301)上；第一搖臂(301)還直接和角位移檢測單元(I)轉(zhuǎn)軸固定連接；第二搖臂(302)另一端通過安裝定位單元(4)限位固定。進(jìn)一步地，上述第二搖臂(302)另一端為球頭。進(jìn)一步地，上述第二搖臂(302)另一端安裝有滾輪。
進(jìn)一步地，上述定位單元(4)為凹型面。進(jìn)一步地，上述定位單元(4)為凹型球面。進(jìn)一步地，上述回彈復(fù)位單元(2)為拉伸彈簧。使用上述一種回彈式角位移測量裝置的測量方法包括以下步驟步驟I :安裝角位移檢測單元(I)根據(jù)飛機(jī)舵面(401)的空間位置、大小、形狀等使用專門的夾具安裝角位移檢測單元(I)，保證角位移檢測單元(I)的轉(zhuǎn)軸與飛機(jī)舵面(401)的轉(zhuǎn)軸平行；步驟2 :安裝定位單元(4)根據(jù)第一搖臂(301)的尺寸大小，在飛機(jī)舵面(401)上安裝定位單元(4)，使定位單元(4)、第二搖臂(302)與飛機(jī)舵面(401)的轉(zhuǎn)軸和角位移檢測單元(I)轉(zhuǎn)軸所形成平面平行；步驟3 :調(diào)整角位移檢測單元(I)，使第一搖臂(301)與飛機(jī)舵面(401)表面平行調(diào)整角位移檢測單元(I)，使第一搖臂(301)與飛機(jī)舵面(401)表面平行，進(jìn)一步保證由角位移檢測單元(I)的轉(zhuǎn)軸與飛機(jī)舵面(401)的轉(zhuǎn)軸連線、傳動連接單元的(3)的第一搖臂(301)和第二搖臂(302)、飛機(jī)舵面(401)表面形成平行四邊形；步驟4 :調(diào)整回彈復(fù)位單元(2)，保證第二搖臂(302)與固定安裝定位單元(4)凹型面充分接觸調(diào)整回彈復(fù)位單元(2)，將其中一個受力端固定在角位移檢測單元(I)的承力固定端，另一個受力端固定在第一搖臂(301)，保證回彈復(fù)位單元(2)向第一搖臂(301)施加上預(yù)定的力，同時保證第二搖臂(302)另一端與固定安裝定位單元(4)凹型面充分接觸；步驟4 :操縱飛機(jī)舵面(401)偏轉(zhuǎn)，使第一搖臂(301)跟隨舵面(401)運(yùn)動操縱飛機(jī)舵面(401)偏轉(zhuǎn)，當(dāng)飛機(jī)舵面(401)向遠(yuǎn)離傳動連接單元(3)的一側(cè)運(yùn)動時，由于第一搖臂(301)受到回彈復(fù)位單元(2)所施加的力，第一搖臂(301)偏轉(zhuǎn)并跟隨舵面(401)的運(yùn)動，而飛機(jī)舵面(401)向靠近第一搖臂(301)的一側(cè)運(yùn)動時，會出現(xiàn)舵面(401)向第一搖臂(301)施加了大于回彈復(fù)位單兀(2)所施加的力，第一搖臂(301)同樣偏轉(zhuǎn)并跟隨舵面(401)的運(yùn)動；步驟6 :獲取舵面(401)偏轉(zhuǎn)角度第一搖臂(301)帶動角位移檢測單元(I)轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，其偏轉(zhuǎn)角度與飛機(jī)舵面(401)偏轉(zhuǎn)角度一致，進(jìn)而獲取飛機(jī)舵面(401)的偏轉(zhuǎn)角度。本發(fā)明具有結(jié)構(gòu)緊湊、簡單，空間尺寸小、成本低、工作可靠、測試精度高，符合飛機(jī)舵面(401)偏轉(zhuǎn)實(shí)際運(yùn)動情況，安裝使用調(diào)整方便的特點(diǎn)，適用于各種類型飛機(jī)舵面(401)偏角的測量。


圖I為本發(fā)明結(jié)構(gòu)原理圖；圖2為本發(fā)明角位移檢測單元一個實(shí)施例結(jié)構(gòu)原理圖；圖3為本發(fā)明回彈復(fù)位單元一個實(shí)施例結(jié)構(gòu)原理圖；圖4為本發(fā)明傳動連接單元一個實(shí)施例的結(jié)構(gòu)原理圖；圖5為本發(fā)明一實(shí)施例的原理不意其中1 :角位移檢測單元，101 :轉(zhuǎn)軸，102 :承力固定端，2 :回彈復(fù)位單元，3 :傳動連接單元，301 :第一搖臂，302 :第二搖臂，303 :轉(zhuǎn)動連接件，304 :圓孔，305 :滾輪，306 :螺栓孔，4 :固定安裝定位單元，401 :舵面，402 :夾具，403 :舵面轉(zhuǎn)軸。
