多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其包括：推力及扭矩測量模塊；傾角測量模塊，用于測量螺旋槳在水平與豎直方向上的傾斜角度；加速度測量模塊，用于測量當(dāng)前螺旋槳的運動狀態(tài)；溫度測量模塊，用于所述推力及扭矩測量模塊采集所處的環(huán)境溫度；氣壓測量模塊，用于采集當(dāng)前所處高度下的大氣壓力值；主控模塊。本發(fā)明在采集螺旋槳推力及扭矩值的同時，還采集螺旋槳所處環(huán)境的溫度、壓力等環(huán)境因素以及螺旋槳自身的運動狀態(tài)和姿態(tài)等，以修正螺旋槳的推力及扭矩測量值，使結(jié)果更為準確。同時，能夠?qū)崟r的為上位飛控計算機提供數(shù)據(jù)進行分析，掌握螺旋槳的工作狀態(tài)，也為后續(xù)的飛行器氣動參數(shù)辨識及控制飛行狀態(tài)提供準確的數(shù)值依據(jù)。
【專利說明】多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種數(shù)據(jù)采集采統(tǒng)，特別涉及一種實時采集飛行器螺旋槳推力及扭矩載荷的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002]近幾十年，航空推進技術(shù)已進入噴氣時代，但是這并不意味著螺旋槳已完全退出該領(lǐng)域，恰恰相反，在某些特定的飛行器或飛行空間里卻只能采用螺旋槳作為動力裝置。
[0003]目前，大多數(shù)高空平臺包括高空飛艇和高空無人機都采用螺旋槳作為其動力裝置，例如:美國的High Platform等多種高空平臺和太陽神系列飛行器都是采用螺旋槳作為其動力裝置。因此，對螺旋槳氣動性能的研究依然很重要，尤其是對臨近空間飛行器螺旋槳性能的研究是十分必要的。
[0004]由于高空大氣密度與地面大氣密度相差較大，對于不具備在地面直接模擬高空低密度大氣環(huán)境風(fēng)洞試驗條件的情形，要開展高空螺旋槳推力及扭矩測量的相關(guān)研究工作，只能借助于地面常規(guī)密度風(fēng)洞來進行螺旋槳縮比模型試驗。而高空與地面空氣密度的較大差別是否會對螺旋槳縮比模型地面風(fēng)洞試驗的結(jié)果產(chǎn)生影響，還有待進一步驗證。
[0005]由于高空環(huán)境與近地面環(huán)境大不相同，低氣壓、低溫度、低空氣密度、及重力加速度等因素都會對螺旋槳拉力及扭矩值的測量產(chǎn)生很大的干擾，因此，在進行螺旋槳推力及扭矩測量時，要全面考慮螺旋槳所處環(huán)境、螺旋槳實際運動狀態(tài)以及螺旋槳姿態(tài)對測量結(jié)果產(chǎn)生的影響。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的在于提供一種多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，在采集螺旋槳推力及扭矩值的同時，還采集螺旋槳所處環(huán)境的環(huán)境因素以及螺旋槳自身的運動狀態(tài)和姿態(tài)等數(shù)據(jù)，用于修正螺旋槳的推力及扭矩測量。
[0007]為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案:
