專利名稱：一種飛行仿真系統(tǒng)及驅(qū)動(dòng)單元的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及機(jī)械領(lǐng)域，特別涉及一種飛行仿真系統(tǒng)及驅(qū)動(dòng)單元。
背景技術(shù)：
飛行訓(xùn)練是高投入高危險(xiǎn)的行業(yè)，因此隨著技術(shù)的發(fā)展，更趨向于通過飛行仿真 系統(tǒng)對(duì)飛行員進(jìn)行訓(xùn)練，這樣不僅可以降低成本，同時(shí)還可以極大地提高飛行員的實(shí)際操 作能力，能夠模擬各種且無危險(xiǎn)性。當(dāng)飛行仿真系統(tǒng)中，需要模擬各種沖擊運(yùn)動(dòng)。尤其是在垂直方向，模擬著陸、滑跑時(shí) 都要用到?jīng)_擊信號(hào)的模擬。常用的手段就是抖震座椅或是抖震座艙。這類裝置的特點(diǎn)是1)負(fù)載變化范圍大座艙內(nèi)的重量或座椅上的飛行員體重有很大差異，抖震裝置 必須具有非常好的負(fù)載特性；2)運(yùn)動(dòng)范圍可控因?yàn)橹饕悄M振動(dòng)信號(hào)，沖擊大小要可調(diào)；3)總的位移小位移過大將引起座椅、座艙和儀表、景物之間的空間關(guān)系變化；4)安全性人員和設(shè)備在任何情況下不能因?yàn)槎墩鹣到y(tǒng)原因發(fā)生卡、壓、碰等問題?，F(xiàn)有的飛行仿真系統(tǒng)，最常見一類是用直線作動(dòng)器直接驅(qū)動(dòng)抖陣座椅或者抖陣座 艙。其結(jié)構(gòu)如圖1所示，按照抖動(dòng)幅度和速度要求，直線作動(dòng)器12直接控制負(fù)載11在兩個(gè) 高度之間變化，產(chǎn)生震動(dòng)信號(hào)。彈簧支撐13用來減小負(fù)載重力對(duì)直線作動(dòng)器的直接作用， 降低能耗，有的系統(tǒng)上如負(fù)載較輕時(shí)可以不用。該方法直接用位移來產(chǎn)生震動(dòng)信號(hào)，要求系 統(tǒng)具有很高位置閉環(huán)響應(yīng)能力。這在負(fù)載變化較大的時(shí)候，存在穩(wěn)定性與快速性的矛盾。同 時(shí)，為了保證安全，直線作動(dòng)器兩端要進(jìn)行可靠的機(jī)械限位和緩沖。因此這類飛機(jī)仿真系統(tǒng) 的可靠性和壽命差，且對(duì)于結(jié)構(gòu)要求比較復(fù)雜。另一類常見的方式是利用電機(jī)帶動(dòng)凸輪22，由凸輪22推動(dòng)座椅或座艙上下運(yùn)動(dòng)， 彈簧支撐23用來減小負(fù)載重力對(duì)凸輪22的直接作用，降低能耗。其結(jié)構(gòu)如圖2所示，當(dāng)電 機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，負(fù)載21在凸輪22的作用下相對(duì)于凸輪22的轉(zhuǎn)軸做往復(fù)運(yùn)動(dòng)，從而形成上下往 復(fù)的周期運(yùn)動(dòng)。這種該方案最大的問題是對(duì)于一定的機(jī)械結(jié)構(gòu)，只能控制沖擊的次數(shù)和頻 率，對(duì)沖擊的幅度、類型無法調(diào)整，因而有功能性不足。
發(fā)明內(nèi)容
為了解決現(xiàn)有技術(shù)中飛行仿真系統(tǒng)存在的結(jié)構(gòu)上的缺陷導(dǎo)致的可靠性和壽命差， 以及功能性不足的問題，本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例提出了一種飛行仿真系統(tǒng)及驅(qū)動(dòng)單元。所述技 術(shù)方案如下本發(fā)明提出了一種飛行仿真系統(tǒng)，包括電機(jī)及負(fù)載，其特征在于，還包括連接機(jī) 構(gòu)，所述連接機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)桿和連接桿，所述主動(dòng)桿一端固定連接所述電機(jī)的動(dòng)力輸出軸， 并隨所述動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)；所述主動(dòng)桿的另一端通過軸連接連接桿的一端；所述連接桿的 另一端固定連接所述負(fù)載。
作為上述技術(shù)方案的優(yōu)選，所述飛行仿真系統(tǒng)還包括控制模塊，所述控制模塊電 連接所述電機(jī)；所述控制模塊向所述電機(jī)發(fā)出脈沖信號(hào)以驅(qū)動(dòng)所述電機(jī)的動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)
