CN103292957B - 小型飞行器的质量参数综合测量平台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种小型飞行器的质量参数综合测量平台，该平台中第三安装座与第四安装座固定连接；在第三安装座的套筒和导杆上连接上扭矩传感器的连接圆盘；在连接件的中心空腔内装配进第一滚珠轴承、内套圈和第二滚珠轴承并在第二滚珠轴承与第一滚珠轴承之间设有外套圈，在连接件的上部连接上轴承上端盖，在连接件的底部连接上轴承下端盖，四根连杆的上端安装在连接件的凸耳中，四根连杆的下端安装在第三安装座的凸耳中；第二安装座连接在连接轴的上板面上，三个拉压力传感器安装在第二安装座上。本发明作为间接输出型测量平台，采用三个一维的拉压力传感器和一个力矩传感器获取四维信息；通过编码器来记录四自由度测试部分的角加速度信息，实现了转动惯量大小的测量。

Description

小型飞行器的质量参数综合测量平台

技术领域

本发明涉及一种飞行器测试平台，更特别地说，是指一种基于一维力/力矩传感器的、且通过编码器记录四自由度测试部分的角加速度信息的小型飞行器的质量参数综合测量平台。

背景技术

随着航空航天工业的不断发展，无人飞行器的结构无论在外形，受力情况及边界条件等方面均变得非常复杂。飞行器在研制过程中，气动结构布局，气动力分析，动力源选型与分析尤为重要。对于一种新型飞行器的初期研制阶段来说，主要工作内容是验证方案的可行性，包括机械本体的设计，动力方案的设计，控制方案的设计等等。其中，机械本体设计需要考虑到飞行器的气动布局是否合理，因此需要测量飞行器的气动力。此外，在动力方案设计时，需要测量飞行器的升力，选择合适的动力源以达到所需的推重比。目前，最典型的研究方法是利用多维力传感器获取飞行器的力学参数。最典型的多维力/力矩传感器主要为六维和三维两种。现有的三维力传感器虽然结构简单，性能较好，但是无法测量飞行器飞行过程的力矩信息。而直接输出型(无耦合型)六维传感器结构非常复杂，间接输出型(有耦合型)的解耦过程复杂且无法解决维间耦合误差问题。并且六维传感器对于普通的工程实践研究来说，成本非常高。

质量特性参数(质量、质心、转动惯量)是飞行器的重要飞行技术参数，其测量在航空航天工程中有着重要意义。由于飞行器的结构复杂，元器件繁多，理论计算很难得出其质心位置及转动惯量大小。传统的质心测量和转动惯量测量分别采用多点支撑法和扭摆法，一次安装只能获取安装方向上的质心或者转动惯量，很难一次性同时得出质心位置和转动惯量大小。

发明内容

为解决上述缺陷问题，将质量、质心、转动惯量的测量集于一体，形成一套小型飞行器质量参数综合测试平台，该平台可以通过一次安装就测量出小型飞行器的质心位置和转动惯量。本发明的目的是提供一种小型飞行器的质量参数综合测量平台，该平台包括有第一拉压力传感器(10A)、第二拉压力传感器(10B)、第三拉压力传感器(10C)、扭矩传感器(10D)、第一万向节(11A)、第二万向节(11B)、第三万向节(11C)、第一安装座(1)、第二安装座(2)、第三安装座(3)、角加速度测量组件、连接件(5)、第一连接杆(6A)、第二连接杆(6B)、第三连接杆(6C)、第四连接杆(6D)、连接轴(7)、第一滚珠轴承(8A)、第二滚珠轴承(8B)、外套圈(8C)和内套圈(8D)；所述角加速度测量组件包括有第四安装座(4)、第三滚珠轴承(8E)、第一支撑板(91)、第二支撑板(92)、转动件(93)、编码器(94)、以及套接在第一支撑板(91)与第四安装座(4)之间的四根带有套筒的支撑杆、以及用于支撑起第四安装座(4)的四根立柱；所述四根带有套筒的支撑杆是指第一支撑杆(13A)、第二支撑杆(13B)、第三支撑杆(13C)、第四支撑杆(13D)；所述四根立柱是指第一立柱(12A)、第二立柱(12B)、第三立柱(12C)、第四立柱(12D)；

第一安装座(1)的第一螺纹孔(1A)内安装有第一万向节(11A)的上连接轴，第一万向节(11A)的下连接轴与第一拉压力传感器(10A)连接；第一拉压力传感器(10A)的底部通过螺钉固定在第二安装座(2)上；

第一安装座(1)的第二螺纹孔(1B)内安装有第二万向节(11B)的上连接轴，第二万向节(11B)的下连接轴与第二拉压力传感器(10B)连接；第二拉压力传感器(10B)的底部通过螺钉固定在第二安装座(2)上；

第一安装座(1)的第三螺纹孔(1C)内安装有第三万向节(11C)的上连接轴，第三万向节(11C)的下连接轴与第三拉压力传感器(10C)连接；第三拉压力传感器(10C)的底部通过螺钉固定在第二安装座(2)上；

第二安装座(2)的下板面上固定安装有连接轴(7)的轴端盖；

第三安装座(3)包括有一个底盘座(39)、第一导杆(31)、第二导杆(32)、第三导杆(33)、第四导杆(34)、第一套筒(35)、第二套筒(36)、第三套筒(37)、第四套筒(38)；

