一种旋翼飞行器综合测试实验模拟平台的制作方法

[0001]
本实用新型属于旋翼飞行器测试技术领域，尤其涉及一种旋翼飞行器综合测试实验模拟平台。


背景技术：

[0002]
目前，飞行器控制的发展面临前所未有的机遇与挑战，旋翼飞行器的应用也越来越广泛，涉及军用、民用、教育、科研等领域。一方面，飞行器新技术发展日新月异，需要进一步加强理论与方法研究，加强面向信息化环境的控制、计算与通讯一体，以及控制、决策与管理一体化的研究。飞行器复杂的动力学模型，多学科交叉的分析与设计特点，以及复合控制、解耦控制、重构控制的方法与实时算法、抗干扰精确控制、无人系统自主化、态势感知及评估及其对不确定性的适应性等内容的研究，对飞行器及其飞行效果的测试和实验提出了更高的要求。另一方面，随着人工智能技术与无人自主技术的发展，旋翼飞行器作为一种科普性的智能技术逐渐走进了大学、高中职学校、中小学的课堂，同时许多地区将旋翼飞机技术作为一种机器人拓展训练项目，开展了大、中、小学不同层次的竞赛活动。目前，旋翼飞行器的实验平台一般都是功能比较单一的训练，没有人机交互等功能，能完成的自由度比较小，不能实现飞行器三维六自由度的飞行模拟，难以达到直观、高精度、多信息的测试效果与实验、训练目的。
[0003]
此外，在旋翼飞行器的模拟飞行中，由于传感器的选择和安装的条件限制，空间载荷矢量力的检测和飞行器位置的检测难度比较大。
[0004]
因此，基于这些问题，提供一种集训练、实验、教学、科研等功能为一体，并可以实现精确检测旋翼飞行器空间位置、空间姿态、载荷矢量力的旋翼飞行器综合测试实验模拟平台，具有重要的现实意义。


技术实现要素：

[0005]
本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种集训练、实验、教学、科研等功能为一体，并可以实现精确检测旋翼飞行器空间位置、空间姿态、载荷矢量力的旋翼飞行器综合测试实验模拟平台。
[0006]
本实用新型解决其技术问题是采取以下技术方案实现的：
[0007]
一种旋翼飞行器综合测试实验模拟平台，包括平台支架、空间运动机构、柔性姿态检测装置，所述空间运动机构包括三旋转自由度组件和运动滑杆；所述柔性姿态检测装置包括空间旋转机构、柔性四索运动机构，柔性四索运动机构包括四组拉力传感组件和弹簧；所述空间旋转机构固定在所述平台支架上，所述运动滑杆一端与三旋转自由度组件连接，另一端穿过所述空间旋转机构与弹簧一端连接，弹簧另一端通过拉力传感组件与平台支架侧壁固定连接；
[0008]
旋翼飞行器可安装在所述三旋转自由度组件的顶部，所述空间运动机构可为旋翼飞行器提供一定范围内的升降、左右、前后、俯仰、横滚、偏航六自由度模拟飞行；
[0009]
柔性姿态检测装置可检测空间运动机构的角度及位置信息，通过对信息的解算可得到旋翼飞行器的实时状态。
[0010]
进一步的，所述三旋转自由度组件包括x”转轴、x”右轴承支座、x”左轴承支座、y”转轴、y”轴承支座、导电滑环、z”转轴、z”轴承套、飞行器固定托板；所述y”轴承支座为门框型结构，所述运动滑杆一端与所述z”转轴一端固定连接；所述z”转轴通过z”轴承与z”轴承套连接，使得z”轴承套可以绕z”转轴旋转，z”轴承套上端与z”轴承端盖固定连接，所述导电滑环一端插入z”轴承端盖，并通过其下端的凸出与z”转轴顶部的凹槽匹配安装，所述y”轴承支座固定在z”轴承端盖上端面并可以随着z”轴承套旋转，y”转轴通过轴承固定在y”轴承支座的两侧壁上，所述y”转轴正交插入所述x”转轴中间位置，并与所述x”转轴固定连接，x”转轴两端通过轴承分别与x”左轴承支座和x”右轴承支座连接，所述x”左轴承支座和 x”右轴承支座与所述飞行器固定托板固定连接，且所述x”左轴承支座和 x”右轴承支座位于y”轴承支座两端。
[0011]
进一步的，所述空间旋转机构包括第一框架结构、第二框架结构、一对转轴、一对编码器固定转轴及直线轴承套，第二框架结构位于所述第一框架结构内，所述直线轴承套内设有通孔，所述通孔内嵌入安装有直线轴承；所述第一框架结构包括一对x’轴固定框架侧板、一对x’转轴安装板，一对x’轴固定框架侧板两端分别与一对x’转轴安装板的两端固定连接，从而形成一个框架结构；所述第二框架结构包括一对y’轴固定框架侧板、一对y’转轴安装板，一对y’轴固定框架侧板两端分别与一对y’转轴安装板的两端固定连接，从而形成一个框架结构；