[0008]一種多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其包括:推力及扭矩測量模塊，用于測量飛行器螺旋槳的拉力及扭矩值；傾角測量模塊，用于測量螺旋槳在水平與豎直方向上的傾斜角度，以修正螺旋槳自重變化對推力及扭矩測量值產(chǎn)生的影響；加速度測量模塊，用于測量當(dāng)前螺旋槳的運動狀態(tài)，以修正螺旋槳的推力及扭矩值；溫度測量模塊，用于所述推力及扭矩測量模塊采集所處的環(huán)境溫度，以在后續(xù)數(shù)據(jù)處理中修正溫度變化對推力及扭矩值所產(chǎn)生的影響；氣壓測量模塊，用于采集當(dāng)前所處高度下的大氣壓力值，以在后續(xù)數(shù)據(jù)處理中補償大氣壓力值的變化對推力及扭矩值所產(chǎn)生的干擾；主控模塊，與由其進行管理的所述推力及扭矩測量模塊、加速度測量模塊、傾角測量模塊、溫度測量模塊、氣壓測量模塊通信連接。
[0009]在上述采集系統(tǒng)的一種優(yōu)選實施方式中，所述推力及扭矩測量模塊包括二分量應(yīng)變式力傳感器及信號采集電路；所述二分量應(yīng)變式力傳感器用于測量螺旋槳旋轉(zhuǎn)時所產(chǎn)生的推力以及扭矩載荷并轉(zhuǎn)換成電壓信號，供所述信號采集模塊采集。
[0010]在上述采集系統(tǒng)的一種優(yōu)選實施方式中，所述信號采集電路自帶基準電壓源，以消除由基準電壓變化帶來的測量誤差。
[0011]在上述采集系統(tǒng)的一種優(yōu)選實施方式中，所述傾角測量模塊具有兩個傾角傳感器，兩個所述傾角傳感器中的一只與螺旋槳同軸方向放置，別一只所述傾角傳感器與螺旋槳的軸呈90度放置。
[0012]在上述米集系統(tǒng)的一種優(yōu)選實施方式中，所述加速度測量模塊為一三軸加速度傳感器。
[0013]在上述采集系統(tǒng)的一種優(yōu)選實施方式中，還包括密閉的儀器盒，所述傾角測量模塊、加速度測量模塊、主控模塊均封存于所述儀器盒中，以減小溫度的影響。
[0014]在上述采集系統(tǒng)的一種優(yōu)選實施方式中，所述儀器盒中設(shè)有溫度控制模塊，所述溫度控制模塊包括加熱裝置以及冷卻裝置，用于將所述儀器盒內(nèi)的溫度保持在一 20°C至+40°C之間。
[0015]在上述采集系統(tǒng)的一種優(yōu)選實施方式中，所述主控模塊連接有雙數(shù)據(jù)存儲模塊，所述存儲模塊采用雙RAM形式，以將所采集的數(shù)據(jù)進行保存，相互備份。
[0016]在上述采集系統(tǒng)的一種優(yōu)選實施方式中，所述主控模塊的時鐘模塊采用獨立電池供電。
[0017]在上述采集系統(tǒng)的一種優(yōu)選實施方式中，所述主控模塊為32位ARM高速處理芯片，且所述主控模塊與所述推力及扭矩信號測量模塊、加速度測量模塊、傾角測量模塊、氣壓測量模塊、溫度測量模塊采用I2C總線方式進行通訊，所述主控模塊與上位飛控計算機、地面計算機采用RS422方式進行數(shù)據(jù)交換。
[0018]基于上述，可知本發(fā)明提供一種多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其在采集螺旋槳推力及扭矩值的同時，還采集螺旋槳所處環(huán)境的溫度、壓力等環(huán)境因素以及螺旋槳自身的運動狀態(tài)和姿態(tài)等數(shù)據(jù)，用于修正螺旋槳的推力及扭矩測量值，使結(jié)果更為準確。同時，能夠?qū)崟r的為上位飛控計算機提供數(shù)據(jù)進行分析，掌握螺旋槳的工作狀態(tài)，也為后續(xù)的飛行器氣動參數(shù)辨識及控制飛行狀態(tài)提供準確的數(shù)值依據(jù)。并且，本發(fā)明在近地面空間也同樣能夠適用于螺旋槳推力及扭矩測量。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0019]圖1為本發(fā)明實施例的原理框圖；
[0020]圖2為本發(fā)明實施例用于測量螺旋槳測量推力及扭矩時的部分部件的安裝結(jié)構(gòu)圖。
【具體實施方式】
[0021]下面結(jié)合附圖和【具體實施方式】對本發(fā)明做進一步詳細說明。