底盘座(39)的板面上设有四个第二通孔(395)和四个沉头孔(396)；通过在第二通孔(395)中置入第一螺钉(397)实现将底盘座(39)与转动件(93)的上板面固定安装；所述的沉头孔(396)用于放置导杆的一端，同理可得，第一导杆(31)的下端置于第一沉头孔中，第二导杆(32)的下端置于第二沉头孔中，第三导杆(33)的下端置于第三沉头孔中，第四导杆(34)的下端置于第四沉头孔中；

底盘座(39)的四个侧板面上分别设有第一凸耳(391)、第二凸耳(392)、第三凸耳(393)、第四凸耳(394)；第一凸耳(391)上连接有第一连接杆(6A)的下端；第二凸耳(392)上连接有第二连接杆(6B)的下端；第三凸耳(393)上连接有第三连接杆(6C)的下端；第四凸耳(394)上连接有第四连接杆(6D)的下端；

第一导杆(31)上套接有第一套筒(35)，第二导杆(32)上套接有第二套筒(36)，第三导杆(33)上套接有第三套筒(37)，第四导杆(34)上套接有第四套筒(38)；

第一套筒(35)、第二套筒(36)、第三套筒(37)和第四套筒(38)分别置于扭矩传感器(10D)的连接圆盘(10D-2)上的第四通孔(10D-3)中；

连接件(5)的中部为中心空腔(55)；连接件(5)的四个侧板面上分别设有第五凸耳(51)、第六凸耳(52)、第七凸耳(53)、第八凸耳(54)；第五凸耳(51)上连接有第一连接杆(6A)的上端；第六凸耳(52)上连接有第二连接杆(6B)的上端；第七凸耳(53)上连接有第三连接杆(6C)的上端；第八凸耳(54)上连接有第四连接杆(6D)的上端；

连接件(5)的中心空腔(55)内从下至上安装有第一滚珠轴承(8A)、外套圈(8C)和第二滚珠轴承(8B)；第一滚珠轴承(8A)、内套圈(8D)和第二滚珠轴承(8B)套接在连接轴(7)的轴承段(71)上；连接件(5)的上端固定连接有轴承上端盖(7A)，连接件(5)的下端固定连接有轴承下端盖(7B)；

连接轴(7)的上板面(74)上设有螺纹孔，通过在螺纹孔中放置螺钉实现连接轴(7)与第二安装座(2)的固定连接；连接轴(7)的轴承段(71)上从上至下套接有第二滚珠轴承(8B)、内套圈(8D)和第一滚珠轴承(8A)；第二滚珠轴承(8B)与第一滚珠轴承(8A)之间设有外套圈(8C)；

连接轴(7)的连接头(72)上设有第四螺纹孔(73)，通过在第四螺纹孔(73)中放置螺栓(7C)实现连接轴(7)与扭矩传感器(10D)的U形槽端连接；螺栓(7C)一端穿过第四螺纹孔(73)、扭矩传感器(10D)的U形槽(10D-1)上的第三通孔(10D-4)后，用螺母(7D)拧紧；

角加速度测量组件中的转动件(93)的上板面与第三安装座(3)固定安装，转动件(93)的下板面上设有盲孔(932)，该盲孔(932)内安装有锁紧钉(96)，锁紧钉(96)套接在联轴器(95)的一端上，联轴器(95)的另一端套接在编码器(94)的输出轴上；转动件(93)的轴承段(933)上套接有第三滚珠轴承(8E)的内套圈(8E-2)；第三滚珠轴承(8E)置于第四安装座(4)的中心通孔(45)内，且通过轴承挡圈(41)抵挡第三滚珠轴承(8E)从第四安装座(4)的中心通孔(45)中滑落；第三滚珠轴承(8E)的外套圈(8E-1)与第四安装座(4)的内壁(46)紧配合；

角加速度测量组件中的第四安装座(4)的安装板面(47)第一方面通过第五通孔(42)来安装第一立柱(12A)、第二立柱(12B)、第三立柱(12C)、第四立柱(12D)；第二方面通过第六通孔(43)来安装第一支撑杆(13A)、第二支撑杆(13B)、第三支撑杆(13C)、第四支撑杆(13D)；第三方面通过第一螺纹孔(44)中螺纹连接第二螺钉(923)来实现第二支撑板(92)与第四安装座(4)的固定安装；

第一支撑板(91)的中心设有中心通孔(911)，该中心通孔(911)用于编码器(94)的连接轴穿过；

第二支撑板(92)的中心是中心通孔(921)，该中心通孔(921)用于转动件(93)穿过；第二支撑板(92)的板面上设有四个第七通孔(922)，该第七通孔(922)用于第二螺钉(923)穿过。

本发明小型飞行器的质量参数综合测量平台的优点在于：

①本发明利用一维力/力矩传感器设计出一种成本低、安装简单，性能高，无维间耦合误差的四维力/力矩测试平台。

②扭矩传感器沿Z轴安装，三个拉压力传感器在XOY平面呈120°分布安装的传感器布局形式可以解决维间耦合的误差问题，提高了测试系统的精度。

③连接件和第三安装座之间用连杆连接起来，扭矩传感的底座通过导杆和第三安装座相连，这种结构设计使得飞行器的重力由连杆承担，避免了直接作用在扭矩传感器上，导致扭矩传感器损坏，同时也方便扭矩传感器的拆卸。

