一种飞机舵面测量装置及测量方法
阅读说明：本技术 一种飞机舵面测量装置及测量方法 (Airplane control surface measuring device and measuring method ) 是由 熊皑 付克昌 李杨 任晓坜 于 2021-08-25 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种飞机舵面测量装置及测量方法,测量装置包括横向滑轨；纵向滑轨,可滑动地设于所述横向滑轨上；用于夹持舵面的第一夹具,第一夹具可滑动地设于所述纵向滑轨上；第一直线位移传感器,设于所述纵向滑轨上；第二直线位移传感器,设于所述第一夹具上；基于该装置的测量方法包括如下步骤：S1、给出控制命令,控制飞机舵面往上或往下进行偏转；S2、根据第一直线位移传感器测得的数据,得出飞机舵面外端的横向位移X,根据第二直线位移传感器测得的数据,得出飞机舵面外端的纵向位移Y；S3、根据三角原理得出飞机舵面的偏转角A＝2arctan(X/Y)。本发明大大提高了安全性,操作更加简单,测量精度高,无需现场校准。(The invention provides a measuring device and a measuring method for an airplane control surface, wherein the measuring device comprises a transverse slide rail; the longitudinal slide rail is slidably arranged on the transverse slide rail; the first clamp is used for clamping the control surface and can be arranged on the longitudinal slide rail in a sliding manner; the first linear displacement sensor is arranged on the longitudinal slide rail; the second linear displacement sensor is arranged on the first clamp; the measuring method based on the device comprises the following steps: s1, giving a control command to control the control surface of the airplane to deflect upwards or downwards; s2, obtaining the transverse displacement X of the outer end of the control surface of the airplane according to the data measured by the first linear displacement sensor, and obtaining the longitudinal displacement Y of the outer end of the control surface of the airplane according to the data measured by the second linear displacement sensor; and S3, obtaining the deflection angle A of the airplane control surface by the triangle principle to be 2arctan (X/Y). The invention greatly improves the safety, has simpler operation and high measurement precision, and does not need field calibration.)
技术领域
本发明涉及角度测量技术领域，具体而言，涉及一种飞机舵面测量装置及测量方法。
背景技术
飞机包含了很多的舵面，比如平尾、副翼、襟翼、前翼等。舵面是飞机的操纵面，在飞行过程中需要不断调整飞机的舵面偏转角，来控制飞机的姿态和飞行轨迹；在飞机操纵系统调试过程中，不仅需要对操纵系统各个方向输入机构的偏转角度和行程进行精准的调试和测量，还需要对相应的各个舵面偏转角度进行调试、测量，如果偏转舵面的工作角度不在规定的数值范围内，则需要重新调整对应的调节机构来满足规定值。