[0022]如圖1及圖2所示，本發(fā)明的一實施例包括推力及扭矩測量模塊51、傾角測量模塊52、加速度測量模塊53、溫度測量模塊54、氣壓測量模塊55與之均通信連接的主控模塊1，主控模塊I通信連接有電壓轉(zhuǎn)換模塊2、高精度的時鐘模塊3、存儲模塊4。此外，本實施例還包括儀器盒8及溫度控制模塊6，以上各功能模塊的電路部分及多個測量模塊的傳感器均封存于儀器盒8中。溫度控制模塊6位于儀器盒8中，以調(diào)節(jié)儀器盒8內(nèi)部的溫度。
[0023]具體而言，推力及扭矩測量模塊51包括一個用于設(shè)置在螺旋槳7的螺旋槳軸51上的二分量應(yīng)變式力傳感器511 (如圖2)及信號采集電路(封存于儀器盒8中，未示出)。二分量應(yīng)變式力傳感器511用于測量螺旋槳7旋轉(zhuǎn)時所產(chǎn)生的推力以及扭矩并轉(zhuǎn)換成電信號，供后續(xù)的信號采集電路進行采集。信號采集電路應(yīng)用斬波技術(shù)，以高精度的穩(wěn)定測量信號的零點值。并且應(yīng)用50HZ陷波電路，將50HZ及其倍頻的噪聲干擾降至一 120DB以下。更優(yōu)選地，信號采集電路自帶基準電壓源，其可以消除由基準電壓變化帶來的測量誤差。
[0024]傾角測量模塊52測量螺旋槳7在水平與豎直方向上的傾斜角度，用于修正螺旋槳7自重變化對推力及扭矩測量值產(chǎn)生的影響。傾角測量模塊52包括兩只獨立的同軸角度傳感器:傾角傳感器一 521、傾角傳感器二 522。二者利用同軸差動原理對測量值的角度偏差進行修正，還具有機械阻尼功能，可以消除振動對角度測量產(chǎn)生的干擾。
[0025]加速度測量模塊53集成了一個三軸加速度傳感器，其可以測量一個空間點的三軸向的線加速度，如圖2，三軸加速度傳感器的坐標軸系的一個軸與螺旋槳軸71呈同軸或平行狀態(tài)。此三軸加速度傳感器用于測量當(dāng)前螺旋槳7的運動狀態(tài)，用于修正螺旋槳的推力及扭矩值。
[0026]溫度測量模塊54利用溫度傳感器采集二分量應(yīng)變式力傳感器511所處的環(huán)境溫度，如圖2所示。飛行器在上升過程中，高度越高，空氣越稀薄，保溫性能差，在20Km的高空，溫度可達一 70°C，巨大的溫度變化將嚴重影響二分量應(yīng)變式力傳感器511本身的機械性能進而影響其測量值的準確性。鑒于此，溫度測量模塊54利用溫度傳感器采集二分量應(yīng)變式力傳感器511所處的環(huán)境溫度，在后續(xù)數(shù)據(jù)處理中將用于修正溫度變化對推力及扭矩值所產(chǎn)生的影響。
[0027]氣壓測量模塊55利用大氣壓力傳感器采集當(dāng)前所處高度下的大氣壓力值。飛行器在上升過程中，其所處環(huán)境大氣靜壓會逐漸變小，氣壓的變化會使二分量應(yīng)變式力傳感器511所測量的推力及扭矩信號零點值產(chǎn)生漂移，鑒于此，氣壓測量模塊55利用大氣壓力傳感器采集當(dāng)前二分量應(yīng)變式力傳感器511所處高度下的大氣壓力值，在后續(xù)數(shù)據(jù)處理中將用于補償大氣壓力值的變化對推力及扭矩值所產(chǎn)生的干擾。
[0028]溫度控制模塊6為本實施例的電路部分提供溫度保護。本實施例中除二分量應(yīng)變傳感器511、溫度測量模塊54的溫度傳感器、氣壓測量模塊55的壓力傳感器直接暴露于環(huán)境中，其余模塊及測量電路均封存于密閉的儀器盒8中，以減小溫度對各數(shù)據(jù)測量模塊、主控模塊I及與主控模塊I連接的其它模塊的影響。此溫度控制模塊6包括加熱裝置以及冷卻裝置，通過內(nèi)置的高精度溫度調(diào)系統(tǒng)將儀器盒內(nèi)的溫度保持在一 20°C至40°C之間，保證所有模塊能夠正常工作。