④在第四安装座上安装编码器与转动件，通过编码器驱动转动件的转动实现四自由度测试部分的转动，进而测量得到转动惯量大小。

附图说明

图1是本发明的质量参数综合测量平台的外部结构图。

图1A是本发明的质量参数综合测量平台的另一视角的外部结构图。

图1B是本发明的质量参数综合测量平台的正视面结构图。

图2是本发明的四自由度测试部分的外部结构图。

图2A是本发明的四自由度测试部分的传动轴部分的外部结构图。

图3是本发明第三安装座的结构图。

图4是本发明连接件的结构图。

图5是本发明轴承部分的分解图。

图6是本发明三个拉压力传感器的解耦原理图。

图7是本发明角加速度测量部分的外部结构图。

图7A是本发明角加速度测量部分的分解图。

图7B是本发明角加速度测量部分中的转动件的结构图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

参见图1、图1A、图2、图2A所示，本发明的一种小型飞行器的质量参数综合测量平台，该平台包括有角加速度测量组件、第一安装座1、第二安装座2、第三安装座3、连接件5、四根连接杆(第一连接杆6A、第二连接杆6B、第三连接杆6C、第四连接杆6D)、连接轴7、以及套接在连接轴7上的轴承部分、以及安装在第三安装座3上的扭矩传感器10D、以及安装在第一安装座1与第二安装座2之间的三个万向节(11A、11B、11C)和三个拉压力传感器(10A、10B、10C)。所述轴承部分包括有第一滚珠轴承8A、第二滚珠轴承8B、外套圈8C和内套圈8D。所述角加速度测量组件包括有第四安装座4、第三滚珠轴承8E、第一支撑板91、第二支撑板92、转动件93、编码器94、以及套接在第一支撑板91与第二支撑板92之间的四根支撑杆(第一支撑杆13A、第二支撑杆13B、第三支撑杆13C、第四支撑杆13D)、以及用于支撑起第四安装座4的四根立柱(第一立柱12A、第二立柱12B、第三立柱12C、第四立柱12D)。其中，角加速度测量组件通过编码器能够获取四自由度测试部分转动的角加速度信息。四自由度测试部分为除角加速度测量组件以外的部分，也称为上测试体。

在本发明中，拉压力传感器选用北京康森特科技有限责任公司生产的BK-2型拉压力传感器，量程：0kg～20kg，精度0.02％。

在本发明中，扭矩传感器10D选用北京康森特科技有限责任公司生产的AKC-11型扭矩传感器，量程：0牛·米～10牛·米，精度0.02％。

(一)第一安装座1

参见图、图1A、图2、图2A所示，第一安装座1上设有第一通孔1D和三个螺纹孔。第一安装座1的第一螺纹孔1A内安装有第一万向节11A的上连接轴，第一万向节11A的下连接轴与第一拉压力传感器10A连接；第一拉压力传感器10A的底部通过螺钉固定在第二安装座2上。所述第一通孔1D用于固定被测对象(即飞行器)。

第一安装座1的第二螺纹孔1B内安装有第二万向节11B的上连接轴，第二万向节11B的下连接轴与第二拉压力传感器10B连接；第二拉压力传感器10B的底部通过螺钉固定在第二安装座2上。

第一安装座1的第三螺纹孔1C内安装有第三万向节11C的上连接轴，第三万向节11C的下连接轴与第三拉压力传感器10C连接；第三拉压力传感器10C的底部通过螺钉固定在第二安装座2上。

在本发明中，三个拉压力传感器(10A、10B、10C)均匀分布固定在第二安装座2上。拉压力传感器用于测量被测对象(即飞行器)的施加在第一安装座1上的拉压力。

(二)第二安装座2

第二安装座2的上板面上固定安装有三个拉压力传感器(10A、10B、10C)，第二安装座2的下板面上固定安装有连接轴7的轴端盖。

参见图1、图1A、图2、图2A、图5所示，在本发明中，采用万向节将拉压力传感器安装在第一安装座1与第二安装座2之间，每个万向节限制了本发明测试平台在Z方向的自由度，但是对XOY平面内(即第二安装座2的安装面)的力和力矩没有限制作用，因此第二安装座2在安装面内受到的X轴方向上的力矩MX、Y轴方向上的力矩MY，能够通过三个万向节(11A、11B、11C)将力矩产生的拉压力效果分别传递给三个拉压力传感器(10A、10B、10C)。

以第二安装座2的安装面为XOY平面，第一拉压力传感器10A与安装面中心点O的连线为Y轴，垂直于安装面竖直向上为Z轴正方向，在安装面上建立笛卡尔三维坐标系。

三个拉压力传感器(10A、10B、10C)与安装面的接触点记为A点、B点、C点，三个拉压力传感器(10A、10B、10C)以安装角β＝120°等分排列在半径为R的第二安装座2的圆周上，此三点处有垂直于第二安装座2的安装面的三个拉压力，设三个拉压力传感器(10A、10B、10C)检测的拉压力分别为F₁、F₂、F₃，则此三个力的空间矢量坐标为 $\stackrel{\→}{F_1}=(0,0,F_1),\stackrel{\→}{F_2}=(0,0,F_2),\stackrel{\→}{F_3}=(0,0,F_3),$ 飞行器产生的升力为F_z＝F₁+F₂+F₃。β表示传感器的安装角，R表示第二安装座2的半径，也是三个拉压力传感器共圆的半径。