传统的舵面测量通常采用弦长法或者重锤法；其中，弦长法其校准过程繁杂，定位基准误差较大，校准精度较低，并且工作人员要长时间在高空中作业，很不安全；重锤法，其校准过程也较繁杂，校准精度也不高，同样也要在高空中作业，也不安全。
鉴于此，目前出现了一些新的方法来对飞机舵面进行测量，例如，公开号为“CN112729221A”的专利中公开了一种飞机舵面偏转角度测量方法，又如2006年2月收录于西安工业大学，作者为何森、名称为《飞机升降舵、副翼和襟翼转角标定技术研究》的硕士学位论文中也公开一种飞机舵面的测量方法，上述两篇文献均采用了基于视觉图像技术的方法，然而这种方法较为复杂，需要建立分析计算模型。因此亟待提出一种测量更为简单舵面测量装置和测量方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机舵面测量装置及测量方法，大大提高了安全性，操作更加简单，测量精度高，无需现场校准。
本发明的实施例通过以下技术方案实现：
本发明提供了两种飞机舵面测量装置：
本发明提供的第一种飞机舵面测量装置，包括横向滑轨；纵向滑轨，可滑动地设于所述横向滑轨上；用于夹持舵面的第一夹具，第一夹具可滑动地设于所述纵向滑轨上；第一直线位移传感器，设于所述纵向滑轨上；第二直线位移传感器，设于所述第一夹具上。
进一步地，还包括数据处理单元和终端显示单元，所述第一直线位移传感器和所述第二直线位移传感器均与数据处理单元电性连接，终端显示单元与数据处理单元电性连接。
进一步地，所述横向滑轨的底部设有第二支座，横向滑轨与第二支座转动连接，以使横向滑轨可绕第二支座在横向平面内转动。
进一步地，所述支座上设有若干调节柱脚，调节柱脚与支座通过螺纹连接。
本发明提供的第二种飞机舵面测量装置，包括横向滑轨；纵向滑轨，可滑动地设于所述横向滑轨上；用于夹持舵面的第二夹具；施力机构，用于对第二夹具施以纵向方向的推力或拉力，施力机构可滑动地设于所述纵向滑轨上；力传感器，连接于第二夹具和施力机构之间；第一直线位移传感器，设于所述纵向滑轨上；第二直线位移传感器，设于所述施力机构上。
进一步地，还包括数据处理单元和终端显示单元，所述第一直线位移传感器、所述第二直线位移传感器和所述力传感器均与数据处理单元电性连接，终端显示单元与数据处理单元电性连接。
进一步地，所述施力机构包括推杆、丝杠螺母直线副、第一支座和电机，第一支座可滑动地设于所述纵向滑轨上，电机安装在第一支座上并与丝杠螺母副的丝杠连接，推杆与丝杠螺母直线副的螺母连接，所述力传感器连接于推杆与所述第二夹具之间。
进一步地，所述横向滑轨的底部设有第二支座，横向滑轨与第二支座转动连接，以使横向滑轨可绕第二支座在横向平面内转动。
本发明还提供了第一种飞机舵面测量方法，基于上述第一种飞机舵面测量装置，该方法包括如下步骤：
S1、给出控制命令，控制飞机舵面往上或往下进行偏转；
S2、根据第一直线位移传感器测得的数据，得出飞机舵面外端的横向位移X，根据第二直线位移传感器测得的数据，得出飞机舵面外端的纵向位移Y；
S3、根据三角原理得出飞机舵面的偏转角A＝2arctan(X/Y)。
本发明还提供了第二种飞机舵面测量方法，基于上述第二种飞机舵面测量装置，该方法包括如下步骤：
S1、通过施力机构对第二夹具施以纵向方向的推力或拉力，并通过力传感器测得该拉力或推力F；
S2、根据第一直线位移传感器测得的数据，得出该拉力或推力F作用下飞机舵面外端的横向位移X，根据第二直线位移传感器测得的数据，得出该拉力或推力F作用下飞机舵面外端的纵向位移Y；
S3、根据三角原理得出该拉力或推力F作用下，飞机舵面的间隙角A′＝2arctan(X/Y)。
本发明至少具有如下优点和有益效果：
1.本发明提供的两种飞机测量装置结构简单，无需测量人员高空作业，大大提高了测量安全性；
2.本发明提供的第一种飞机舵面测量方法可以测出飞机舵面的偏转角，提供的第二种飞机舵面测量方法可以测出飞机舵面的间隙角，而且测量时只需根据第一直线位移传感器和第二直线位移传感器得出飞机舵面外端的横向位移X，以及飞机舵面外端的纵向位移Y，再结合三角原理得出偏转角(间隙角)A(A′)＝2arctan(X/Y)，测量方法简单，测量精度高，无需现场校准。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
图1为实施例一提供的一种飞机舵面测量装置的结构示意图；