[0029]本實施例的主控模塊I采用32位ARM高速處理芯片，主頻達IOOMHz。能夠高速進行數(shù)字信號處理。主控模塊I與推力及扭矩測量模塊51、傾角測量模塊52、加速度測量模塊53、溫度測量模塊54、氣壓測量模塊55、電壓轉(zhuǎn)換模塊2、時鐘模塊3、存儲模塊4均采用I2C總線的通訊方式，主控模塊I對其進行管理。另外，主控模塊I與上位飛控計算機通過RS422方式進行通訊，并且在完成測量任務(wù)回收后，通過RS422與地面計算機進行數(shù)據(jù)交換。
[0030]與主控模塊I連接的存儲模塊4采用雙RAM形式，可以以每秒10組數(shù)據(jù)的速率將所采集的數(shù)據(jù)進行保存，相互備份，掉電不丟失，數(shù)據(jù)存儲時間大于50小時。
[0031]與主控模塊I連接的高精度時鐘模塊3為所記錄的數(shù)據(jù)提供時間標準，為本實施例中唯一一個采用獨立供電的模塊，可以通過GPS間接授時，也可以通過主控模塊I對時間進行任意調(diào)整、設(shè)定。
[0032]電壓轉(zhuǎn)換模塊2可以保證本實施例適用于絕大多數(shù)直流電源直接供電的情況(尤其適用于12-36V直流電源直接供電的情況)。其可以采用高精度電壓轉(zhuǎn)換芯片，用于將12-36V電壓轉(zhuǎn)換為12V電壓，并且采用陷波技術(shù)，濾掉高頻干擾信號，使輸出的電壓保持隱定。
[0033]在應(yīng)用時，本實施例伴隨著飛行器升入高空，優(yōu)選地，儀器盒8固定在螺旋槳7的驅(qū)動電機外殼上。推力及扭矩測量模塊51測量螺旋槳7的推力及扭矩值，傾角測量模塊52測量當(dāng)前螺旋槳7的工作姿態(tài)角，加速度測量模塊53測量當(dāng)前螺旋槳7的運動狀態(tài)，溫度測量模塊54和氣壓測量模塊55測量二分量應(yīng)變式力傳感器511所處的環(huán)境的溫度及氣壓。上述所有模塊所測量的數(shù)據(jù)通過I2C總線方式傳輸至主控模塊1，由主控模塊I對數(shù)據(jù)進行處理，并將最后所得到的數(shù)據(jù)通過RS422方式上傳至飛控計算機并將原始數(shù)據(jù)連同當(dāng)前時間點存儲到存儲模塊4，雙內(nèi)存中的數(shù)據(jù)互相備份，掉電不丟失，數(shù)據(jù)存儲時間大于50小時。溫度控制模塊6 —直監(jiān)控儀器盒8內(nèi)部的系統(tǒng)溫度，進行加熱或者冷卻調(diào)控，使得此系統(tǒng)可以在_70°C的環(huán)境溫度下正常工作，還可以以lOm/s運動速度撞擊地面而不損壞。
[0034]綜上，本發(fā)明使用高精度的數(shù)據(jù)采集模塊對螺旋槳的推力及扭矩信號進行采集，并由傾角傳感器、加速度傳感器、溫度傳感器以及氣壓傳感器測量當(dāng)前螺旋槳的姿態(tài)角及加速度值、當(dāng)前螺旋槳所處環(huán)境的溫度及壓力值，同時對螺旋槳的推力及扭矩進行修正，并將數(shù)據(jù)同步發(fā)送至上位飛控計算機。實現(xiàn)了飛行器在飛行過程中對螺旋槳推力及扭矩輸出載荷的采集，并且能夠?qū)崟r的為上位機提供數(shù)據(jù)供其分析，為掌握螺旋槳的工作狀態(tài)提供的可靠的數(shù)據(jù)支持。
[0035]由技術(shù)常識可知，本發(fā)明可以通過其它的不脫離其精神實質(zhì)或必要特征的實施方案來實現(xiàn)。因此，上述公開的實施方案，就各方面而言，都只是舉例說明，并不是僅有的。所有在本發(fā)明范圍內(nèi)或在等同于本發(fā)明的范圍內(nèi)的改變均被本發(fā)明包含。
【權(quán)利要求】
