專利名稱：一種飛機駕駛盤多維力測量組件及其測量方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空工程試驗檢測領(lǐng)域，特別涉及一種飛機駕駛盤多維力測量組件及 其測量方法。
背景技術(shù)：
目前，在飛機駕駛盤力測量中，往往是針對特定的駕駛盤對其進(jìn)行改造而完成駕 駛盤力的測量；或者是設(shè)計專門的夾具和連接件，使用通用的拉壓力傳感器、扭矩傳感器測 量駕駛盤力。存在以下不足1、對特定的駕駛盤進(jìn)行改造，需要根據(jù)駕駛盤的結(jié)構(gòu)專門設(shè)計完成駕駛盤力測量 單元，作為駕駛盤的一部分與駕駛盤組合在一起。對駕駛盤改造的結(jié)果可能會影響駕駛盤 的強度等原有功能特性，另一方面，改造飛機駕駛盤的工藝復(fù)雜，實施難度大，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，使用通用的拉壓力傳感器只能完成縱向駕駛盤力測 量，需要將這些分散的夾具、連接件和拉壓力傳感器等組裝在一起；而對于橫向駕駛盤力測 量，同樣需要設(shè)計專門的夾具和連接件，并將這些分散的夾具、連接件和扭矩傳感器等組裝 在一起。上述測量視線中，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。隨著微電子技術(shù)、微機械加工技術(shù)、自動測量技術(shù)的發(fā)展，設(shè)計一種能完成飛機駕 駛盤力測量組件的條件已經(jīng)成熟。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是設(shè)計一種不需要對飛機駕駛盤進(jìn)行改造、安裝使用方便、測量精 度高且具有通用性的飛機駕駛盤多維力測量組件及其測量方法。本發(fā)明的技術(shù)方案是設(shè)計一種飛機駕駛盤多維力測量組件，由操縱手柄、水平力 信號檢測單元、垂直力信號檢測單元、安裝連接單元在空間上按“一”字型結(jié)構(gòu)連接成一體， 以安裝連接單元為中心，在其兩側(cè)分別布置力信號檢測單元和操縱手柄，操縱手柄布置在 最外端；其中操縱手柄用于施加操縱力，模擬駕駛員操縱，且不改變實際操縱情況；水平力 信號檢測單元用于檢測操縱過程縱向操縱力的大小，垂直力信號檢測單元用于檢測操縱過 程橫向操縱力的大小，要求所檢測力信號連續(xù)、準(zhǔn)確；安裝連接單元用于駕駛盤力測量組件 與駕駛盤的安裝連接，以便于通過對駕駛盤力測量組件的操作帶動駕駛盤的運動，能間接 來操縱駕駛盤。所述操縱手柄、水平力信號檢測單元、垂直力信號檢測單元、安裝連接單元相互連 接成一個整體；安裝連接單元與力信號檢測單元和操縱手柄可以制造為一個整體，這樣做 的好處在于結(jié)構(gòu)緊湊、簡單、實用，占用空間尺寸??；安裝連接單元與力信號檢測單元和操 縱手柄也可以是獨立零部件，使用連接件進(jìn)行連接，組裝成為一個整體。所述安裝連接單元上布置多個定位安裝孔，可采用通孔連接方式，也可以采用螺紋連接方式。所述水平方向力信號檢測單元采用矩形框式結(jié)構(gòu)，該矩形框結(jié)構(gòu)由2個互相平行 的應(yīng)變梁和與之垂直的2個連接端組成，在每個矩形框的兩個應(yīng)變梁面中心分別布置有2 個應(yīng)變片，兩個矩形框中的4個應(yīng)變片接成橋路測量垂直于應(yīng)變梁平面的力，既縱向操縱 力的大小。同樣，垂直方向力信號檢測單元也采用矩形框式結(jié)構(gòu)，該矩形框結(jié)構(gòu)由2個互相 平行的應(yīng)變梁和與之垂直的2個連接端組成，在每個矩形框的兩個應(yīng)變梁面中心分別布置 有2個應(yīng)變片，兩個矩形框中的4個應(yīng)變片接成橋路測量垂直于應(yīng)變梁平面的力，既橫向操 縱力的大小。同時提供一種用于飛機駕駛盤操縱力的測試方法，包括以下步驟根據(jù)駕駛盤的大小、形狀等使用專門的夾具與安裝連接單元連接，實現(xiàn)駕駛盤力 測量組件與駕駛盤的安裝連接，以便于通過對駕駛盤力測量組件的操作帶動駕駛盤的運 動，來間接操縱駕駛盤。通過操縱手柄施加操縱力，模擬駕駛員操縱，且不改變實際操縱情況。