[发明专利]一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法

说明书

本发明提供了一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法，包括：在与襟缝翼传动线系末端旋转作动器上安装齿轮减速机构和角位移传感器，形成测量装置，通过检测传动线系扭力杆的旋转角度来实现襟缝翼舵面的偏转角度的测量，具体地，检测角位移传感器的输出电压，且至少根据所检测输出电压获得所述襟缝翼舵面偏转角度。本发明提供的测量方法可以实现对大型飞机的襟缝翼舵面偏转角度的测量，本发明的技术方案采用角位移传感器和齿轮减速机构作为基本测量部件，解决了常规测量方法，由于飞机机体结构复杂、舵面运动形式多样、空间布局受限等因素无法采用角位移传感器或线位移传感器等常规方法直接测量舵面偏角的问题，设计简单、有效，通用性好。

技术领域

本发明涉及但不限于航空测试技术领域，尤指一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法。

背景技术

对于大型军、民用飞机来说，高升力控制系统已成为必不可少的组成部分，一个高可靠性和安全性的高升力控制系统对飞机的操纵性能和飞行安全有着关键的作用。高升力控制分系统要实现闭环控制、位置显示和故障监控等功能，这就离不开对襟缝翼舵面偏转角度的测量，因此襟缝翼舵面偏转角度信号的检测显得至关重要。

大型飞机由于其飞机襟缝翼结构复杂、运动形式多样、空间布局受限等因素，常规用于小型飞机、以及舵面偏转角度非常小飞机中的测量方式，比如直接安装角位移传感器、线位移传感器、拉绳式位移传感器、接近式传感器，亦或四连杆与角位移传感器组合式等测量方式，都无法实现大型飞机中襟缝翼舵面偏转角度的测量。

发明内容

本发明的目的是：本发明实施例提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置和测量方法，以解决现有襟缝翼舵面偏转角度的测量方式，对襟缝翼结构复杂、运动形式多样、空间布局受限的大型飞机，无法实现测量的问题。

本发明的技术方案是：本发明实施例提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，包括：旋转作动器1，齿轮减速机构2和角位移传感器3；

其中，所述旋转作动器1与襟缝翼舵面4相连接、且其前端安装于所述襟缝翼传动线系末端的旋转作动器，所述旋转作动器1的后端安装齿轮减速机构2，所述角位移传感器3与齿轮减速机构2连接；

所述旋转作动器1，用于根据高升力控制系统的控制，驱动襟缝翼舵面4执行指定角度的偏转；

所述齿轮减速机构2，用于将其前端旋转作动器1的转动进行减速后，传递到其后端的角位移传感器3上，并带动角位移传感器3以减速后的转动角度进行转动；

所述角位移传感器3，用于将其转动角度转换为输出电压后传输给所述高升力控制系统；

所述高升力控制系统，用于至少根据所接收的角位移传感器3的输出电压获得所述襟缝翼舵面4的偏转角度。

本发明实施例还提供一种襟缝翼舵面偏转角度的测量方法，包括：

步骤1，在旋转作动器1的后端安装齿轮减速机构2，并将角位移传感器3与齿轮减速机构连接，以形成如权利要求1所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量装置，所述旋转作动器1为安装于所述襟缝翼传动线系末端的旋转作动器；

步骤2，通过高升力控制系统向旋转作动器1发送控制指令，使得旋转作动器1驱动襟缝翼舵面4执行指定角度的偏转；

步骤3，角位移传感器3将通过齿轮减速机构2减速后的转动角度转换为输出电压后，传输给所述高升力控制系统；

步骤4，所述高升力控制系统至少根据所接收的输出电压获得所述襟缝翼舵面4的偏转角度。

可选地，如上所述的襟缝翼舵面偏转角度的测量方法中，所述步骤4所获得的襟缝翼舵面4的偏转角度与所安装的角位移传感器3输出电压成正比，所述襟缝翼舵面4的偏转角度表示为：

α＝U*f(k1，k2，k3)；