[0012]
一个所述转轴及一个编码器固定转轴分别固定在所述直线轴承套相对的两侧，且所述转轴及编码器固定转轴通过轴承分别与一对y’转轴安装板装配，且编码器固定转轴穿过y’转轴安装板，且其末端固定设有中空轴旋转编码器；
[0013]
另外一个所述转轴及另外一个编码器固定转轴分别固定在一对所述 y’轴固定框架侧板上，且所述转轴及编码器固定转轴通过轴承分别与一对 x’转轴安装板装配，且编码器固定转轴穿过x’转轴安装板，且其末端固定设有中空轴旋转编码器。
[0014]
进一步的，拉力传感组件包括拉力传感器安装板、拉力传感器、万向联轴节，拉力传感器安装板安装在平台支架的立柱上，拉力传感器安装板通过万向联轴节与拉力传感器连接，拉力传感器与弹簧固定连接，弹簧的另一端与法兰盘固定连接，运动滑杆一端穿过空间旋转机构的直线轴承，并与法兰盘中间位置固定连接。
[0015]
进一步的，在旋翼飞行器未进行模拟飞行之前的初始状态，四根弹簧的弹力与旋翼飞行器和空间运动机构的重力相平衡，从而抵消模拟飞行时旋翼飞行器的额外负载。
[0016]
进一步的，所述平台支架的立柱至少有四根，且对称分布，使得四组拉力传感组件分别安装在四根立柱上。
[0017]
进一步的，所述万向联轴节在所述拉力传感器安装板上的安装高度可调节。
[0018]
本实用新型的优点和积极效果是：
[0019]
1、本实用新型的空间运动机构用于承载旋翼飞行器，并为旋翼飞行器提供安全范围内的升降、左右、前后、俯仰、横滚、偏航六个自由度的空间模拟飞行；柔性姿态检测装置采用空间旋转机构与柔性四索运动机构相结合，检测空间运动机构在空间内的角度及位置信息，这些信息传送到上位机，结合各物理器件的几何结构与力学特性，通过一定算法解算
出旋翼飞行器的实时状态；
[0020]
2、本实用新型利用四组拉力传感组件和弹簧来检测空间飞行机构的下端的位置与受力情况，再通过刚体运动、动力学机理和坐标变换的方法，建立飞行器位置与空间载荷矢量力的数学模型，从而解算出飞行器的实时位置与所受的空间载荷矢量力；柔性四索运动机构一方面可以检测飞行器的位置与所受空间载荷矢量力，一方面作为飞行器的位置约束机构，当飞行器在模拟飞行过程中出现失控时起到保护作用，避免不必要的故障与伤害；
[0021]
3、本实用新型集训练、实验、教学、科研等功能为一体，检测方法简单先进，可以实现精确检测飞行器空间位置、空间姿态、载荷矢量力，对进一步推进旋翼飞行器理论与技术的发展、应用领域的拓展、智能技术教育的普及、相关应用人才的培训、培养具有重大的意义。
附图说明
[0022]
以下将结合附图和实施例来对本实用新型的技术方案作进一步的详细描述，但是应当知道，这些附图仅是为解释目的而设计的，因此不作为本实用新型范围的限定。此外，除非特别指出，这些附图仅意在概念性地说明此处描述的结构构造，而不必要依比例进行绘制。
[0023]
图1为本实用新型实施例提供的旋翼飞行器综合测试实验模拟平台的结构示意图；
[0024]
图2为图1中去掉操作台板、台架侧板及旋翼飞行器后的结构示意图；
[0025]
图3为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的结构示意图；
[0026]
图4为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的结构剖面图；
[0027]
图5为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的三旋转自由度组件的结构示意图；
[0028]
图6为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的x”右轴承支座、 x”左轴承支座的结构示意图；
[0029]
图7为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的x”转轴的结构示意图；
[0030]
图8为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的y”转轴的结构示意图；