本發(fā)明的優(yōu)選方法進(jìn)一步包括以下步驟在駕駛盤力測量中，將測量組件安裝在駕駛盤與操作人員之間，以便于操作，在縱 向駕駛盤力測量中，通過操縱手柄向前推駕駛盤，或者是向后拉駕駛盤。在橫向駕駛盤力測量中，通過操縱手柄順時針旋轉(zhuǎn)駕駛盤，或者是逆時針旋轉(zhuǎn)駕 駛盤。由力信號檢測單元檢測操縱過程操縱力的大小，要求所檢測力信號連續(xù)、準(zhǔn)確；在 縱向操縱力的測量中，力值大小由水平方向力信號檢測單元測量，向前推駕駛盤時，力信號 輸出為正，向后拉駕駛盤時，力信號輸出為負(fù)；在橫向操縱力的測量中，力值大小由垂直方 向力信號檢測單元測量，順時針旋轉(zhuǎn)駕駛盤時，力信號輸出為正，逆時針旋轉(zhuǎn)駕駛盤時，力 信號輸出為負(fù)。本發(fā)明的優(yōu)點是本發(fā)明將傳統(tǒng)的傳感器與測量中的夾具、連接件和施力單元集 成在一起，既不需要對駕駛盤進(jìn)行改造，也不需要設(shè)計專門的夾具和連接件，結(jié)構(gòu)緊湊、簡 單，空間尺寸小，安裝使用方便，測試精度高，符合飛機駕駛盤實際操縱情況，適用于各種類 型飛機駕駛盤操縱力的測量。


圖1為本發(fā)明組成結(jié)構(gòu)圖；圖2為本發(fā)明一個實施例的組成結(jié)構(gòu)圖；圖3為本發(fā)明垂直力信號檢測單元原理示意圖；圖4為本發(fā)明水平力信號檢測單元原理示意圖。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明本實施例組成結(jié)構(gòu)如圖2，垂直力信號檢測單元[3]和[5]以安裝連接單元[4]中 心線對稱，分別布置在安裝連接單元[4]的兩側(cè)；水平力信號檢測單元[2]和[6]同樣以安裝連接單元[4]中心線對稱，分別布置在垂直力信號檢測單元[3]和[5]的兩側(cè)；操縱手柄 [1]和[7]也以安裝連接單元[4]中心線對稱，分別布置在水平力信號檢測單元[3]和[5] 的兩側(cè)。水平力信號檢測單元[2]和垂直力信號檢測單元[3]互相連接，水平力信號檢測 單元[5]和垂直力信號檢測單元[6]互相連接，均采用一體化的矩形框式結(jié)構(gòu)，這樣，整體 體積小、結(jié)構(gòu)簡單、實用；在水平力信號檢測單元[2]矩形框前后彈性變形面上布置有2組 電阻應(yīng)變片，在水平力信號檢測單元[6]矩形框前后彈性變形面上也布置有2組電阻應(yīng)變 片，這樣就在水平力信號檢測單元[2]和[6]矩形框前后彈性變形面上布置有4組電阻應(yīng) 變片，組成全橋電路，完成水平方向操縱力的測量；在垂直力信號檢測單元[3]矩形框前后 彈性變形面上布置有2組電阻應(yīng)變片，在垂直力信號檢測單元[5]矩形框前后彈性變形面 上也布置有2組電阻應(yīng)變片，這樣就在垂直力信號檢測單元[3]和[5]矩形框前后彈性變 形面上布置有4組電阻應(yīng)變片，組成全橋電路，完成垂直方向操縱力的測量。安裝連接單元[4]上布置有2個通孔，用于與駕駛盤的定位連接。測量組件操縱手柄[1]和[7]、水平力信號檢測單元[2]和[6]、垂直力信號檢測 單元[3]和[5]、安裝連接單元[4]是完整一體，這樣具有整體效果好的特點。操縱手柄[1]和[7]靠近駕駛盤的一側(cè)為多段弧形，靠近操作人員一側(cè)為整段的 圓弧，符合人體工程學(xué)，便于手握手柄來施加操縱力。圖3為本發(fā)明垂直力信號檢測單元原理示意圖。駕駛盤多維力測量組件中垂直力信號檢測單元[3]、[5]分別采用矩形框式結(jié)構(gòu)， 是2個形狀相同矩形框，用于垂直力信號的檢測。單個矩形框結(jié)構(gòu)由2個互相平行的應(yīng)變 梁[18]、[19]和與之垂直的2個連接端組成，在每個矩形框的兩個應(yīng)變梁[18]、[19]的內(nèi) 側(cè)平面中心分別布置有2個應(yīng)變片[8]、[9]，兩個矩形框中的4個應(yīng)變片接成橋路，測量垂 直于應(yīng)變梁平面的力，既橫向操縱力的大小。下面，分析力信號檢測原理。對于飛機橫向運動的操縱，是通過旋轉(zhuǎn)駕駛盤進(jìn)行的，在初始狀態(tài)下施加力為垂 直方向，一般規(guī)定，逆時針的旋轉(zhuǎn)信號為正，順時針的旋轉(zhuǎn)方向信號為負(fù)。