預(yù)定角度。作為上述技術(shù)方案的優(yōu)選，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號(hào)，并提取輸入信號(hào)中的預(yù)設(shè)負(fù)載移動(dòng) 軌跡；驅(qū)動(dòng)子模塊，所述驅(qū)動(dòng)子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機(jī)；所述驅(qū) 動(dòng)子模塊根據(jù)預(yù)設(shè)的負(fù)載移動(dòng)軌跡生成脈沖信號(hào)，并將脈沖信號(hào)發(fā)送到電機(jī)。作為上述技術(shù)方案的優(yōu)選，所述電機(jī)包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號(hào)的寬度和幅度控制所述電機(jī) 的動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。同時(shí)，本發(fā)明還提出了一種飛行仿真系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)單元，包括電機(jī)，其特征在于，還 包括連接機(jī)構(gòu)，所述連接機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)桿和連接桿，所述主動(dòng)桿一端固定連接所述電機(jī)的 動(dòng)力輸出軸，并隨所述動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)；所述主動(dòng)桿的另一端通過軸連接連接桿的一端。作為上述技術(shù)方案的優(yōu)選，所述飛行仿真系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)單元還包括控制模塊，所述 控制模塊電連接所述電機(jī)；所述控制模塊向所述電機(jī)發(fā)出脈沖信號(hào)以驅(qū)動(dòng)所述電機(jī)的動(dòng)力 輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。作為上述技術(shù)方案的優(yōu)選，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號(hào)，并提取輸入信號(hào)中的預(yù)設(shè)負(fù)載移動(dòng) 軌跡；驅(qū)動(dòng)子模塊，所述驅(qū)動(dòng)子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機(jī)；所述驅(qū) 動(dòng)子模塊根據(jù)預(yù)設(shè)的負(fù)載移動(dòng)軌跡生成脈沖信號(hào)，并將脈沖信號(hào)發(fā)送到電機(jī)。作為上述技術(shù)方案的優(yōu)選，所述電機(jī)包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號(hào)的寬度和幅度控制所述電機(jī) 的動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。本發(fā)明實(shí)施例提供的技術(shù)方案的有益效果是本發(fā)明實(shí)施例提出的飛行仿真系統(tǒng) 及驅(qū)動(dòng)單元，通過與電機(jī)輸出軸固定連接的主動(dòng)桿驅(qū)動(dòng)連接桿帶動(dòng)負(fù)載運(yùn)動(dòng)，可以在設(shè)計(jì) 范圍內(nèi)靈活控制負(fù)載的抖陣幅度和強(qiáng)度，且負(fù)載都只能往回走，而且減速換向是連續(xù)進(jìn)行 的，保證不會(huì)發(fā)生超出行程或減速?zèng)_擊。同時(shí)，在不通電時(shí)，電機(jī)無輸出，此時(shí)主動(dòng)桿和連接 桿在負(fù)載的作用下自動(dòng)保持在原點(diǎn)，這樣不需要任何不需要輔助懸掛裝置。同時(shí)，系統(tǒng)處于 下極限時(shí)理論上可以產(chǎn)生無窮大的向上推力，隨著負(fù)載的向上運(yùn)動(dòng)有效推力迅速下降，使 系統(tǒng)自動(dòng)趨于收斂，因此負(fù)載范圍非常寬。且結(jié)構(gòu)簡單安裝方便，對(duì)現(xiàn)有的飛行仿真系統(tǒng)進(jìn) 行簡單的改造即可。本發(fā)明的飛行仿真系統(tǒng)和驅(qū)動(dòng)單元及飛行仿真方法，可以采用普通市 電，無須其他工作介質(zhì)，靜止時(shí)不消耗電能，可靠性高，清潔環(huán)保低維護(hù)。
