本发明涉及飞行器制造，具体而言，涉及一种基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统和基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节方法。
背景技术：
1、直升机主旋翼桨毂系统主要由操纵系统、作动筒、倾斜盘、变距拉杆、支臂和旋翼等组成，通过机械、液压或电力的方式相互连接，共同实现了直升机的飞行操作。在变距拉杆与倾斜盘姿态确定的情况下，不同的旋翼挥舞角将对应形成不同的桨距角，标称的桨距角为支臂达到挥舞上限位时的桨距角。
2、相关技术中的直升机主旋翼系统的桨距角的测量方法，采用人工多次辅助抬升旋翼支臂至桨距角测量位置，并使用光学象限仪进行测量与处理，虽然能够达到精度要求，但基于传统仪器仪表读数，需要人工消除挥舞角间隙，并需要由人工依据计算生成目标角度，劳动强度大，无法实现全自动化。
3、为此，部分桨距角测量方法采用惯性测量传感器，实现了角度测量的自动化，但惯性测量传感器采用微机电器件，易受环境干扰，可靠性较差，且仍需要人工抬升支臂，工作量大，劳动强度大。
技术实现思路
1、本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统，该基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统具有自动化程度高、调节效率高、适用性强等优点。
2、本发明还提出一种基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节方法。
3、为实现上述目的，根据本发明的第一方面的实施例提出一种基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统，所述基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统包括：主旋翼结构，所述主旋翼结构包括主桨毂、倾斜盘、主减速器、多个旋翼支臂和多个变距拉杆，多个所述旋翼支臂设在所述主桨毂上，所述倾斜盘包括固定倾斜盘和旋转倾斜盘，所述主减速器分别与所述主桨毂和所述固定倾斜盘传动连接，多个所述变距拉杆的下端均与所述旋转倾斜盘相连且上端分别与多个所述旋翼支臂相连；孪生模型建立模块，所述孪生模型建立模块用于建立所述主旋翼结构的孪生模型，所述孪生模型包括与所述主旋翼结构对应的模型主桨毂、模型倾斜盘、模型主减速器和多个模型旋翼支臂，所述模型倾斜盘包括模型固定倾斜盘和模型旋转倾斜盘，所述模型主减速器和所述模型主桨毂之间设有转动关节，每个所述模型旋翼支臂与所述模型主桨毂之间设有两个转动关节，所述模型旋转倾斜盘与所述模型固定倾斜盘之间设有转动关节，所述模型固定倾斜盘与所述模型主减速器之间设有平移关节和两个转动关节，所述模型旋翼支臂上对应所述旋翼支臂连接所述变距拉杆的位置设有上连接点，所述模型旋转倾斜盘上对应所述旋转倾斜盘连接所述变距拉杆的位置设有下连接点；机器人仿真模块，所述机器人仿真模块用于导入所述孪生模型进行仿真模拟且适于对所述孪生模型的所述转动关节和所述平移关节进行控制以模拟所述孪生模型的桨距角调节；多个测量工装，多个所述测量工装分别设在所述主旋翼结构的多个所述旋翼支臂上；激光跟踪仪，所述激光跟踪仪适于检测多个所述测量工装以确定多个所述旋翼支臂的位姿状态。
4、根据本发明实施例的基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统，通过设置激光跟踪仪和测量工装，可以提高测量的自动化程度，提高测量效率，通过设置孪生模型建立模块和机器人仿真模块，可以利用所述孪生模型建立模块建立主旋翼结构的孪生模型，在桨距角调整过程中，可以使用孪生模型代替主旋翼结构进行运动，减少人工辅助抬升旋翼支臂至测量位置的步骤，减轻调节过程的人工工作量，提高调节效率，通过在建立所述孪生模型时不设置模型变距拉杆，将主旋翼结构的原有并联机构转化为两个串联机构，可以便于建立统一机器人描述，便于将孪生模型导入机器人仿真模块进行模拟，提高基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统的适用性，具有自动化程度高、调节效率高、适用性强等优点。