這樣，對駕駛盤多 維力測量組件操作而言，測量橫向操縱力時，是通過操縱手柄[1]、[7]來完成的。初始狀態(tài) 時，操縱手柄[1]施力方向垂直向下，操縱手柄[7]施力方向垂直向上，形成逆時針的旋轉(zhuǎn) 運動。以垂直力信號檢測單元[3]為例，當(dāng)通過操縱手柄[1]施力時，其作用與Z軸平 行，力的方向與Z方向相反，這時，應(yīng)變梁[18]、[19]產(chǎn)生變形，由于在應(yīng)變梁[18]、[19]的 內(nèi)側(cè)平面中心分別布置有2個應(yīng)變片[8]、[9]，應(yīng)變片[8]受到壓縮，而應(yīng)變片[9]受到拉 伸；反之，當(dāng)通過操縱手柄[1]施加反向力時，其作用與Z軸平行，力的方向與Z方向一致， 這時，在應(yīng)變梁[18]、[19]的內(nèi)側(cè)平面中心分別布置應(yīng)變片[8]受到拉伸，而應(yīng)變片[9]受 到壓縮。同樣，對于垂直力信號檢測單元[5]，通過操縱手柄[7]施力時，其作用與Z軸平 行，力的方向與Z方向相同，應(yīng)變片[12]受到壓縮，應(yīng)變片[13]受到拉伸。將上述垂直力信號檢測單元[3]和[5]中的4個應(yīng)變片[8]、[9]、[12]、[13]接 成全橋形式，就可以測量操縱手柄[1]、[7]所施加橫向操縱力的大小。
圖4為本發(fā)明水平力信號檢測單元原理示意圖。對于飛機縱向運動的操縱，是通過向前或者是向后推拉駕駛盤進(jìn)行的，在初始狀 態(tài)下施加力為水平方向，一般規(guī)定，向前推駕駛盤信號為正，向后拉駕駛盤信號為負(fù)?？v向 操縱力的測量是通過駕駛盤多維力測量組件中水平力信號檢測單元[2]、[6]實現(xiàn)的，是2 個形狀相同矩形框。水平力信號檢測單元[2]單個矩形框結(jié)構(gòu)由2個互相平行的應(yīng)變梁 [21]、[22]和與之垂直的2個連接端組成，在每個矩形框的兩個應(yīng)變梁[21]、[22]的內(nèi)側(cè) 平面中心分別布置有2個應(yīng)變片[14]、[15]。以水平力信號檢測單元[2]為例，當(dāng)通過操縱手柄[1]施力時，其作用與Y軸平 行，力的方向與Y方向相同，這時，應(yīng)變梁[21]、[22]產(chǎn)生變形，由于在應(yīng)變梁[21]、[22]的 內(nèi)側(cè)平面中心分別布置有2個應(yīng)變片[14]、[15]，應(yīng)變片[14]受到拉伸，而應(yīng)變片[15]受 到壓縮；反之，當(dāng)通過操縱手柄[1]施加反向力時，其作用與Y軸平行，力的方向與Y方向相 反，這時，在應(yīng)變梁[21]、[22]的內(nèi)側(cè)平面中心分別布置應(yīng)變片[14]受到壓縮，而應(yīng)變片 [15]受到拉伸。同樣，對于水平力信號檢測單元[6]，通過操縱手柄[7]施力時，其作用與Z軸平 行，力的方向與Z方向相同，應(yīng)變片[16]受到拉伸，應(yīng)變片[17]受到壓縮。將上述垂直力信號檢測單元[2]和[6]中的4個應(yīng)變片[14]、[15]、[16]、[17]接 成全橋形式，就可以測量操縱手柄[1]、[7]所施加縱向操縱力的大小。
權(quán)利要求
一種飛機駕駛盤多維力測量組件，測量組件由操縱手柄[1]和[7]、水平力信號檢測單元[2]和[6]、垂直力信號檢測單元[3]和[5]、安裝連接單元[4]在空間上按“一”字型結(jié)構(gòu)連接而成，其特征在于以安裝連接單元[4]為中心，在其兩側(cè)依次分別布置力信號檢測單元[3]和[5]、[2]和[6]及操縱手柄[1]和[7]，操縱手柄[1]和[7]布置在最外端，力信號檢測單元[3]和[5]最靠近安裝連接單元[4]。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機駕駛盤多維力測量組件，其特征在于，測量組件操縱手 柄[1]和[7]、水平力信號檢測單元[2]和[6]、垂直力信號檢測單元[3]和[5]、安裝連接 單元[4]是完整一體。