為了更清楚地說明本發(fā)明實(shí)施例的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例中使用的附圖作一 簡單地介紹，顯而易見地，下面所列附圖僅僅是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù) 人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
圖1是現(xiàn)有的一類飛行仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2是現(xiàn)有的另一類飛行仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖3是本發(fā)明提出的飛行仿真系統(tǒng)位于初始位置的結(jié)構(gòu)示意圖；圖4是本發(fā)明提出的飛行仿真系統(tǒng)移動(dòng)180度時(shí)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖5是本發(fā)明提出的飛行仿真系統(tǒng)移動(dòng)90度或270度時(shí)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖6是本發(fā)明提出的飛行仿真系統(tǒng)的電機(jī)及主動(dòng)軸移動(dòng)軌跡示意圖。附圖中，各標(biāo)號(hào)所代表的組件列表如下負(fù)載11直線作動(dòng)器12彈簧支撐13負(fù)載21凸輪22彈簧支撐23電機(jī)31軸32主動(dòng)桿33連接桿；34。
具體實(shí)施例方式為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明實(shí)施方 式作進(jìn)一步地詳細(xì)描述。實(shí)施例1本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例提出了飛行仿真系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)如圖3、圖4、圖5包括電機(jī)31、 負(fù)載(圖中未示出)、連接機(jī)構(gòu)。連接機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)桿33和連接桿34，主動(dòng)桿33 —端固定 連接電機(jī)31的動(dòng)力輸出軸，并隨動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)；主動(dòng)桿33的另一端通過軸32連接連接 桿34的一端；連接桿34的另一端固定連接負(fù)載。本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例中，電機(jī)通過一個(gè)曲柄連桿機(jī)構(gòu)，推動(dòng)座椅或座艙上下運(yùn)動(dòng)。電 機(jī)不工作時(shí)，如圖3所示，主動(dòng)桿33在負(fù)載重力作用下，處于下極限位置。如圖6所示，主 動(dòng)桿33可以隨動(dòng)力輸出軸旋轉(zhuǎn)360度，這樣就可以在設(shè)計(jì)范圍內(nèi)靈活控制負(fù)載的抖陣幅度 和強(qiáng)度。同時(shí)，這種曲柄連桿機(jī)構(gòu)使得負(fù)載只能往復(fù)運(yùn)動(dòng)，且減速換向是連續(xù)進(jìn)行的，保證 不會(huì)發(fā)生超出行程或減速?zèng)_擊。同時(shí)，在不通電時(shí)，電機(jī)無輸出，此時(shí)主動(dòng)桿和連接桿在負(fù) 載的作用下自動(dòng)保持在原點(diǎn)，這樣不需要任何不需要輔助懸掛裝置。同時(shí)，系統(tǒng)處于下極限 時(shí)理論上可以產(chǎn)生無窮大的向上推力，隨著負(fù)載的向上運(yùn)動(dòng)有效推力迅速下降，使系統(tǒng)自 動(dòng)趨于收斂，因此負(fù)載范圍非常寬。且結(jié)構(gòu)簡單安裝方便，對(duì)現(xiàn)有的飛行仿真系統(tǒng)進(jìn)行簡單 的改造即可。其中，負(fù)載可以為抖震座椅或是抖震座艙。優(yōu)選的，所述飛行仿真系統(tǒng)還包括控制模塊，所述控制模塊電連接所述電機(jī)；所述 控制模塊向所述電機(jī)發(fā)出脈沖信號(hào)以驅(qū)動(dòng)所述電機(jī)的動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。在電機(jī)不工作時(shí)，處于如圖3所示的極限位置。