專利名稱：微型無人直升機飛行姿態(tài)三維仿真轉臺的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種用于模擬微型無人直升機三自由度飛行姿態(tài)的三維仿真轉臺。
背景技術：
微型無人直升機具有體積小、隱蔽性好，靈活性好，起飛著陸場地小，并可在空中有限范圍內作懸停飛行等特點，具有相當廣泛的商業(yè)和軍事用途。無人直升機在大氣監(jiān)測、交通監(jiān)控、資源勘探、電力線路檢測、森林防火和偵察、監(jiān)視、目標截獲、誘餌、攻擊、通信中繼等方面都具有廣泛的應用前景。
微型無人直升機的性能在很大程度上取決于它的飛行控制系統(tǒng)的設計。而地面飛行仿真試驗是設計飛控系統(tǒng)時必不可少的重要步驟。三維仿真轉臺是半實物飛行仿真實驗系統(tǒng)中的一個關鍵設備，它可以在實驗室條件下真實地模擬微型無人直升機在空中實際飛行時三個自由度的各種姿態(tài)，復現(xiàn)其運動時的動力學特征，從而對它們的制導系統(tǒng)、控制系統(tǒng)及其相應器件的性能進行反復仿真和測試，獲得試驗數(shù)據(jù)，并據(jù)此對其進行重新設計和改進，達到總體設計的性能指標要求。
仿真轉臺性能的優(yōu)劣直接關系到仿真試驗可靠性和置信度，是保證航空、航天系統(tǒng)精度和性能的基礎，因此對轉臺提出了較高的技術指標，這給仿真轉臺的整體制造水平和性能提出了新的課題，也給轉臺的系統(tǒng)設計與實現(xiàn)提出了更高的要求。用于航空航天試驗的大型仿真試驗轉臺在國內外研究已久，但價格昂貴、結構復雜、體積龐大，并且技術保密；并不適合微小型飛行器飛行仿真試驗的需要。目前大型的轉臺設備大部分都是用液壓驅動的，輸出力矩大，功率密度高，但是需要液壓油源等附屬設備，極為不便。大部分轉臺設計為立式的開放架構，在重力作用下容易引起靜態(tài)變形，會大大降低轉臺的精度。因此，研究一種實驗室條件下的適用于微型無人直升機的三維飛行仿真轉臺具有重要的實際意義。
發(fā)明內容
本發(fā)明的目的是提供一種在實驗室條件下可模擬微型無人直升機三維姿態(tài)的飛行仿真轉臺。本發(fā)明的微型無人直升機飛行姿態(tài)三維仿真轉臺，其特征在于包括以下組成部分
1)基座，在基座上固定有兩塊垂直且彼此相隔平行的墻板；2)外框組件，包括外框矩形框架、第一軸承、第二軸承、第一軸、第二軸和第一電機，第一軸承的外圈和第二軸承的外圈分別固定在基座的兩塊墻板上，第一軸和第二軸分別與第一軸承和第二軸承的內圈緊固，第一軸的一端和第二軸的一端分別與外框矩形框架的相對兩邊固定，第一軸的另一端通過聯(lián)軸器與第一電機的軸相連；3)中框組件，包括中框矩形框架、第三軸承、第四軸承、第三軸、第四軸和第二電機，第三軸承的外圈和第四軸承的外圈分別固定在外框矩形框架的另外相對兩邊上，第三軸和第四軸分別與第三軸承和第四軸承的內圈緊固，第三軸的一端和第四軸的一端分別與中框矩形框架的相對兩邊固定，第三軸的另一端通過聯(lián)軸器與第二電機的軸相連；4)內框組件，包括內框矩形框架、第五軸承、第六軸承、第五軸、第六軸和第三電機，第五軸承的外圈和第六軸承的外圈分別固定在中框矩形框架的另外相對兩邊上，第五軸和第六軸分別與第五軸承和第六軸承的內圈緊固，第五軸的一端和第六軸的一端分別與內框矩形框架的相對兩邊固定，第五軸的另一端通過聯(lián)軸器與第三電機的軸相連。
上述第一、第二、第三電機均可采用帶有高速光電編碼器的伺服電機。
本發(fā)明的工作原理外框組件固定在基座上繞x軸運動，中框組件固定在外框架上繞y軸運動，內框組件固定在中框架上繞z軸運動，將飛機模型固定在內框架上。