三个拉压力传感器(10A、10B、10C)在安装面内的Z轴到着力点的位移矢量分别记为则三者的空间矢量坐标为 $\stackrel{\→}{OB}=(R\×cos\mathrm{\θ},-R\×sin\mathrm{\θ},0),\stackrel{\→}{OC}=(-R\×cos\mathrm{\θ},-R\×sin\mathrm{\θ},0).$ θ表示坐标偏角，且θ＝β-90°。

根据物理学中力矩计算法则，的力矩为

根据物理学中力矩计算法则，的力矩为 $\stackrel{\→}{M_2}=(-F_2\×R\×sin\mathrm{\θ},-F_2\×R\×cos\mathrm{\θ},0).$

根据物理学中力矩计算法则，的力矩为 $\stackrel{\→}{M_3}=(-F_3\×R\×sin\mathrm{\θ},F_3\×R\×cos\mathrm{\θ},0).$ 在本发明中，力矩计算法则选用西北工业大学出版社于2001年8月出版的《理论力学》，刘俊卿主编，第29页到第31页中的相关内容。

则总力矩 $\stackrel{\→}{M}=\stackrel{\→}{M_1}+\stackrel{\→}{M_2}+\stackrel{\→}{M_3}.$

根据飞行器建模中常用的规定，绕Z轴的力矩为偏航力矩M_Z，对于扭矩传感器10D的测量结果直接输出即是偏航力矩M_Z。

绕Y轴的力矩为滚转力矩M_Y＝-F₂×R×cosθ+F₃×R×cosθ。

绕X轴的力矩为俯仰力矩M_X＝F₁×R-F₂×R×sinθ-F₃×R×sinθ。

因此，在本发明中，将四个传感器的输出F₁,F₂,F₃,M_Z和所需测量的四维力/力矩Fz,M_X,M_Y,M_Z的关系写成矩阵形式为：

$\left[\begin{array}{c}{F}_Z\\ M_x\\ M_y\\ M_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cccc}1& 1& 1& 0\\ R& -R\×sin\mathrm{\θ}& -R\×sin\mathrm{\θ}& 0\\ 0& -R\×\cos \mathrm{\θ}& R\×\cos \mathrm{\θ}& 0\\ 0& 0& 0& 1\end{array}\right]\×\left[\begin{array}{c}{F}_1\\ F_2\\ F_3\\ M_z\end{array}\right].$

(三)第三安装座3

参见图1、图1A、图2、图2A、图3所示，第三安装座3包括有一个底盘座39、四个套筒(35、36、37、38)和四个导杆(31、32、33、34)，其中，四个套筒(35、36、37、38)与四个导杆(31、32、33、34)的配合构成扭矩传感器10D沿Z轴运动的导程组件。

底盘座39的板面上设有四个第二通孔395和四个沉头孔396；通过在第二通孔395中置入第一螺钉397实现将底盘座39与转动件3的上板面固定安装。所述的沉头孔396用于放置导杆。同理可得，第一导杆31的下端置于第一沉头孔中，第二导杆32的下端置于第二沉头孔中，第三导杆33的下端置于第三沉头孔中，第四导杆34的下端置于第四沉头孔中。

底盘座39的四个侧板面上分别设有第一凸耳391、第二凸耳392、第三凸耳393、第四凸耳394；第一凸耳391上连接有第一连接杆6A的下端；第二凸耳392上连接有第二连接杆6B的下端；第三凸耳393上连接有第三连接杆6C的下端；第四凸耳394上连接有第四连接杆6D的下端。

第一导杆31上套接有第一套筒35，第二导杆32上套接有第二套筒36，第三导杆33上套接有第三套筒37，第四导杆34上套接有第四套筒38。

第一套筒35、第二套筒36、第三套筒37和第四套筒38分别置于扭矩传感器10D的连接圆盘10D-2上的第四通孔10D-3中(如图4所示)，通过四个套筒与四个导杆实现扭矩传感器10D与第三安装座3的活动连接。

(四)连接件5

参见图1、图1A、图2、图2A、图4所示，连接件5的中部为中心空腔55；连接件5的四个侧板面上分别设有第五凸耳51、第六凸耳52、第七凸耳53、第八凸耳54；

第五凸耳51上连接有第一连接杆6A的上端；第六凸耳52上连接有第二连接杆6B的上端；第七凸耳53上连接有第三连接杆6C的上端；第八凸耳54上连接有第四连接杆6D的上端。

连接件5的中心空腔55内从下至上安装有第一滚珠轴承8A、外套圈8C和第二滚珠轴承8B。第一滚珠轴承8A、内套圈8D和第二滚珠轴承8B套接在连接轴7的轴承段71上。连接件5的上端固定连接有轴承上端盖7A，连接件5的下端固定连接有轴承下端盖7B。轴承上端盖7A与轴承下端盖7B能够保护滚珠轴承从连接件5的中心空腔55中脱出。

(五)连接轴7

参见图1、图1A、图2、图2A、图5所示，连接轴7的上板面74上设有螺纹孔，通过在螺纹孔中放置螺钉实现连接轴7与第二安装座2的固定连接。

连接轴7的轴承段71上从上至下套接有第二滚珠轴承8B、内套圈8D和第一滚珠轴承8A。第二滚珠轴承8B与第一滚珠轴承8A之间设有外套圈8C(如图1A所示)。

连接轴7的连接头72上设有第四螺纹孔73，通过在第四螺纹孔73中放置螺栓7C实现连接轴7与扭矩传感器10D的U形槽端连接。螺栓7C一端穿过第四螺纹孔73、扭矩传感器10D的U形槽10D-1上的第三通孔10D-4后，用螺母7D拧紧。