當(dāng)需要產(chǎn)生震動(dòng)時(shí)，控制模塊向 電機(jī)輸出一定幅度和寬度的脈沖，電機(jī)軸發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)，偏離下極限平衡位置，推動(dòng)負(fù)載向上運(yùn) 動(dòng)。當(dāng)脈沖消失，系統(tǒng)在重量作用下向下運(yùn)動(dòng)到下極限并自動(dòng)保持在該平衡位置。如圖4 和圖5所示，分別為主動(dòng)軸旋轉(zhuǎn)90度和180度的情況。通過實(shí)時(shí)控制脈沖寬度和幅度，可 靈活改變抖陣強(qiáng)度和幅度。優(yōu)選的，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號(hào)，并提取輸入信號(hào)中的預(yù)設(shè)負(fù)載移動(dòng) 軌跡；驅(qū)動(dòng)子模塊，所述驅(qū)動(dòng)子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機(jī)；所述驅(qū)動(dòng)子模塊根據(jù)預(yù)設(shè)的負(fù)載移動(dòng)軌跡生成脈沖信號(hào)，并將脈沖信號(hào)發(fā)送到電機(jī)。這樣控制系統(tǒng)可以根據(jù)所需產(chǎn)生的震動(dòng)的軌跡，生成脈沖信號(hào)，并通過脈沖信號(hào) 控制電機(jī)。優(yōu)選的，所述電機(jī)包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號(hào)的寬度和幅度控制所述電機(jī) 的動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。電機(jī)設(shè)置接收子模塊后，接收子模塊可以根據(jù)根據(jù)脈沖信號(hào)的幅度，控制主動(dòng)桿 33的旋轉(zhuǎn)幅度；并通過脈沖信號(hào)的寬度，控制主動(dòng)桿33旋轉(zhuǎn)的時(shí)間。這樣就可以通過信號(hào) 精確控制震動(dòng)的頻率和時(shí)間。實(shí)施例2本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例提出了飛行仿真系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)單元，其結(jié)構(gòu)如圖3、圖4、圖5包 括電機(jī)31、連接機(jī)構(gòu)。連接機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)桿33和連接桿34，主動(dòng)桿33 —端固定連接電機(jī) 31的動(dòng)力輸出軸，并隨動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)；主動(dòng)桿33的另一端通過軸32連接連接桿34的一端。該驅(qū)動(dòng)裝置在與負(fù)載一同使用時(shí)，連接桿34的另一端固定連接負(fù)載(圖中未示 出)。本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例中，電機(jī)通過一個(gè)曲柄連桿機(jī)構(gòu)，推動(dòng)座椅或座艙上下運(yùn)動(dòng)。電 機(jī)不工作時(shí)，如圖3所示，主動(dòng)桿33在負(fù)載重力作用下，處于下極限位置。如圖6所示，主 動(dòng)桿33可以隨動(dòng)力輸出軸旋轉(zhuǎn)360度，這樣就可以在設(shè)計(jì)范圍內(nèi)靈活控制負(fù)載的抖陣幅度 和強(qiáng)度。同時(shí)，這種曲柄連桿機(jī)構(gòu)使得負(fù)載只能往復(fù)運(yùn)動(dòng)，且減速換向是連續(xù)進(jìn)行的，保證 不會(huì)發(fā)生超出行程或減速?zèng)_擊。同時(shí)，在不通電時(shí)，電機(jī)無輸出，此時(shí)主動(dòng)桿和連接桿在負(fù) 載的作用下自動(dòng)保持在原點(diǎn)，這樣不需要任何不需要輔助懸掛裝置。同時(shí)，系統(tǒng)處于下極限 時(shí)理論上可以產(chǎn)生無窮大的向上推力，隨著負(fù)載的向上運(yùn)動(dòng)有效推力迅速下降，使系統(tǒng)自 動(dòng)趨于收斂，因此負(fù)載范圍非常寬。且結(jié)構(gòu)簡單安裝方便，對(duì)現(xiàn)有的飛行仿真系統(tǒng)進(jìn)行簡單 的改造即可。其中，負(fù)載可以為抖震座椅或是抖震座艙。