[0031]
图9为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的y”轴承支座的结构示意图；
[0032]
图10为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的导电滑环的结构示意图；
[0033]
图11为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的z”转轴的结构示意图；
[0034]
图12为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的z”轴承套的结构示意图；
[0035]
图13为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的z”轴承端盖的结构示意图；
[0036]
图14为本实用新型实施例中提供的空间运动机构的x”轴承端盖的结构示意图；
[0037]
图15为本实用新型实施例中提供的旋翼飞行器测试实验空间旋转机构的结构示意图；
[0038]
图16为本实用新型实施例中提供的固定框架m的结构示意图；
[0039]
图17为本实用新型实施例中提供的框架y的结构示意图；
[0040]
图18为本实用新型实施例中提供的旋转体s的结构示意图；
[0041]
图19为本实用新型实施例中提供的编码器固定转轴的结构示意图；
[0042]
图20为本实用新型实施例中提供的转轴的结构示意图；
[0043]
图21为本实用新型实施例中提供的拉力传感组件的结构示意图；
[0044]
图22为本实用新型实施例中提供的信号传输的结构示意图；
[0045]
图23是本实用新型实施例中提供的的简化结构示意图；
[0046]
图24是本实用新型实施例中提供的的e点位置坐标投影示意图；
[0047]
图25是本实用新型实施例中提供的的飞行器空间位置坐标平移示意图；
[0048]
图26是本实用新型实施例中提供的的飞行器载荷矢量力受力分析示意图。
具体实施方式
[0049]
首先，需要说明的是，以下将以示例方式来具体说明本实用新型的具体结构、特点和优点等，然而所有的描述仅是用来进行说明的，而不应将其理解为对本实用新型形成任何限制。此外，在本文所提及各实施例中予以描述或隐含的任意单个技术特征，或者被显示或隐含在各附图中的任意单个技术特征，仍然可在这些技术特征(或其等同物)之间继续进行任意组合或删减，从而获得可能未在本文中直接提及的本实用新型的更多其他实施例。另外，为了简化图面起见，相同或相类似的技术特征在同一附图中可能仅在一处进行标示。
[0050]
在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该实用新型产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0051]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0052]
下面就结合图1至图26来具体说明本实用新型。
[0053]
实施例1
[0054]
如图1～26所示，本实施例提供的一种旋翼飞行器综合测试实验模拟平台，包括平台支架5、空间运动机构2、柔性姿态检测装置，所述空间运动机构2包括三旋转自由度组件和运动滑杆7；所述柔性姿态检测装置包括空间旋转机构8、柔性四索运动机构，柔性四索运动机构包括四组拉力传感组件9和弹簧10；所述空间旋转机构8固定在所述平台支架5 上，所述运动滑杆一端与三旋转自由度组件连接，另一端穿过所述空间旋转机构8与弹簧一端连接，弹簧另一端通过拉力传感组件与平台支架5 侧壁固定连接；
[0055]
旋翼飞行器3可安装在所述三旋转自由度组件的顶部，所述空间运动机构2可为旋翼飞行器3提供一定范围内的升降、左右、前后、俯仰、横滚、偏航六自由度模拟飞行；
[0056]
柔性姿态检测装置可检测空间运动机构2的角度及位置信息，通过对信息的解算可得到旋翼飞行器3的实时状态。
[0057]
并且，如图1所示，平台支架5顶部表面覆盖有操作台板1，平台支架5四周固定有台架侧板4。
[0058]