5、另外，根据本发明上述实施例的基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统还可以具有如下附加的技术特征：
6、根据本发明的一个实施例，多个所述测量工装一一对应地设在多个所述旋翼支臂上。
7、根据本发明的一个实施例，多个所述测量工装分别设在多个所述旋翼支臂的外端。
8、根据本发明的一个实施例，每个所述测量工装包括两个连杆和四个靶球，两个所述连杆相互平行间隔且垂直于所述旋翼支臂的长度方向设置，每个所述连杆的两端设有所述靶球，所述激光跟踪仪适于检测所述靶球的位置。
9、根据本发明的一个实施例，所述连杆配合在所述旋翼支臂的桨叶安装孔内。
10、根据本发明的一个实施例，所述激光跟踪仪为两个且在所述主旋翼结构的两侧相对设置。
11、根据本发明的第二方面的实施例提出一种基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节方法，采用根据本发明的第一方面的实施例所述的基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统，包括以下步骤：
12、s1、使用所述激光跟踪仪建立所述主旋翼结构的测量场，建立机身坐标系，使用所述激光跟踪仪检测所述检测工装并建立所述测量工装的测量坐标系，得到所述测量坐标系在所述机身坐标系下的位姿状态以确定所述主旋翼结构的旋翼支臂的位姿状态，对所述主旋翼结构的旋翼旋转平面进行拟合；
13、s2、基于所述激光跟踪仪的检测结果，通过计算得到所述主旋翼结构的桨距角、挥舞角和旋转角，驱动所述孪生模型的对应平移关节和转动关节使所述孪生模型与所述主旋翼结构的位姿状态相同，通过所述孪生模型的所述上连接点和所述下连接点的位置计算所述主旋翼结构的变距拉杆的当前长度；
14、s3、根据理论桨距角范围在所述孪生模型中设置桨距角，获得对应桨距角下的变距拉杆的目标长度，计算由所述当前长度调节至所述目标长度的调节量，获得所述调节量的目标调节区间；
15、s4、若所述目标调节区间的端点值异号，则达到桨距角期望值，进行下一步骤；
16、若所述目标调节区间的端点值同号，根据所述调节量对所述主旋翼结构的变距拉杆的长度进行调节，使用所述激光跟踪仪对调节后的所述测量工装进行测量，将所述主旋翼结构的旋翼支臂的实际状态映射回所述孪生模型，更新所述主旋翼结构的变距拉杆的当前长度，返回至步骤s3；
17、s5、转动所述主旋翼结构的旋翼支臂到达多个不同位置，使用所述激光跟踪仪检测所述测量工装，验证所述主旋翼结构的桨距角和所述孪生模型的桨距角是否符合公差要求范围，若符合要求，则调节结束，若不符合要求，则返回步骤s2。
18、根据本发明实施例的基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节方法，通过利用根据本发明的第一方面的实施例所述的基于直升机主旋翼系统孪生模型的桨距角调节系统，具有自动化程度高、调节效率高、适用性强等优点。
19、根据本发明的一个实施例，步骤s1中，所述对所述主旋翼结构的旋翼旋转平面进行拟合包括：将一个所述旋翼支臂依次旋转到多个预定测量位置，并将该旋翼支臂顶起至上限位，利用所述激光跟踪仪测量所述测量工装获得所述旋转支臂的位姿状态，进而拟合出以所述主桨毂轴线为中心的圆形运动轨迹，建立主减速器坐标系，以在后续步骤中进行测量时通过计算机身坐标系相对于主减速器坐标系的位姿数据消除所述主减速器相对机身的偏差。
20、根据本发明的一个实施例，所述预定测量位置为四个且相邻两个所述预定测量位置之间转动90度。
21、根据本发明的一个实施例，所述激光追踪仪为两个，在步骤s1中，使用所述激光跟踪仪建立所述主旋翼结构的测量场后，还包括：统一两个所述激光追踪仪的坐标系。
22、本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。