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機駕駛盤多維力測量組件，其特征在于水平力信號檢 測單元[2]和[6]采用一體化的矩形框式結(jié)構(gòu)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機駕駛盤多維力測量組件，其特征在于垂直力信號檢 測單元[3]和[5]采用一體化的矩形框式結(jié)構(gòu)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的飛機駕駛盤多維力測量組件，其特征在于，所述水平 力信號檢測單元矩形框結(jié)構(gòu)由2個互相平行的應(yīng)變梁和與之垂直的2個連接端組成，在每 個矩形框的兩個應(yīng)變梁面中心分別布置有2個應(yīng)變[14]、[15]和[16]、[17]，兩個矩形框 中的4個應(yīng)變片接成橋路測量垂直于應(yīng)變梁平面的力，既縱向操縱力的大小。
6.根據(jù)權(quán)利要求1或2或4所述的飛機駕駛盤多維力測量組件，其特征在于，所述垂直 力信號檢測單元矩形框結(jié)構(gòu)由2個互相平行的應(yīng)變梁和與之垂直的2個連接端組成，在每 個矩形框的兩個應(yīng)變梁面中心分別布置有2個應(yīng)變[8]、[9]和[12]、[13]，兩個矩形框中 的4個應(yīng)變片接成橋路測量垂直于應(yīng)變梁平面的力，既橫向操縱力的大小。
7.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機駕駛盤多維力測量組件，其特征在于，安裝連接單元 [4]上布置的多個定位安裝孔可采用通孔連接方式，也可以采用螺紋連接方式。
8.一種飛機駕駛盤力測量方法，其特征在于，根據(jù)駕駛盤的大小、形狀等使用專門的夾 具與安裝連接單元連接，實現(xiàn)駕駛盤力測量組件與駕駛盤的安裝連接，通過對駕駛盤力測 量組件的操作帶動駕駛盤的運動，間接操縱駕駛盤。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述飛機駕駛盤力測量方法，其特征在于，通過操縱手柄施加操縱 力，模擬駕駛員操縱實際情況。
10.根據(jù)權(quán)利要求8所述飛機駕駛盤力測量方法，其特征在于，在駕駛盤力測量中，將 測量組件安裝在駕駛盤與操作人員之間，以便于操作。
11.根據(jù)權(quán)利要求8所述飛機駕駛盤力測量方法，其特征在于，在縱向駕駛盤力測量 中，通過操縱手柄向前推駕駛盤，或者是向后拉駕駛盤。
12.根據(jù)權(quán)利要求8所述飛機駕駛盤力測量方法，其特征在于，在橫向駕駛盤力測量 中，通過操縱手柄順時針旋轉(zhuǎn)駕駛盤，或者是逆時針旋轉(zhuǎn)駕駛盤。
13.根據(jù)權(quán)利要求8所述飛機駕駛盤力測量方法，其特征在于，在縱向操縱力的測量 中，力值大小由水平方向力信號檢測單元測量。
14.根據(jù)權(quán)利要求8所述飛機駕駛盤力測量方法，其特征在于，在橫向操縱力的測量 中，力值大小由垂直方向力信號檢測單元測量。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛機駕駛盤多維力測量組件及其測量方法，屬于航空工程試驗檢測領(lǐng)域。該測量組件由操縱手柄、水平方向力信號檢測單元、垂直方向力信號檢測單元、安裝連接單元在空間上按“一”字型結(jié)構(gòu)組合而成，以安裝連接單元為中心，在其兩側(cè)分別布置力信號檢測單元和操縱手柄，操縱手柄布置在最外端，力信號檢測單元的兩端分別與安裝連接單元和操縱手柄連接。測量組件通過安裝連接單元與駕駛盤連接，操縱力通過操縱手柄施加到駕駛盤并操縱其運動，通過力信號檢測單元測量操縱力的大小。本發(fā)明具有結(jié)構(gòu)緊湊、簡單，工作可靠、測試精度高，符合飛機駕駛盤實際操縱情況，安裝使用調(diào)整方便的特點，適用于各種類型飛機駕駛盤操縱力的測量。
文檔編號G01L5/22GK101881679SQ20101011924
公開日2010年11月10日 申請日期2010年3月8日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月8日
發(fā)明者支超有, 薛峰, 高承雍 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機設(shè)計研究所