本实施例提供的空间运动机构，包括三旋转自由度组件6和运动滑杆7，所述三旋转自由度组件6包括x”转轴14、x”右轴承支座23、x”左轴承支座12、y”转轴15、y”轴承支座
16、导电滑环17、z”转轴19、z”轴承套21、飞行器固定托板24；所述y”轴承支座16为门框型结构，所述运动滑杆7一端与所述z”转轴19一端固定连接；所述z”转轴19通过 z”轴承18与z”轴承套21连接，使得z”轴承套21可以绕z”转轴19旋转， z”轴承套21上端与z”轴承端盖22固定连接，在本实施例中，是通过螺钉固定在一起，所述导电滑环17一端插入z”轴承端盖22，并通过其下端的凸出与z”转轴19顶部的凹槽匹配安装，所述y”轴承支座16固定在z”轴承端盖22上端面并可以随着z”轴承套21旋转，y”转轴15通过轴承固定在y”轴承支座16的两侧壁上，所述y”转轴15正交插入所述x”转轴 14中间位置，并与所述x”转轴14固定连接，x”转轴14两端通过x”轴承13(图中未标出)分别与x”左轴承支座12和x”右轴承支座23连接， x”左轴承支座12和x”右轴承支座23上均设有x”轴承端盖25，所述x”左轴承支座12和x”右轴承支座23通过螺丝与所述飞行器固定托板24固定连接，且所述x”左轴承支座12和x”右轴承支座23位于y”轴承支座16 两端。
[0059]
具体的，在本实施例中，所述x”转轴14上设有两个相互正交的孔，所述y”转轴15正交插入所述x”转轴14的其中一个孔，y”转轴15上设有一个螺纹孔，当y”转轴15穿进x”转轴14的其中一个孔后，y”转轴15 上的螺纹孔与x”转轴14的另外一个孔对齐，并通过螺丝固定，形成十字交叉结构。
[0060]
并且，进一步的可以考虑，所述z”转轴19、运动滑杆7为中空轴，所述导电滑环17的下端出线可以穿过z”转轴19和运动滑杆7与上位机通讯接口连接；所述y”轴承支座16中心有一个中心孔，两侧各有侧孔，所述导电滑环17的上端出线可以从y”轴承支座16中心孔穿出，并经过侧孔穿出。
[0061]
在本实施例中，所述运动滑杆7内孔具有内螺纹，z”转轴19下端有外螺纹，所述运动滑杆7与z”转轴19通过螺纹固定连接。
[0062]
并且，在本实施例中，圆柱状的导电滑环17上径向环绕设有支撑板20，所述z”轴承端盖22具有通孔，所述导电滑环17一端插入z”轴承端盖22的通孔，并通过支撑板20卡在z”轴承端盖22上，这样在组装后通过支撑板20可限制z”转轴19轴向运动，所述导电滑环17一端的凸出1701与z”转轴19顶部的凹槽1901匹配安装。
[0063]
本实施例的空间旋转机构，包括第一框架结构、第二框架结构、一对转轴、一对编码器固定转轴及直线轴承套34，第二框架结构位于所述第一框架结构内，所述直线轴承套34内设有通孔，所述通孔内嵌入安装有直线轴承33；所述第一框架结构包括一对x’轴固定框架侧板、一对x’转轴安装板，一对x’轴固定框架侧板两端分别与一对x’转轴安装板的两端固定连接，从而形成一个框架结构，并且，一对所述x’轴固定框架侧板均固定设有万向旋转机构安装侧板，通过所述万向旋转机构安装侧板将所述空间旋转机构安装在支架上；具体的：第一万向旋转机构安装侧板36及第二万向旋转机构安装侧板36*上有螺纹孔，通过螺栓与第一x’轴固定框架侧板29、第二x’轴固定框架侧板29*固定在一起；第一x’转轴安装板30、第二x’转轴安装板30*的端面上有螺纹孔，通过螺钉与两个第一x’轴固定框架侧板29、第二x’轴固定框架侧板29*固定在一起，形成一个固定框架m，如图16所示；
[0064]
所述第二框架结构包括一对y’轴固定框架侧板、一对y’转轴安装板，一对y’轴固定框架侧板两端分别与一对y’转轴安装板的两端固定连接，从而形成一个框架结构；一个所述转轴及一个编码器固定转轴分别固定在一对所述y’轴固定框架侧板上，且所述转轴及编码器固定转轴通过轴承分别与一对x’转轴安装板装配，且编码器固定转轴穿过x’转轴安