三軸飛行姿態(tài)仿真轉臺可以有如下三種控制模式仿真模式、位置模式和速度模式仿真模式下，在進行地面仿真試驗時，將微型無人直升機飛行過程所實測得的三維姿態(tài)角數(shù)據(jù)傳送到上位機的控制系統(tǒng)中，該控制系統(tǒng)利用伺服電機上自帶的高分辨率光電編碼器作為反饋來精確控制三個伺服電機的轉矩，使得三維仿真轉臺的內、中、外三個框架產(chǎn)生一定量的機械轉角，分別復現(xiàn)飛行器的偏航、俯仰和橫滾運動，以便安放在內框上面的飛機模型能夠實時再現(xiàn)微型無人直升機的三維飛行姿態(tài)?；蛘甙盐⑿蜔o人直升機飛行時的姿態(tài)角按照時間序列的方式記錄下來，然后上位機通過讀取此文件并轉換為相應控制指令，實現(xiàn)離線仿真直升機的飛行姿態(tài)。
位置模式下，由上位機輸入角度數(shù)據(jù)并發(fā)送位置指令到伺服電機，以控制三個框架作出對應的偏置。在此模式下，可以用來標定慣性傳感器的精度。如，把需要標定的慣性傳感器置于內框上，通過隨機發(fā)送三維方向的指令控制三個框架進行三維運動，此時，通過測量慣性傳感器的值來判斷該傳感器的讀數(shù)是否正常可用。
速率模式下，仿真轉臺的三個框架可以根據(jù)上位機設定的速度參數(shù)連續(xù)運動。利用本發(fā)明的三維仿真轉臺可以實現(xiàn)一個軸在勻速轉動的同時，另外兩個軸做隨機擺動的標定條件，這種方式可以滿足某一類羅盤的標定要求。
本發(fā)明的有益效果在于微型無人直升機飛行姿態(tài)三維仿真轉臺可以在地面實現(xiàn)測試、評價飛行控制系統(tǒng)的各項性能指標，檢測系統(tǒng)的工作狀態(tài)和跟蹤精度。
本發(fā)明的三維仿真轉臺可以按照測試實驗要求，提供飛行器飛行時的航向角、俯仰角、橫滾角以及飛行擾動所引起的角度變化，實時地模擬飛行器在空中飛行的姿態(tài)，從而測試飛行器控制系統(tǒng)能否在飛行器受到外界擾動時控制飛行器調整到安全飛行姿態(tài)。本發(fā)明可以對微型無人直升機的飛行控制系統(tǒng)效果進行重復測試，并且仿真極其安全。同時，還可以測試飛行器攜帶的機載傳感器在模擬飛行條件下的工作狀況。
發(fā)明的三維仿真轉臺具有體積小巧、結構簡單、成本低廉、精度較高等優(yōu)點，可用于對微型無人直升機飛行控制系統(tǒng)和慣性導航系統(tǒng)研究與測試，提高飛行控制品質和降低慣導元件誤差。
發(fā)明的三維仿真轉臺采取臥式結構，整體受力均勻，靜態(tài)變形小，結構安裝和調試比較方便。
圖1是本發(fā)明三維轉臺縱剖面圖；圖2是圖1三維轉臺左視剖面圖；圖3是三維飛行姿態(tài)轉臺上位機控制流程圖。
具體實施例方式
以下結合附圖對本發(fā)明作進一步描述。
參照圖1、圖2，微型無人直升機飛行姿態(tài)三維仿真轉臺包括以下組成部分1)基座2，在基座上固定有兩塊垂直且彼此相隔平行的墻板3A、3B；2)外框組件，包括外框矩形框架9、第一軸承7、第二軸承23、第一軸8、第二軸21和第一電機4，第一軸承7的外圈和第二軸承23的外圈分別固定在基座2的兩塊墻板3A和3B上，第一軸8和第二軸21分別與第一軸承7和第二軸承23的內圈緊固，第一軸8的一端和第二軸21的一端分別與外框矩形框架9的相對兩邊固定，第一軸8的另一端通過聯(lián)軸器5與第一電機4的軸相連；3)中框組件，包括中框矩形框架10、第三軸承27、第四軸承32、第三軸25、第四軸30和第二電機24，第三軸承27的外圈和第四軸承32的外圈分別固定在外框矩形框架9的另外相對兩邊上，第三軸25和第四軸30分別與第三軸承27和第四軸承32的內圈緊固，第三軸25的一端和第四軸30的一端分別與中框矩形框架10的相對兩邊固定，第三軸25的另一端通過聯(lián)軸器26與第二電機24的軸相連；4)內框組件，包括內框矩形框架16、第五軸承13、第六軸承18、第五軸15、第六軸17和第三電機11，第五軸承13的外圈和第六軸承18的外圈分別固定在中框矩形框架10的另外相對兩邊上，第五軸15和第六軸17分別與第五軸承13和第六軸承18的內圈緊固，第五軸15的一端和第六軸18的一端分別與內框矩形框架16的相對兩邊固定，第五軸15的另一端通過聯(lián)軸器12與第三電機11的軸相連；圖中，22為軸承蓋。