(六)角加速度测量组件

参见图1、图1A、图7、图7A所示，角加速度测量组件包括有第四安装座4、第三滚珠轴承8E、第一支撑板91、第二支撑板92、转动件93、编码器94、以及套接在第一支撑板91与第四安装座4之间的四根带有套筒的支撑杆(第一支撑杆13A、第二支撑杆13B、第三支撑杆13C、第四支撑杆13D)、以及用于支撑起第四安装座4的四根立柱(第一立柱12A、第二立柱12B、第三立柱12C、第四立柱12D)。

参见图7A、图7B所示，转动件93的上板面上设有第二螺纹孔931，该第二螺纹孔931用于放置第一螺钉397(如图2所示)，通过所述第一螺钉397穿过第三安装座3的底盘座39上的第二通孔395后螺纹连接在转动件93的第二螺纹孔931中，从而实现第三安装座3的底盘座39的下板面与转动件93的上板面之间的固定安装。转动件93的下板面上设有盲孔932，该盲孔932内安装有锁紧钉96，锁紧钉96套接在联轴器95的一端，联轴器95的另一端套接在编码器94的输出轴上。转动件93的轴承段933上套接有第三滚珠轴承8E的内套圈8E-2。第三滚珠轴承8E置于第四安装座4的中心通孔45内，且通过轴承挡圈41抵挡第三滚珠轴承8E从第四安装座4的中心通孔45中滑落。第三滚珠轴承8E的外套圈8E-1与第四安装座4的中心通孔45的内壁紧配合。

第四安装座4的中心为中心通孔45；第四安装座4的安装板面47上设有四个第五通孔42、四个第六通孔43、四个第一螺纹孔44；中心通孔45与内壁46之间设有轴承挡圈41，第三滚珠轴承8E置于中心通孔45内，且通过轴承挡圈41阻止第三滚珠轴承8E从中心通孔45中滑落。第五通孔42用于放置立柱的上端，同理可得，第一立柱12A的上端安装在安装板面47的第一个第五通孔内、第二立柱12B的上端安装在安装板面47的第二个第五通孔内、第三立柱12C的上端安装在安装板面47的第三个第五通孔内、第四立柱12D的上端安装在安装板面47的第四个第五通孔内。第六通孔43用于放置支撑杆的上端，同理可得，第一支撑杆13A的上端安装在安装板面47的第一个第六通孔内、第二支撑杆13B的上端安装在安装板面47的第二个第六通孔内、第三支撑杆13C的上端安装在安装板面47的第三个第六通孔内、第四支撑杆13D的上端安装在安装板面47的第四个第六通孔内。第一螺纹孔44用于放置第二螺钉923，该第二螺钉923穿过第二支撑板92上的第七通孔922后螺纹连接在第四安装座4的安装板面47的第一螺纹孔44上。通过第二螺钉923实现第二支撑板92与第四安装座4的固定安装。

第一支撑板91的中心设有中心通孔911，该中心通孔911用于编码器94的连接轴穿过。第一支撑板91的板面上设有四个通孔，该通孔用于支撑杆的上端穿过，即第一支撑杆13A的上端先穿过第一支撑板91的板面上的第一个通孔后，套接上套筒后，再穿过第四安装座4上的第一个第六通孔；第二支撑杆13B的上端先穿过第一支撑板91的板面上的第二个通孔后，套接上套筒后，再穿过第四安装座4上的第二个第六通孔；第三支撑杆13C的上端先穿过第一支撑板91的板面上的第三个通孔后，套接上套筒后，再穿过第四安装座4上的第三个第六通孔；第四支撑杆13D的上端先穿过第一支撑板91的板面上的第四个通孔后，套接上套筒后，再穿过第四安装座4上的第四个第六通孔。

第二支撑板92的中心是中心通孔921，该中心通孔921用于转动件93穿过；第二支撑板92的板面上设有四个第七通孔922，该第七通孔922用于第二螺钉923穿过。

在本发明中，角加速度测量组件一方面支撑起整个测量平台，另一方面通过编码器94记录转动件93转动的角加速度信息，进而获取安装在转动件93上的四自由度测试部分的角加速度信息。通过多个传感器的组合测量能够得到小型飞行器的转动惯量的大小。

(七)质心位置测量

为了测量过质心轴的转动惯量，需要先测出质心的位置。质心位置的测量是通过三个拉压力传感器完成的。将小型飞行器在第一安装座1上固定，小型飞行器可随四自由度测试部分(也称为上测试体，除角加速度测量组件以外的部分)转动，第一安装座1下方是三个拉压力传感器，三个拉压力传感器在第二安装座2上的竖直投影如图6所示。在图6中，第一拉压力传感器10A的位置坐标记为x_10A,y_10A，第二拉压力传感器10B的位置坐标记为x_10B,y_10B，第三拉压力传感器10C的位置坐标记为x_10C,y_10C。

假设测量时三个拉压力传感器(10A、10B、10C)的测量值记为m_10A,m_10B,m_10C，则飞行器的总质量为m＝m_10A+m_10B+m_10C。

根据静力学的力矩平衡，在平面XOY内对OY轴取矩，可得飞行器的质心记为x_c，即 $\begin{array}{c}{x}_c=\frac{1}{mg}\left(m_{10B}{\mathrm{gx}}_{10B}+m_{10C}{\mathrm{gx}}_{10C}\right)\\ =\frac{m_{10B}{x}_{10B}+m_{10C}{x}_{10C}}{m_{10A}+m_{10B}+m_{10C}}\end{array},$ g表示重力加速度。