装板，且其末端固定设有中空轴旋转编码器。具体的：第一编码器固定转轴37 的法兰面通过相互配合的螺钉安装在第一y’轴固定框架侧板31上，第一转轴32的法兰面通过相互配合的螺钉安装在第一y’轴固定框架侧板31* 上，第一y’轴固定框架侧板31、第二y’轴固定框架侧板31*端面上有螺纹孔，两个y’轴固定框架侧板通过螺栓装配在第一y’转轴安装板35、第二y’转轴安装板35*之间，由于结构对称，所以形成一个可以绕第一编码器固定转轴37和第一转轴32旋转的框架y，如图17所示；第一编码器固定转轴37通过轴承穿过第一x’转轴安装板30，第一转轴32通过轴承安装在第二x’转轴安装板30*上，框架y可以绕x’轴旋转，第一中空轴旋转编码器28安装在第一编码器固定转轴37上，可以检测框架y绕x’轴旋转的角度；
[0065]
一个所述转轴及一个编码器固定转轴分别固定在所述直线轴承套相对的两侧，且所述转轴及编码器固定转轴通过轴承分别与一对y’转轴安装板装配，且编码器固定转轴穿过y’转轴安装板，且其末端固定设有中空轴旋转编码器；具体的：第二编码器固定转轴37*的法兰面通过螺钉装配在直线轴承套34的左侧面，第二转轴32*的法兰面通过螺钉装配在直线轴承套34的右侧面，形成一个旋转体s，如图18所示；直线轴承套 34具有内孔，直线轴承33嵌入安装在直线轴承套34的内孔；第二编码器固定转轴37*通过轴承装配在第二y’转轴安装板35*上，第二转轴32* 通过轴承装配在第一y’转轴安装板35上，第二中空轴旋转编码器28*安装在第二编码器固定转轴37*上，可以检旋转体s绕y’轴旋转的角度；
[0066]
空间旋转机构8的左右两个第一万向旋转机构安装侧板36、第二万向旋转机构安装侧板36*上部各有两螺丝孔，分别通过螺丝安装在万向旋转机构左安装支架26和万向旋转机构右安装支架27中间，万向旋转机构左安装支架26和万向旋转机构右安装支架27安装在平台支架5上。
[0067]
需要说明的是，所述转轴，如图20所示，其直径变化是为了适应第二x’转轴安装板30*、第一y’转轴安装板35的轴承孔；同理，所述编码器固定转轴，如图5所示，也是为了安装方便，可制成直径变化结构；并且，第一中空轴旋转编码器28及第二中空轴旋转编码器28*均可采用现有产品。
[0068]
所述框架m、框架y、旋转体s，以及第一中空轴旋转编码器28、第二中空轴旋转编码器28*组成了一个旋转机构，旋翼飞行器可与滑杆一端连接，通过将滑杆穿过中间的直线轴承33，滑杆可以沿直线轴承 33上下滑动，并且与旋转体s一起绕旋转机构的中心在空间内旋转，且由于结构限制，可以满足飞行器在安全范围内的升降、前后、左右三个自由度飞行要求。
[0069]
拉力传感组件9包括拉力传感器安装板38、拉力传感器39、万向联轴节40，拉力传感器安装板38安装在平台支架5的立柱上，拉力传感器安装板38通过万向联轴节40与拉力传感器39连接，拉力传感器39与弹簧固定连接，弹簧的另一端与法兰盘11固定连接，运动滑杆一端穿过空间旋转机构8的直线轴承，并与法兰盘11中间位置固定连接。
[0070]
在旋翼飞行器3未进行模拟飞行之前的初始状态，四根弹簧的弹力与旋翼飞行器3和空间运动机构2的重力相平衡，从而抵消模拟飞行时旋翼飞行器的额外负载。
[0071]
具体的：法兰盘11中间有螺纹孔，通过螺纹配合与运动滑杆7连接在一起；法兰盘11上的四个孔分别与4个弹簧10挂接，弹簧10的另一端与拉力传感器39挂接，拉力传感器通过万向联轴节40安装在拉力传感器安装板38上，拉力传感器安装板38上有三个孔a、b、c用来微调拉力传感器安装的高度，拉力传感器安装板38通过螺丝固定在平台支架5 的立柱
上；且所述平台支架5的立柱至少有四根，且对称分布，使得四组拉力传感组件9分别安装在四根立柱上。
[0072]
需要说明的是，拉力传感器安装板38上有安装孔g、h，还有3个安装孔a、b、c，在安装孔g、h位置通过螺丝将拉力传感器安装板38安装在平台支架5上；万向联轴节40两端均有螺纹孔，在安装孔b的位置通过螺钉把万向联轴节40固定在拉力传感器安装板38上，拉力传感器39 两端均具有安装螺杆，一端螺杆有小孔，无孔的一端通过配合螺纹配合与万向联节连接在一起，拉力传感器39安装螺杆有小孔的一端用于挂接弹簧10，弹簧的另一端挂接到法兰盘11上；
[0073]
需要说明的是，运动滑杆7具有一定的刚性或轻度可弯折弹性，材质可采用轻质铝合金管材、碳纤维管材等，但不限于采用其它轻质材料。
[0074]
利用旋翼飞行器综合测试实验模拟平台进行旋翼飞行器测试的方法，其主要包括三个方面：
[0075]