具體實(shí)施例方式為了更好的說明本發(fā)明，下面結(jié)合說明書附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作詳細(xì)描述。一種回彈式角位移測量裝置，包括角位移檢測單元I、回彈復(fù)位單元2、傳動連接單元3、安裝定位單元4，傳動連接單元3為兩個搖臂，分別為第一搖臂301和第二搖臂302，通過轉(zhuǎn)動連接件303連接，并且在同一平面上，第一搖臂301和第二搖臂302在同一平面上繞其自由轉(zhuǎn)動，并將第一搖臂301和第二搖臂302的扭轉(zhuǎn)和偏擺限制在最小范圍；其中第一搖臂301的末端為圓孔304，圓孔304尺寸與角位移檢測單元I的轉(zhuǎn)軸101尺寸一致，在圓孔304側(cè)面有螺栓孔306，以便于第一搖臂301在角位移檢測單元I的轉(zhuǎn)軸101上的固定；回彈復(fù)位單元2和傳動連接單元3分別安裝固定在角位移檢測單元I的轉(zhuǎn)軸上；角位移檢測單元I具有一轉(zhuǎn)軸101和承力固定端102 ;回彈復(fù)位單元2 —端固定在角位移檢測單元I的承力固定端102，另一端固定在傳動連接單元3的第一搖臂301上；另外，第一搖臂301還單獨(dú)與角位移檢測單元I的轉(zhuǎn)軸101連接，第二搖臂302的另一端與安裝定位單元4相接觸，由安裝定位單元4對其限位固定。作為回彈復(fù)位單元2的一個實(shí)施例，其為拉伸彈簧，即在拉伸狀態(tài)可以伸長，在取消拉伸力時，其可以復(fù)位，返回到原來狀態(tài)。在具體實(shí)施過程中，為了保證安裝定位單元4對第二搖臂302的限位固定，其末端始終定位在安裝定位單元4中心，安裝定位單元(4)與第二搖臂302的接觸面為凹型面。在具體實(shí)施過程中，為了保證安裝定位單元4的凹型球面對第二搖臂302的相對固定，又保證第二搖臂302在小范圍內(nèi)活動，即限位，上述第二搖臂302另一端為球頭，這樣可以減少其與安裝定位單元4的凹型球面的阻力。作為球頭的一種變形形式，其可以為滾輪305，也可以為其他形式。作為凹型面的一種變形形式，上述凹型面為凹型球面。使用上述一種回彈式角位移測量裝置的測量方法包括以下步驟步驟I :安裝角位移檢測單元I根據(jù)飛機(jī)舵面401的空間位置、大小、形狀等使用專用的夾具402安裝角位移檢測單元1，保證角位移檢測單元I的轉(zhuǎn)軸101與飛機(jī)舵面401的舵面轉(zhuǎn)軸403平行；步驟2 :安裝定位單元4根據(jù)第一搖臂301的尺寸大小，在飛機(jī)舵面401上安裝定位單元4，使定位單元4、第二搖臂302與飛機(jī)舵面401的舵面轉(zhuǎn)軸403和角位移檢測單元I轉(zhuǎn)軸101所形成平面平步驟3 :調(diào)整角位移檢測單元1，使第一搖臂301與飛機(jī)舵面401表面平行調(diào)整角位移檢測單元1，使第一搖臂301與飛機(jī)舵面401表面平行，進(jìn)一步保證由角位移檢測單元I的轉(zhuǎn)軸101與飛機(jī)舵面401的舵面轉(zhuǎn)軸403連線、傳動連接單元的3的第一搖臂301和第二搖臂302、飛機(jī)舵面401表面形成平行四邊形；步驟4 :調(diào)整回彈復(fù)位單元2，保證第二搖臂302與固定安裝定位單元4凹型面充
5分接觸
調(diào)整回彈復(fù)位單元2，將其中一個受力端固定在角位移檢測單元I的承力固定端102，另一個受力端固定在第一搖臂301上，保證回彈復(fù)位單元2向第一搖臂301施加上預(yù)定的力，同時保證第二搖臂302另一端與固定安裝定位單元4凹型面充分接觸；步驟4 :操縱飛機(jī)舵面401偏轉(zhuǎn)，使第一搖臂301跟隨舵面401運(yùn)動操縱飛機(jī)舵面401偏轉(zhuǎn)，當(dāng)飛機(jī)舵面401向遠(yuǎn)離傳動連接單元3的一側(cè)運(yùn)動時，由于第一搖臂301受到回彈復(fù)位單元2所施加的力，第一搖臂301偏轉(zhuǎn)并跟隨舵面401的運(yùn)動，而飛機(jī)舵面401向靠近第一搖臂301的一側(cè)運(yùn)動時，會出現(xiàn)舵面401向第一搖臂301施加了大于回彈復(fù)位單元2所施加的力，第一搖臂301同樣偏轉(zhuǎn)并跟隨舵面401的運(yùn)動；步驟6 :獲取舵面401偏轉(zhuǎn)角度第一搖臂301帶動角位移檢測單元I轉(zhuǎn)軸101旋轉(zhuǎn)，其偏轉(zhuǎn)角度與飛機(jī)舵面401偏轉(zhuǎn)角度一致，進(jìn)而獲取飛機(jī)舵面401的偏轉(zhuǎn)角度。
權(quán)利要求