為了保證足夠的機械強度和整個轉臺的穩(wěn)定性，三軸仿真轉臺的基座采用鑄鐵材料HT200整體鑄造結構。在基座的底部安裝4個可以自由旋進旋出的基座腳1，便于通過調整基座4個腳的位置，保持與地面水平。
外框架和中框架可使用剛度好、加工性能優(yōu)良的LY12硬鋁合金材料，用整塊線切割而成，這樣做可以在提高框架整體強度和抑制形變方面取得良好的效果。內框架采用平面載物臺結構，便于安放待測設備。三個電機軸系的支撐軸承選用成對安裝的角接觸球軸承，C級精度，型號為7006和7004，此類軸承的優(yōu)點是可同時承受徑向載荷和軸向載荷。出于避免齒隙、回程誤差的考慮，采用伺服電機直接驅動方式，使用金屬膜片連軸器將伺服電機與轉臺軸系剛性連接。
權利要求
1.微型無人直升機飛行姿態(tài)三維仿真轉臺，其特征在于包括以下組成部分1)基座(2)，在基座上固定有兩塊垂直且彼此相隔平行的墻板(3A、3B)；2)外框組件，包括外框矩形框架(9)、第一軸承(7)、第二軸承(23)、第一軸(8)、第二軸(21)和第一電機(4)，第一軸承(7)的外圈和第二軸承(23)的外圈分別固定在基座(2)的兩塊墻板(3A)和(3B)上，第一軸(8)和第二軸(21)分別與第一軸承(7)和第二軸承(23)的內圈緊固，第一軸(8)的一端和第二軸(21)的一端分別與外框矩形框架(9)的相對兩邊固定，第一軸(8)的另一端通過聯(lián)軸器(5)與第一電機(4)的軸相連；3)中框組件，包括中框矩形框架(10)、第三軸承(27)、第四軸承(32)、第三軸(25)、第四軸(30)和第二電機(24)，第三軸承(27)的外圈和第四軸承(32)的外圈分別固定在外框矩形框架(9)的另外相對兩邊上，第三軸(25)和第四軸(30)分別與第三軸承(27)和第四軸承(32)的內圈緊固，第三軸(25)的一端和第四軸(30)的一端分別與中框矩形框架(10)的相對兩邊固定，第三軸(25)的另一端通過聯(lián)軸器(26)與第二電機(24)的軸相連；4)內框組件，包括內框矩形框架(16)、第五軸承(13)、第六軸承(18)、第五軸(15)、第六軸(17)和第三電機(11)，第五軸承(13)的外圈和第六軸承(18)的外圈分別固定在中框矩形框架(10)的另外相對兩邊上，第五軸(15)和第六軸(17)分別與第五軸承(13)和第六軸承(18)的內圈緊固，第五軸(15)的一端和第六軸(18)的一端分別與內框矩形框架(16)的相對兩邊固定，第五軸(15)的另一端通過聯(lián)軸器(12)與第三電機(11)的軸相連。
全文摘要
本發(fā)明公開的微型無人直升機飛行姿態(tài)三維仿真轉臺，包括基座、外框組件、中框組件和內框組件，外框組件固定在基座上繞x軸運動，中框組件固定在外框架上繞y軸運動，內框組件固定在中框架上繞z軸運動；該三維仿真轉臺采取臥式結構，可以在地面上模擬微型無人直升機在空中飛行的三維姿態(tài)，實時的再現(xiàn)直升機飛行時的航向角、俯仰角、橫滾角，可以重復測試、評價飛行控制系統(tǒng)的各項性能指標，同時，還可以測試飛行器攜帶的機載傳感器在模擬飛行條件下的工作狀況。它具有體積小巧、結構簡單、成本低廉、精度較高、結構安裝和調試比較方便等優(yōu)點。
文檔編號G01M99/00GK1811368SQ20061004906
公開日2006年8月2日 申請日期2006年1月13日 優(yōu)先權日2006年1月13日
發(fā)明者侯鑫, 李平, 宋浩 申請人:浙江大學