旋翼飞行器的俯仰、横滚、偏航姿态检测：通过旋翼飞行器飞控系统内的陀螺仪传感器采集旋翼飞行器的俯仰、横滚、偏航姿态，并通过飞控系统通讯接口和传输线传送到上位机；
[0076]
旋翼飞行器三维空间位置检测：根据空间旋转机构8和空间运动机构2的结构几何关系，建立旋翼飞行器位置运动模型，从而得到旋翼飞行器的实时空间位置；
[0077]
旋翼飞行器三维空间载荷矢量力的检测：根据柔性四索运动机构和运动滑杆的几何关系，再结合弹性定律，建立运动滑杆7下端所受的空间矢量力力矩模型，再根据多刚体动力学原理分析得到旋翼飞行器的空间载荷矢量力。
[0078]
上述的测试方法涉及的三个方面的测试原理为：旋翼飞行器3的空间俯仰、横滚、偏航三种姿态信息由飞控系统中的陀螺仪检测并通过通讯线发送到上位机；第一中空轴旋转编码器28用以检测框架y绕x’轴旋转的角度，即：空间运动机构2的运动滑杆7绕x’轴旋转的角度，第二中空轴旋转编码器28*用以检旋转体s绕y’轴旋转的角度，即：空间运动机构2的运动滑杆7绕y’轴旋转的角度，编码器的输出线直接传送到上位机；拉力传感器39用以检测相应的四个弹簧11的拉力，并应用弹性定律可以检测每根弹簧的伸长量；
[0079]
平台支架5为以铝合金型材组成的一个桌式台架，顶部表面覆盖有操作台板1，平台支架5四周固定有台架侧板4，操作台板1、台架侧板 4并不限于金属板材，如图2所示，以平台支架5的abcd四点所在平面中心为原点建立坐标系o-xyz，如图23所示，a、b、c、d四个点的坐标是确定的，四根弹簧的长度分别为l1、l2、l3、l4，那么利用相关数学理论知识可以解算出e点在坐标系o-xyz中的坐标；又已知运动滑杆7 的长度为l，运动滑杆7绕经坐标系o
’-
x’y’z’的x’轴和y’轴旋转的角度可以测，那么，可以利用相关数学理论知识解算出旋翼飞行器空间位置为n’点相对于e点的位置，从而解算出飞行器空间位置为n’点在坐标系o-xyz中的坐标，从而确定飞行器的空间位置；
[0080]
如图23所示，四个弹簧上的力可以由拉力传感器测量得到，力的方向可以根据e点的空间位置确定得到四个空间力的矢量关系，再利用空间力系的相关理论可以推算得到四个弹簧的拉力在e点的合力，从而可以解算得到旋翼飞行器在空间飞行产生的矢量力，再分解得到飞行器在空间坐标系o-xyz中沿x、y、z三个轴向的分力，即：升降、左右、前后的负荷力。
[0081]
具体的，飞行器空间姿态、位置与载荷矢量力检测模型建立：
[0082]
(1)飞行器空间姿态检测方法
[0083]
飞行器的俯仰、横滚、偏航姿态检测依赖安装于飞行器飞控系统内的陀螺仪传感器采集，再通过飞控系统通讯接口和传输线传送到上位机。
[0084]
(2)滑杆下端e的位置模型
[0085]
如图23所示，飞行器三维空间位置检测装置是由空间旋转机构8和空间运动机构2组成的一个空间三维运动系统，根据其结构的几何关系，建立飞行器位置运动模型，从而得到飞行器的实时空间位置；飞行器三维空间载荷矢量力的检测是由于运动滑杆7底端相连接的四根弹簧11，以及拉力传感器组成的一个柔索测力机构，根据弹性定律和结构的几何关系，建立运动滑杆7下端所受的空间矢量力力矩模型，再根据多刚体动力学原理分析得到飞行器的空间载荷矢量力模型；
[0086]
如图1和图24所示，假定运动滑杆7的长度为l，平台支架5的长宽相等，且均为2a，a、b、c、d四点坐标系o-xyz中的平面o-xy上，a、 b、c、d四点坐标分别为a(-a,a)、b(-a,-a)、c(a,-a)、d(a,a)，4个弹簧为轻质弹簧，性能完全一致，且根据运动滑杆结构尺寸与运动限制范围来选择弹簧，保证在模拟飞行过程中弹簧均处于拉力状态，不处于完全松弛状态，设原长为 l0，弹性系数为k；当飞行器静止时，4个弹簧处于完全对称的状态，在飞行器与空间运动机构的重力作用下，e点位于平面o-xy下方，并且为了飞行安全，不允许飞行器飞得过高，要求e点的z轴坐标为负，弹簧ae、be、ce、de 的实时长度为别为l1、l2、l3、l4，相应的弹簧ae、be、ce、de的伸缩长度为别为
△
l1、
△
l2、
△
l3、
△
l4，实时拉力由对应的拉力传感器来测量，分别为 f1、f2、f3、f4；在以上约定条件下，待求坐标为e(ξ,η,ζ)。
[0087]
根据虎克定律有