同理在平面XOY内对OX轴取矩，可得飞行器的质心记为y_c，即

$\begin{array}{c}{y}_c=\frac{1}{mg}\left(m_{10A}{\mathrm{gy}}_{10A}+m_{10B}{\mathrm{gy}}_{10B}+m_{10C}{\mathrm{gy}}_{10C}\right)\\ =\frac{m_{10A}{y}_{10A}+m_{10B}{y}_{10B}+m_{10C}{y}_{10C}}{m_{10A}+m_{10B}+m_{10C}}\end{array},$ g表示重力加速度。

在图1、图6中，本发明平台的坐标为O-XYZ，质心z_c是在平面XOY内的质心。

(八)转动惯量的测量

图1B中，OZ为本发明测试平台的转动轴，始终为竖直方向。测试时，通过连接杆(第一连接杆6A、第二连接杆6B、第三连接杆6C、第四连接杆6D)使上测试体摆动，扭矩传感器10D可测得使承重体转动的力矩，通过编码器94可获取上测试体转动的角加速度信息。

首先需要测量空载下的承重体部分的转动惯量，设此时扭矩传感器10D的输出值为M₀，通过编码器94获得的角加速度信息为α₀，则根据刚体力矩方程，可以得到空载下的承重体部分的转动惯量

然后将飞行器安装在第一安装座1上，再次测量，此时飞行器和承重体整体的转动惯量为

飞行器相对于Z轴的转动惯量为

根据平行轴定理，相对于过质心轴的转动惯量为J_C，即

$\begin{array}{c}{J}_C=\frac{M}{\mathrm{\α}}-\frac{M_0}{{\mathrm{\α}}_0}\\ -\frac{{(m_{10B}{y}_{10B}+m_{10C}{y}_{10C})}^2+{(m_{10A}{y}_{10A}+m_{10B}{y}_{10B}+m_{10C}{y}_{10C})}^2}{m_{10A}+m_{10B}+m_{10C}}\end{array}.$

本发明设计的小型飞行器的质量参数综合测量平台的零部件装配关系为：第三安装座3与第四安装座4中的转动件93固定连接；在第三安装座3的套筒和导杆上连接上扭矩传感器10D的连接圆盘10D-2；在连接件5的中心空腔55内装配进第一滚珠轴承8A、内套圈8D和第二滚珠轴承8B并在第二滚珠轴承8B与第一滚珠轴承8A之间设有外套圈8C，在连接件5的上部连接上轴承上端盖7A，在连接件5的底部连接上轴承下端盖7B，在连接轴7的轴承段71上套接上第二滚珠轴承8B、内套圈8D和第一滚珠轴承8A，连接轴7的连接头72与扭矩传感器10D的U形槽端连接；将第一连杆6A的上端安装在连接件5的第五凸耳51中，第一连杆6A的下端安装在第三安装座3的第一凸耳31中；将第二连杆6B的上端安装在连接件5的第六凸耳52中，第二连杆6B的下端安装在第三安装座3的第二凸耳32中；将第三连杆6C的上端安装在连接件5的第七凸耳53中，第三连杆6C的下端安装在第三安装座3的第三凸耳33中；将第四连杆6D的上端安装在连接件5的第八凸耳54中，第四连杆6D的下端安装在第三安装座3的第四凸耳34中；将第二安装座2连接在连接轴7的上板面上；将第一拉压力传感器10A的一端、第二拉压力传感器10B的一端和第三拉压力传感器10C的一端安装在第二安装座2上，第一拉压力传感器10A的另一端、第二拉压力传感器10B的另一端和第三拉压力传感器10C的另一端分别通过三个万向节安装在第一安装座1的底部。

本发明设计的小型飞行器的质量参数综合测量平台可以测量四维力和力矩；其中，第一维是指沿Z轴方向的力，第二维是指绕X轴的扭矩，第三维是指绕Y轴的扭矩，第四维是指绕Z轴的扭矩。坐标轴的表示参见图1所示。

本发明设计的小型飞行器的质量参数综合测量平台作为一种间接输出型(有耦合型)测量平台，即测试平台的多维输出几乎和每一个传感器检测到的力分量和力矩分量有关，此平台采用三个一维的拉压力传感器和一个力矩传感器获取四个维信息，然后通过解耦计算，得出F_z,M_x,M_y,M_z的值。考虑到偏航力矩和其他三个测量量的空间关系，此处用一个力矩传感器直接测量偏航力矩，该力矩传感器的输出和其他三个拉压力传感器的输出无耦合关系，属于直接输出模块。M_x,M_y,M_z的测量由三个拉压力传感器的测量结果解耦计算获得。

Claims (8)