優(yōu)選的，所述飛行仿真系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)單元還包括控制模塊，所述控制模塊電連接所 述電機(jī)；所述控制模塊向所述電機(jī)發(fā)出脈沖信號(hào)以驅(qū)動(dòng)所述電機(jī)的動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。在電機(jī)不工作時(shí)，處于如圖3所示的極限位置。當(dāng)需要產(chǎn)生震動(dòng)時(shí)，控制模塊向 電機(jī)輸出一定幅度和寬度的脈沖，電機(jī)軸發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)，偏離下極限平衡位置，推動(dòng)負(fù)載向上運(yùn) 動(dòng)。當(dāng)脈沖消失，系統(tǒng)在重量作用下向下運(yùn)動(dòng)到下極限并自動(dòng)保持在該平衡位置。如圖4 和圖5所示，分別為主動(dòng)軸旋轉(zhuǎn)90度和180度的情況。通過實(shí)時(shí)控制脈沖寬度和幅度，可 靈活改變抖陣強(qiáng)度和幅度。優(yōu)選的，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號(hào)，并提取輸入信號(hào)中的預(yù)設(shè)負(fù)載移動(dòng) 軌跡；驅(qū)動(dòng)子模塊，所述驅(qū)動(dòng)子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機(jī)；所述驅(qū) 動(dòng)子模塊根據(jù)預(yù)設(shè)的負(fù)載移動(dòng)軌跡生成脈沖信號(hào)，并將脈沖信號(hào)發(fā)送到電機(jī)。這樣控制系統(tǒng)可以根據(jù)所需產(chǎn)生的震動(dòng)的軌跡，生成脈沖信號(hào)，并通過脈沖信號(hào)
優(yōu)選的，所述電機(jī)包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號(hào)的寬度和幅度控制所述電機(jī) 的動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。電機(jī)設(shè)置接收子模塊后，接收子模塊可以根據(jù)根據(jù)脈沖信號(hào)的幅度，控制主動(dòng)桿 33的旋轉(zhuǎn)幅度；并通過脈沖信號(hào)的寬度，控制主動(dòng)桿33旋轉(zhuǎn)的時(shí)間。這樣就可以通過信號(hào) 精確控制震動(dòng)的頻率和時(shí)間。在上述每一實(shí)施例中，控制模塊可以采用開環(huán)控制電路，該開環(huán)控制電路可以是 普通的PWM模塊，以此進(jìn)行電流控制。以上所述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和 原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種飛行仿真系統(tǒng)，包括電機(jī)及負(fù)載，其特征在于，還包括連接機(jī)構(gòu)，所述連接機(jī)構(gòu) 包括主動(dòng)桿和連接桿，所述主動(dòng)桿一端固定連接所述電機(jī)的動(dòng)力輸出軸，并隨所述動(dòng)力輸 出軸轉(zhuǎn)動(dòng)；所述主動(dòng)桿的另一端通過軸連接連接桿的一端；所述連接桿的另一端固定連接 所述負(fù)載。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行仿真系統(tǒng)，其特征在于，所述飛行仿真系統(tǒng)還包括控制 模塊，所述控制模塊電連接所述電機(jī)；所述控制模塊向所述電機(jī)發(fā)出脈沖信號(hào)以驅(qū)動(dòng)所述 電機(jī)的動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行仿真系統(tǒng)，其特征在于，所述控制模塊包括輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號(hào)，并提取輸入信號(hào)中的預(yù)設(shè)負(fù)載移動(dòng)軌跡；驅(qū)動(dòng)子模塊，所述驅(qū)動(dòng)子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機(jī)；所述驅(qū)動(dòng)子 模塊根據(jù)預(yù)設(shè)的負(fù)載移動(dòng)軌跡生成脈沖信號(hào)，并將脈沖信號(hào)發(fā)送到電機(jī)。