[0088]
f1＝k
·
δl1，
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式1)
[0089]
那么，
[0090][0091]
同理可得
[0092][0093][0094][0095]
式中，f1、f2、f3、f4分别为弹簧l1、l2、l3、l4的拉力，可通过相对应的拉力传感器检测；因此，在以下描述中均以l1、l2、l3、l4为己知参数。
[0096]
如图24所示，a、b、c、d四点所在平面的中心为坐标系o-xyz的原点， e点坐标位于平面o-xy下方，即位于坐标系o-xyz的z轴的负半轴侧，为了求解e点坐标，设e点在平面o-xy上的投影为e
′
点，那么，ae、be、ce、de 在平面o-xy上的投影分别为ae
′
、be
′
、ce
′
、de
′
，过e’点分别向ad、ab、 bc做垂线e
′
f、e
′
g、e
′
h，连接ef、eg、eh，由三垂线定理可知，e
′
f、e
′
g、 e
′
h分别为ef、eg、eh在平面o-xy上的投影。
[0097]
分析由ae、de、ad组成的三角形δead，其三边长分别为l1、l4、2a，由余弦定理可得
[0098][0099]
于是，得
[0100][0101]
同理，分析三角形δeab，可得
[0102][0103]
分析三角形δebc，可得
[0104][0105]
由于ad//bc，所以h、e
′
、f三点共线，且fh＝2a，分析三角形δefh，由余弦定理可得
[0106][0107]
因此，得
[0108][0109][0110]
在直角三角形r
t
δee
′
g中，
[0111][0112]
所以，有
[0113][0114]
于是，可以得到坐标e(ξ,η,ζ)的各坐标分量为
[0115]
ξ＝l
e
′
g-a，
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式15)
[0116]
η＝a-l
e
′
f
，
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式16)
[0117]
ζ＝-l
ee
′
。
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式17)
[0118]
综上分析，可知坐标e(ξ,η,ζ)完全可以由四个弹簧的长度解算得到，也就是说，e
(ξ,η,ζ)的坐标分量均是关于弹簧长度的函数，记为
[0119][0120][0121][0122]
因此，根据(式18)-(式20)，如果检测到每一个时刻的弹簧长度(l1,l2,l3,l4)，就可得到坐标e(ξ,η,ζ)。
[0123]
(3)飞行器空间位置
[0124]
如图2和图23所示，运动滑杆7上端n
′
(ξ
′
,η
′
,ζ
′
)的位置确定了飞行器空间位置；如图25所示，o
′
为面向旋转机构的中心，运动滑杆7可以绕点o
′
在空间内旋转，且可以沿运动滑杆7的轴线轴向平移，滑杆的长度为l，坐标系 o
′-
x
′
y
′
z
′
由坐标系o-xyz沿z轴向上平移h得到，e在坐标系o-xyz的坐标为 e(ξ,η,ζ)，设o点在过点e且与o-xy平行的平面γ上的投影为o
e
，点e在平面 o
′-
x
′
y
′
的投影为e
*
，其在坐标系o
′-
x
′
y
′
z
′
的坐标记为e
*
(ξ
*
,η
*
,0)；运动滑杆7上端n
′
平面o
′-
x
′
y
′
的投影为n
*
(ξ
′
,η
′
,0)；因此，有
[0125][0126][0127][0128]
如图25所示，由几何关系可知，滑杆与z
′
轴的夹角为
[0129][0130][0131][0132]
n
′
在坐标系o
′-
x
′
y
′
z
′
的z
′
轴上的投影坐标为ζ
′
，那么，有
[0133]
ζ
′
＝l
o
′
n
′
cosα
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式27)
[0134]
由图25所示，滑杆(20)的l
o
′
n
′
段在平面o
′-
x
′
y
′
中投影为o
′
n
*
，那么，有