图2为图1中D处放大图；
图3为第一支座和转盘的连接结构示意图；
图4为第一支座和转盘的连接结构剖视图；
图5为测量原理示意图；
图6为实施例一的控制原理图；
图7为实施例二提供的一种飞机舵面测量装置的结构示意图；
图8为图7中的E处放大图；
图9为第二夹具的结构示意图；
图10为实施例二的控制原理图；
图标：1-支撑平台，2-横向滑轨，3-纵向滑轨，4-第一夹具，401-第一连接块，402-第一夹块，403-第一调节杆，404-第一压块，5-第一直线位移传感器，6-第二直线位移传感器，7-第二支座，8-转盘，9-调节柱脚，10-数据处理单元，101-第一采集模块，102-第二采集模块，103-第三采集模块，104-AC/DC电源模块，105-PLC控制模块，11-终端显示单元，12-施力机构，1201-推杆，1202-丝杠螺母直线副，1203-第一支座，13-第二夹具，1301-第二夹块，1302-第二调节杆，1303-第二压块，14-力传感器，15-第二连接块，16-飞机舵面。
具体实施方式
实施例一
本实施例提供了一种飞机舵面16测量装置，包括横向滑轨2，所述横向滑轨2的底部设有第二支座7，第二支座7底部设置支撑平台1，支撑平台1起到抬高整体高度，以及起到支撑整个测量装置的作用，支撑平台1的高度根据实际需求设计。
横向滑轨2与第二支座7转动连接，以使横向滑轨2可绕第二支座7在横向平面内转动，具体的，第二支座7的顶部通过轴承连接有转盘8，横向滑轨2安装在转盘8的顶面，轴承采用一对高精度角接触球轴承，轴承通过消间隙，可以消除因间隙导致的测量误差，由于轴承的滚动体是球，因此摩擦力矩很小，同样减少了测量误差，转盘8、支座采用抗拉强度较高的航空铝加工制造，并在保证刚度的情况下减重。
所述支座上设有若干调节柱脚9，调节柱脚9与支座通过螺纹连接，通过转动调节不同的调节柱脚9，可达到达到调平的作用，避免因地面不平导致支撑平台1有轻微倾斜进而导致整体不平稳，调节柱脚9上在支座底部位置设有两个螺母，起到锁紧作用，提高安全性。
横向滑轨2上设有可滑动的纵向滑轨3，纵向滑轨3上设有可滑动地第一夹具4，用于夹持舵面，具体地，第一夹具4包括第一连接块401和具有夹持槽的第一夹块402，第一夹块402与第一连接块401固定连接，夹持槽的一侧壁通过螺纹连接有第一调节杆403，第一调节杆403在夹持槽内的一端设有第一压块404，使用时，飞机舵面16的一侧与夹持槽的一侧壁抵接，另一侧通过第一压块404压紧。
纵向滑轨3上设有第一直线位移传感器5，第一夹具4上设有第二直线位移传感器6，具体地，第一直线位移传感器5设于纵向滑轨3的底端一侧，跟随纵向滑轨3沿横向滑轨2移动，测量横向位移；第二直线位移设于第一夹具4的第一连接块401上，跟随第一连接块401沿纵向滑轨3滑动，测量纵向位移。
本实施中，还包括数据处理单元10和终端显示单元11，所述第一直线位移传感器5和所述第二直线位移传感器6均与数据处理单元10电性连接，终端显示单元11与数据处理单元10电性连接。
数据处理单元10包括用于采集第一直线位移传感器5信号的第一采集模块101、用于采集第二直线位移传感器6信号的第二采集模块102、AC/DC电源模块104和PLC控制模块105，AC/DC电源模块104用于向第一采集模块101、第二采集模块102和PLC控制模块105供电，PLC控制模块105与第一采集模块101和第二采集模块102电性连接，对第一采集模块101和第二采集模块102采集的数据进行处理并生成结果，并将结果通过USB或以太网发送给终端显示单元11，终端显示单元11可以是一台带显示设备的工控机，能够控制舵面以及实时处理测量信号，并将数据按用户要求进行显示、储存以及输出。
本实施例还提供了一种基于该测量装置的飞机舵面16测量方法，具体地，该方法可以测量飞机舵面16的偏转角A，该方法包括如下步骤：
S1、给出控制命令，控制飞机舵面16往上或往下进行偏转；
S2、飞机舵面16偏转时，带动第一夹具4沿纵向滑块往上或往下位移，同时带动纵向滑块沿横向滑轨2往左或往右位移，从而根据第一直线位移传感器5测得的数据，得出飞机舵面16外端的横向位移X，根据第二直线位移传感器6测得的数据，得出飞机舵面16外端的纵向位移Y；
S3、参考图5，根据三角函数有∠a＝tan(X/Y)；
根据直角三角形的各角关系不难得出∠a+∠B＝90°＝∠A+∠B-∠a，即可得出2∠a＝∠A；
根据反正切函数可以得到飞机舵面16的偏转角A＝2arctan(X/Y)。
实施例二