1.一種多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，包括: 推力及扭矩測量模塊，用于測量飛行器螺旋槳的拉力及扭矩值； 傾角測量模塊，用于測量螺旋槳在水平與豎直方向上的傾斜角度，以修正螺旋槳自重變化對推力及扭矩測量值產(chǎn)生的影響； 加速度測量模塊，用于測量當(dāng)前螺旋槳的運動狀態(tài)，以修正螺旋槳的推力及扭矩值； 溫度測量模塊，用于所述推力及扭矩測量模塊采集所處的環(huán)境溫度，以在后續(xù)數(shù)據(jù)處理中修正溫度變化對推力及扭矩值所產(chǎn)生的影響； 氣壓測量模塊，用于采集當(dāng)前所處高度下的大氣壓力值，以在后續(xù)數(shù)據(jù)處理中補償大氣壓力值的變化對推力及扭矩值所產(chǎn)生的干擾； 主控模塊，與由其進行管理的所述推力及扭矩測量模塊、加速度測量模塊、傾角測量模塊、溫度測量模塊、氣壓測量模塊通信連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，所述推力及扭矩測量模塊包括二分量應(yīng)變式力傳感器及信號采集電路； 所述二分量應(yīng)變式力傳感器用于測量螺旋槳旋轉(zhuǎn)時所產(chǎn)生的推力以及扭矩載荷并轉(zhuǎn)換成電壓信號，供所述信號采集模塊采集。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，所述信號采集電路自帶基準電壓源，以消除由基準電壓變化帶來的測量誤差。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，所述傾角測量模塊具有兩個傾角傳感器，兩個所述傾角傳感器中的一只與螺旋槳同軸方向放置，別一只所述傾角傳感器與螺旋槳的軸呈90度放置。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，所述加速度測量模塊為一三軸加速度傳感器。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，還包括密閉的儀器盒，所述傾角測量模塊、加速度測量模塊、主控模塊均封存于所述儀器盒中，以減小溫度的影響。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，所述儀器盒中設(shè)有溫度控制模塊，所述溫度控制模塊包括加熱裝置以及冷卻裝置，用于將所述儀器盒內(nèi)的溫度保持在一 20°C至+40°C之間。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，所述主控模塊連接有雙數(shù)據(jù)存儲模塊，所述存儲模塊采用雙RAM形式，以將所采集的數(shù)據(jù)進行保存，相互備份。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，所述主控模塊的時鐘模塊采用獨立電池供電。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多參數(shù)飛行測力試驗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，其特征在于，所述主控模塊為32位ARM高速處理芯片，且所述主控模塊與所述推力及扭矩信號測量模塊、加速度測量模塊、傾角測量模塊、氣壓測量模塊、溫度測量模塊采用I2C總線方式進行通訊，所述主控模塊與上位飛控計算機、地面計算機采用RS422方式進行數(shù)據(jù)交換。
【文檔編號】G01D21/02GK103868545SQ201310676664
【公開日】2014年6月18日 申請日期:2013年12月11日 優(yōu)先權(quán)日:2013年12月11日
【發(fā)明者】劉鵬, 馬洪強, 王鴻雁 申請人:中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 秦皇島市北戴河蘭德科技有限責(zé)任公司