1.一种小型飞行器的质量参数综合测量平台，其特征在于：该平台包括有第一拉压力传感器(10A)、第二拉压力传感器(10B)、第三拉压力传感器(10C)、扭矩传感器(10D)、第一万向节(11A)、第二万向节(11B)、第三万向节(11C)、第一安装座(1)、第二安装座(2)、第三安装座(3)、角加速度测量组件、连接件(5)、第一连接杆(6A)、第二连接杆(6B)、第三连接杆(6C)、第四连接杆(6D)、连接轴(7)、第一滚珠轴承(8A)、第二滚珠轴承(8B)、外套圈(8C)和内套圈(8D)；所述角加速度测量组件包括有第四安装座(4)、第三滚珠轴承(8E)、第一支撑板(91)、第二支撑板(92)、转动件(93)、编码器(94)、以及套接在第一支撑板(91)与第四安装座(4)之间的四根带有套筒的支撑杆、以及用于支撑起第四安装座(4)的四根立柱；所述四根带有套筒的支撑杆是指第一支撑杆(13A)、第二支撑杆(13B)、第三支撑杆(13C)、第四支撑杆(13D)；所述四根立柱是指第一立柱(12A)、第二立柱(12B)、第三立柱(12C)、第四立柱(12D)；

第一安装座(1)的第一螺纹孔(1A)内安装有第一万向节(11A)的上连接轴，第一万向节(11A)的下连接轴与第一拉压力传感器(10A)连接；第一拉压力传感器(10A)的底部通过螺钉固定在第二安装座(2)上；

第一安装座(1)的第二螺纹孔(1B)内安装有第二万向节(11B)的上连接轴，第二万向节(11B)的下连接轴与第二拉压力传感器(10B)连接；第二拉压力传感器(10B)的底部通过螺钉固定在第二安装座(2)上；

第一安装座(1)的第三螺纹孔(1C)内安装有第三万向节(11C)的上连接轴，第三万向节(11C)的下连接轴与第三拉压力传感器(10C)连接；第三拉压力传感器(10C)的底部通过螺钉固定在第二安装座(2)上；

第二安装座(2)的下板面上固定安装有连接轴(7)的轴端盖；

第三安装座(3)包括有一个底盘座(39)、第一导杆(31)、第二导杆(32)、第三导杆(33)、第四导杆(34)、第一套筒(35)、第二套筒(36)、第三套筒(37)、第四套筒(38)；

底盘座(39)的板面上设有四个第二通孔(395)和四个沉头孔(396)；通过在第二通孔(395)中置入第一螺钉(397)实现将底盘座(39)与转动件(93)的上板面固定安装；所述的沉头孔(396)用于放置导杆的一端，第一导杆(31)的下端置于第一沉头孔中，第二导杆(32)的下端置于第二沉头孔中，第三导杆(33)的下端置于第三沉头孔中，第四导杆(34)的下端置于第四沉头孔中；

底盘座(39)的四个侧板面上分别设有第一凸耳(391)、第二凸耳(392)、第三凸耳(393)、第四凸耳(394)；第一凸耳(391)上连接有第一连接杆(6A)的下端；第二凸耳(392)上连接有第二连接杆(6B)的下端；第三凸耳(393)上连接有第三连接杆(6C)的下端；第四凸耳(394)上连接有第四连接杆(6D)的下端；

第一导杆(31)上套接有第一套筒(35)，第二导杆(32)上套接有第二套筒(36)，第三导杆(33)上套接有第三套筒(37)，第四导杆(34)上套接有第四套筒(38)；

第一套筒(35)、第二套筒(36)、第三套筒(37)和第四套筒(38)分别置于扭矩传感器(10D)的连接圆盘(10D-2)上的第四通孔(10D-3)中；

连接件(5)的中部为中心空腔(55)；连接件(5)的四个侧板面上分别设有第五凸耳(51)、第六凸耳(52)、第七凸耳(53)、第八凸耳(54)；第五凸耳(51)上连接有第一连接杆(6A)的上端；第六凸耳(52)上连接有第二连接杆(6B)的上端；第七凸耳(53)上连接有第三连接杆(6C)的上端；第八凸耳(54)上连接有第四连接杆(6D)的上端；

连接件(5)的中心空腔(55)内从下至上安装有第一滚珠轴承(8A)、外套圈(8C)和第二滚珠轴承(8B)；第一滚珠轴承(8A)、内套圈(8D)和第二滚珠轴承(8B)套接在连接轴(7)的轴承段(71)上；连接件(5)的上端固定连接有轴承上端盖(7A)，连接件(5)的下端固定连接有轴承下端盖(7B)；

连接轴(7)的上板面(74)上设有螺纹孔，通过在螺纹孔中放置螺钉实现连接轴(7)与第二安装座(2)的固定连接；连接轴(7)的轴承段(71)上从上至下套接有第二滚珠轴承(8B)、内套圈(8D)和第一滚珠轴承(8A)；第二滚珠轴承(8B)与第一滚珠轴承(8A)之间设有外套圈(8C)；

连接轴(7)的连接头(72)上设有第四螺纹孔(73)，通过在第四螺纹孔(73)中放置螺栓(7C)实现连接轴(7)与扭矩传感器(10D)的U形槽端连接；螺栓(7C)一端穿过第四螺纹孔(73)、扭矩传感器(10D)的U形槽(10D-1)上的第三通孔(10D-4)后，用螺母(7D)拧紧；

角加速度测量组件中的转动件(93)的上板面与第三安装座(3)固定安装，转动件(93)的下板面上设有盲孔(932)，该盲孔(932)内安装有锁紧钉(96)，锁紧钉(96)套接在联轴器(95)的一端上，联轴器(95)的另一端套接在编码器(94)的输出轴上；转动件(93)的轴承段(933)上套接有第三滚珠轴承(8E)的内套圈(8E-2)；第三滚珠轴承(8E)置于第四安装座(4)的中心通孔(45)内，且通过轴承挡圈(41)抵挡第三滚珠轴承(8E)从第四安装座(4)的中心通孔(45)中滑落；第三滚珠轴承(8E)的外套圈(8E-1)与第四安装座(4)的内壁(46)紧配合；