本实施例中提供了另一种飞机舵面16测量装置，包括横向滑轨2，所述横向滑轨2的底部设有第二支座7，第二支座7底部设置支撑平台1，支撑平台1起到抬高整体高度，以及起到支撑整个测量装置的作用，支撑平台1的高度根据实际需求设计。
横向滑轨2与第二支座7转动连接，以使横向滑轨2可绕第二支座7在横向平面内转动，具体的，第二支座7的顶部通过轴承连接有转盘8，横向滑轨2安装在转盘8的顶面，轴承采用一对高精度角接触球轴承，轴承通过消间隙，可以消除因间隙导致的测量误差，由于轴承的滚动体是球，因此摩擦力矩很小，同样减少了测量误差，转盘8、支座采用抗拉强度较高的航空铝加工制造，并在保证刚度的情况下减重。
所述支座上设有若干调节柱脚9，调节柱脚9与支座通过螺纹连接，通过转动调节不同的调节柱脚9，可达到达到调平的作用，避免因地面不平导致支撑平台1有轻微倾斜进而导致整体不平稳，调节柱脚9上在支座底部位置设有两个螺母，起到锁紧作用，提高安全性。
横向滑轨2上设有可滑动的纵向滑轨3，纵向滑轨3上设有可滑动地施力机构12，所述施力机构12包括推杆1201、丝杠螺母直线副1202、第一支座1203和电机，第一支座1203可滑动地设于所述纵向滑轨3上，进一步地，第一支座1203连接有第二连接块15，第二连接块15可滑动地设于所述纵向滑轨3上，电机安装在第一支座1203上并与丝杠螺母副的丝杠连接，为了节约空间，电机安装在地第一支座1203的内部，推杆1201与丝杠螺母直线副1202的螺母连接，所述力传感器14连接于推杆1201与所述第二夹具13之间，使用时通过电机可带动推杆1201沿丝杠螺母直线副1202的丝杠移动，从而对飞机舵面16施加推力或拉力。
第二夹具13包括具有夹持槽的第二夹块1301，第二夹块1301与第二连接块15固定连接，夹持槽的一侧壁通过螺纹连接有第二调节杆1302，第二调节杆1302在夹持槽内的一端设有第二压块1303，使用时，飞机舵面16的一侧与夹持槽的一侧壁抵接，另一侧通过第二压块1303压紧。
纵向滑轨3上设有第一直线位移传感器5，施力机构12上设有第二直线位移传感器6，具体地，第一直线位移传感器5设于纵向滑轨3的底端一侧，跟随纵向滑轨3沿横向滑轨2移动，测量横向位移；第二直线位移设于第二连接块15上，跟随第二连接块15沿纵向滑轨3滑动，测量纵向位移。
本实施中，还包括数据处理单元10和终端显示单元11，所述第一直线位移传感器5和所述第二直线位移传感器6均与数据处理单元10电性连接，终端显示单元11与数据处理单元10电性连接。
数据处理单元10包括用于采集第一直线位移传感器5信号的第一采集模块101、用于采集第二直线位移传感器6信号的第二采集模块102、用于采集力传感器14信号的第三采集模块103、伺服驱动器、AC/DC电源模块104和PLC控制模块105。
AC/DC电源模块104用于向第一采集模块101、第二采集模块102、第三采集模块103、伺服驱动器和PLC控制模块105供电，PLC控制模块105分别与第一采集模块101、第二采集模块102、第三采集模块103和伺服驱动器电性连接，对第一采集模块101、第二采集模块102采集的数据进行处理并生成结果，并将结果通过USB或以太网发送给终端显示单元11，同时对第三采集模块103采集的信号进行闭环计算，生成引导量对伺服电机进行控制，完成闭环驱动以实现所需推力或拉力F给舵面。
终端显示单元11可以是一台带显示设备的工控机，能够控制舵面以及实时处理测量信号，并将数据按用户要求进行显示、储存以及输出。
本实施例还提供了基于该测量装置的飞机舵面16测量方法，具体地，该方法可以测量飞机舵面16的间隙角A′，该方法包括如下步骤：
S1、通过施力机构12对第二夹具13施以纵向方向的推力或拉力，该推力或拉力通过第二夹具13作用于飞机舵面16，并通过力传感器14测得该拉力或推力F；
S2、飞机舵面16受到推力或拉力时，由于飞机舵面16间隙的存在，飞机舵面16发生偏转，带动第二夹具13沿纵向滑块往上或往下位移，同时带动纵向滑块沿横向滑轨2往左或往右位移，从而根据第一直线位移传感器5测得的数据，得出飞机舵面16外端的横向位移X，根据第二直线位移传感器6测得的数据，得出飞机舵面16外端的纵向位移Y；
S3、根据三角原理(其具体原理详见实施例一，本实施例不再赘述)得该拉力或推力F作用下，出飞机舵面16的间隙角A′＝2arctan(X/Y)。
以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
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