[0135][0136]
如图25所示，由几何关系，可知
[0137][0138]
其中，e
y
′
为e
*
在y
′
轴上的投影，n
y
′
为n
*
在x
′
轴上的投影。
[0139]
于是，可得
[0140]
[0141]
显然，n
y
′
在y
′
轴上的投影坐标值为
[0142][0143]
同理可得，n
x
′
在x
′
轴上的投影坐标值为
[0144][0145]
综合(式27)、(式31)、(式32)可以得到飞行器在坐标系o
′-
x
′
y
′
z
′
中的空间位置n
′
(ξ
′
,η
′
,ζ
′
)与弹簧长度的函数，记为
[0146][0147][0148][0149]
因此，根据(式33)-(式35)，如果检测到每一个时刻的弹簧长度(l1,l2,l3,l4)，就可得到飞行器在坐标系坐标系o
′-
x
′
y
′
z
′
中的空间位置n
′
(ξ
′
,η
′
,ζ
′
)。
[0150]
(3)飞行器的空间载荷矢量力
[0151]
如图24所示，四根弹簧的拉力分别用f1、f2、f3、f4表示，如图26所示，拉力f4在e所在平面γ上投影f
4x
、f
4y
，以及在z轴上的投影f
4z
；如图25所示，运动滑杆7下端e点所受水平合力为竖直z轴方向合力为运动滑杆7 上端n
′
点所受飞行器升力为侧向水平合力为飞行器与空间运动机构的重力为g。
[0152]
特作如下约定：忽略滑杆与空间旋转机构8中的直线轴承之间的摩擦力；由于飞行器模拟飞行时，飞行的安全范围比较小，飞行速度也较小，因此，角α较小，飞行器升力和重力g的合力与弹簧在竖直竖直z轴方向合力为近似相等；飞行器侧向水平合力与弹簧的水平合力为一对平衡力矩。为此，通过拉力传感器测得拉力f1、f2、f3、f4，再分解得到纵向合力和水平合力就可以解算出飞行器的升力和侧向力
[0153]
如图26所示，拉力f4可以分解为f
4x
、f
4y
、f
4z
三个分量，根据空间几何关系，可得
[0154][0155]
其中，l
ee
′
可由(式12)得到；那么，有
[0156]
f
4z
＝f4sin∠ede
′
，
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式37)
[0157]
f
4xy
＝f4cos∠ede
′
，
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式38)
[0158]
又
[0159][0160]
其中，l
e
′
f
由(式11)得到，那么，有
[0161]
f
4x
＝f4cos∠ede
′
sin∠d
′
ef
′
，
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式40)
[0162]
f
4y
＝f4cos∠ede
′
cos∠d
′
ef
′
；
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式41)
[0163]
由(式37)、(式40)、(式41)可以得到拉力f4的空间矢量同理，可得在此不一一赘述；那么，容易得到
[0164][0165]
f
x
＝f
1x
+f
2x
+f
3x
+f
4x
，
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式43)
[0166]
f
y
＝f
1y
+f
2y
+f
3y
+f
4y
，
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(式44)
[0167]
从而，得到
[0168][0169]
根据力、力矩平衡原理很容易解算得到飞行器升力和侧向力力的计算过程中，需要注意受力正负方向。
[0170]
以上实施例对本实用新型进行了详细说明，但所述内容仅为本实用新型的较佳实施例，不能被认为用于限定本实用新型的实施范围。凡依本实用新型申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本实用新型的专利涵盖范围之内。

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