4.根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的飛行仿真系統(tǒng)，其特征在于，所述電機(jī)包括接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號(hào)的寬度和幅度控制所述電機(jī)的動(dòng) 力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。
5.一種飛行仿真系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)單元，包括電機(jī)，其特征在于，還包括連接機(jī)構(gòu)，所述連接 機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)桿和連接桿，所述主動(dòng)桿一端固定連接所述電機(jī)的動(dòng)力輸出軸，并隨所述動(dòng) 力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)；所述主動(dòng)桿的另一端通過軸連接連接桿的一端。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛行仿真系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)單元，其特征在于，還包括控制模塊，所 述控制模塊電連接所述電機(jī)；所述控制模塊向所述電機(jī)發(fā)出脈沖信號(hào)以驅(qū)動(dòng)所述電機(jī)的動(dòng) 力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行仿真系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)單元，其特征在于，所述控制模塊包括 輸入子模塊，所述輸入子模塊接受輸入信號(hào)，并提取輸入信號(hào)中的預(yù)設(shè)負(fù)載移動(dòng)軌跡；驅(qū)動(dòng)子模塊，所述驅(qū)動(dòng)子模塊電連接所述輸入子模塊，并電連接所述電機(jī)；所述驅(qū)動(dòng)子 模塊根據(jù)預(yù)設(shè)的負(fù)載移動(dòng)軌跡生成脈沖信號(hào)，并將脈沖信號(hào)發(fā)送到電機(jī)。
8.根據(jù)權(quán)利要求6或7所述的飛行仿真系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)單元，其特征在于，所述電機(jī)包括 接收子模塊，所述接收子模塊根據(jù)接收到的脈沖信號(hào)的寬度和幅度控制所述電機(jī)的動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)預(yù)定角度。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛行仿真系統(tǒng)及驅(qū)動(dòng)單元，屬于機(jī)械領(lǐng)域。本發(fā)明的飛行仿真系統(tǒng)，包括電機(jī)及負(fù)載，還包括連接機(jī)構(gòu)，所述連接機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)桿和連接桿，所述主動(dòng)桿一端固定連接所述電機(jī)的動(dòng)力輸出軸，并隨所述動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)；所述主動(dòng)桿的另一端通過軸連接連接桿的一端；所述連接桿的另一端固定連接所述負(fù)載。本發(fā)明的飛行仿真系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)單元，包括電機(jī)，還包括連接機(jī)構(gòu)，所述連接機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)桿和連接桿，所述主動(dòng)桿一端固定連接所述電機(jī)的動(dòng)力輸出軸，并隨所述動(dòng)力輸出軸轉(zhuǎn)動(dòng)；所述主動(dòng)桿的另一端通過軸連接連接桿的一端。本發(fā)明通過曲柄連接機(jī)構(gòu)，使得飛機(jī)仿真系統(tǒng)可以在設(shè)計(jì)范圍內(nèi)靈活控制負(fù)載的抖陣幅度和強(qiáng)度。
文檔編號(hào)G09B9/10GK102063815SQ20091023755
公開日2011年5月18日 申請(qǐng)日期2009年11月18日 優(yōu)先權(quán)日2009年11月18日
發(fā)明者葛蘅, 袁修干 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)