角加速度测量组件中的第四安装座(4)的安装板面(47)第一方面通过第五通孔(42)来安装第一立柱(12A)、第二立柱(12B)、第三立柱(12C)、第四立柱(12D)；第二方面通过第六通孔(43)来安装第一支撑杆(13A)、第二支撑杆(13B)、第三支撑杆(13C)、第四支撑杆(13D)；第三方面通过第一螺纹孔(44)中螺纹连接第二螺钉(923)来实现第二支撑板(92)与第四安装座(4)的固定安装；

第一支撑板(91)的中心设有中心通孔(911)，该中心通孔(911)用于编码器(94)的连接轴穿过；

第二支撑板(92)的中心是中心通孔(921)，该中心通孔(921)用于转动件(93)穿过；第二支撑板(92)的板面上设有四个第七通孔(922)，该第七通孔(922)用于第二螺钉(923)穿过。

2.根据权利要求1所述的小型飞行器的质量参数综合测量平台，其特征在于：四个传感器的输出F₁,F₂,F₃,M_Z和所需测量的四维力/力矩Fz,M_X,M_Y,M_Z的关系写成矩阵形式为 $\left[\begin{array}{c}{F}_Z\\ M_x\\ M_y\\ M_z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cccc}1& 1& 1& 0\\ R& -R\×sin\mathrm{\θ}& -R\×sin\mathrm{\θ}& 0\\ 0& -R\×cos\mathrm{\θ}& R\×\cos \mathrm{\θ}& 0\\ 0& 0& 0& 1\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{F}_1\\ F_2\\ F_3\\ M_z\end{array}\right];$ 其中，θ表示坐标偏角，R表示第二安装座(2)的半径。

3.根据权利要求1所述的小型飞行器的质量参数综合测量平台，其特征在于：第一导杆(31)与第一套筒(35)的配合、第二导杆(32)与第二套筒(36)的配合、第三导杆(33)与第三套筒(37)的配合、第四导杆(34)与第四套筒(38)的配合构成扭矩传感器(10D)沿Z轴运动的导程组件。

4.根据权利要求1所述的小型飞行器的质量参数综合测量平台，其特征在于：该平台在平面XOY内对OY轴取矩，得到飞行器的x_c质心，即 $\begin{array}{c}{x}_c=\frac{1}{mg}\left(m_{10B}{\mathrm{gx}}_{10B}+m_{10C}{\mathrm{gx}}_{10C}\right)\\ =\frac{m_{10B}{x}_{10B}+m_{10C}{x}_{10C}}{m_{10A}+m_{10B}+m_{10C}}\end{array},$ g表示重力加速度，m_10A表示第一拉压力传感器(10A)的测量值，m_10B表示第二拉压力传感器(10B)的测量值，m_10C表示第三拉压力传感器(10C)的测量值，则飞行器的总质量为m＝m_10A+m_10B+m_10C，且第一拉压力传感器(10A)的位置坐标记为x_10A,y_10A，第二拉压力传感器(10B)的位置坐标记为x_10B,y_10B，第三拉压力传感器(10C)的位置坐标记为x_10C,y_10C。

5.根据权利要求1所述的小型飞行器的质量参数综合测量平台，其特征在于：该平台在平面XOY内对OX轴取矩，得到飞行器的y_c质心，即

$\begin{array}{c}{y}_c=\frac{1}{mg}(m_{10A}{\mathrm{gy}}_{10A}+m_{10B}{\mathrm{gy}}_{10B}+m_{10C}{\mathrm{gy}}_{10C})\\ =\frac{m_{10A}{y}_{10A}+m_{10B}{y}_{10B}+m_{10C}{y}_{10C}}{m_{10A}+m_{10B}+m_{10C}}\end{array},$ g表示重力加速度，m_10A表示第一拉压力传感器(10A)的测量值，m_10B表示第二拉压力传感器(10B)的测量值，m_10C表示第三拉压力传感器(10C)的测量值，则飞行器的总质量为m＝m_10A+m_10B+m_10C，且第一拉压力传感器(10A)的位置坐标记为x_10A,y_10A，第二拉压力传感器(10B)的位置坐标记为x_10B,y_10B，第三拉压力传感器(10C)的位置坐标记为x_10C,y_10C。

6.根据权利要求1所述的小型飞行器的质量参数综合测量平台，其特征在于：该平台依据扭矩传感器(10D)与编码器(94)的配合，能够实现转动惯量的测量。

7.根据权利要求1所述的小型飞行器的质量参数综合测量平台，其特征在于：该平台依据三个拉压力传感器的测量值与三个拉压力传感器各自的坐标位置，能够实现质心位置的测量。

8.根据权利要求1所述的小型飞行器的质量参数综合测量平台，其特征在于：该平台测量得到的转动惯量为 $\begin{array}{c}{J}_C=\frac{M}{\mathrm{\α}}-\frac{M_0}{{\mathrm{\α}}_0}\\ -\frac{m_{10B}{y}_{10B}+m_{10C}{y}_{10C}{)}^2+{(m_{10A}{y}_{10A}+m_{10B}{y}_{10B}+m_{10C}{y}_{10C})}^2}{m_{10A}+m_{10B}+m_{10C}}\end{array},$ α₀表示角加速度。