1.一種回彈式角位移測量裝置包括角位移檢測單元(I)、回彈復(fù)位單元(2)、傳動連接單元(3)、定位單元(4)，傳動連接單元(3)包括兩個搖臂，轉(zhuǎn)動連接，分別為第一搖臂(301)和第二搖臂(302)，回彈復(fù)位單元(2) —端固定連接角位移檢測單元(I)上，另一端固定連接第一搖臂(301)上；第一搖臂(301)還直接和角位移檢測單元(I)轉(zhuǎn)軸固定連接；第二搖臂(302)另一端通過安裝定位單元(4)限位固定。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的回彈式角位移測量裝置，其特征在于回彈復(fù)位單元(2)為拉伸彈黃。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的回彈式角位移測量裝置，其特征在于第二搖臂(302)另一夂而為球頭。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的回彈式角位移測量裝置，其特征在于第二搖臂(302)另一端安裝有滾輪。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的回彈式角位移測量裝置，其特征在于定位單元(4)為凹型面。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的回彈式角位移測量裝置，其特征在于定位單元(4)為凹型球面。
7.—種回彈式角位移測量裝置的測量方法，包括以下步驟步驟I :安裝角位移檢測單元(I)根據(jù)飛機(jī)舵面(401)的空間位置、大小、形狀等使用專門的夾具安裝角位移檢測單元，保證角位移檢測單元(I)的轉(zhuǎn)軸與飛機(jī)舵面(401)的轉(zhuǎn)軸平行；步驟2 :安裝定位單元(4)根據(jù)第一搖臂(301)的尺寸大小，在飛機(jī)舵面(401)上安裝定位單(4)元，保證定位單元(4)、第二搖臂(302)與飛機(jī)舵面(401)的轉(zhuǎn)軸和角位移檢測單元(I)轉(zhuǎn)軸所形成平面平行；步驟3 :調(diào)整角位移檢測單元，保證第一搖臂(301)與飛機(jī)舵面(401)表面平行調(diào)整角位移檢測單元(I)，保證第一搖臂(301)與飛機(jī)舵面(401)表面平行，進(jìn)一步保證由角位移檢測單元的轉(zhuǎn)軸與飛機(jī)舵面(401)的轉(zhuǎn)軸連線、第一搖臂(301)和第二搖臂(302)、飛機(jī)舵面(401)表面形成平行四邊形；步驟4 :調(diào)整回彈復(fù)位單元(2)，保證第二搖臂(302)與固定安裝定位單元(4)凹型面充分接觸調(diào)整回彈復(fù)位單元(2)，將其中一個受力端固定在角位移檢測單元(I)的承力固定端，另一個受力端固定在第一搖臂(301)上，保證回彈復(fù)位單元(2)向第一搖臂(301)施加上預(yù)定的力，同時保證第二搖臂(302)與固定安裝定位單元凹型面充分接觸；步驟4 :操縱飛機(jī)舵面(401)偏轉(zhuǎn)，使第一搖臂(301)跟隨舵面(401)運(yùn)動步驟6 :獲取舵面(401)偏轉(zhuǎn)角度第一搖臂(301)帶動角位移檢測單元(I)轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，其偏轉(zhuǎn)角度與飛機(jī)舵面(401)偏轉(zhuǎn)角度一致，進(jìn)而獲取飛機(jī)舵面(401)的偏轉(zhuǎn)角度。
全文摘要
一種回彈式角位移測量裝置，屬于航空工程試驗(yàn)檢測領(lǐng)域。其特征在于由角位移檢測單元、回彈復(fù)位單元、傳動連接單元、安裝定位單元組成，回彈復(fù)位單元一個受力端固定在角位移檢測單元的承力固定端，另一個受力端固定在傳動連接單元的一個搖臂上，傳動連接單元一個搖臂的末尾端固定在上角位移檢測單元的轉(zhuǎn)軸上，另一個搖臂的末端與安裝定位單元上表面接觸，通過傳動連接單元跟隨飛機(jī)舵面的偏轉(zhuǎn)運(yùn)動并帶動角位移檢測單元轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)來測量舵面偏角。本發(fā)明具有結(jié)構(gòu)緊湊、簡單，空間尺寸小、成本低、工作可靠、測試精度高，符合飛機(jī)舵面實(shí)際運(yùn)動情況，安裝使用調(diào)整方便的特點(diǎn)，適用于各種類型飛機(jī)舵面偏角的測量。
文檔編號G01B21/22GK102944207SQ20111023267
公開日2013年2月27日 申請日期2011年8月15日 優(yōu)先權(quán)日2011年8月15日
發(fā)明者支超有, 李霞 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所