CN107585326A - 飞行器动力系统测试装置 - Google Patents
飞行器动力系统测试装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107585326A CN107585326A CN201610539203.7A CN201610539203A CN107585326A CN 107585326 A CN107585326 A CN 107585326A CN 201610539203 A CN201610539203 A CN 201610539203A CN 107585326 A CN107585326 A CN 107585326A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- transverse slat
- riser
- test device
- pulling force
- flight vehicle
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 39
- 238000005183 dynamical system Methods 0.000 claims abstract description 40
- 230000006698 induction Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 abstract description 5
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 238000011056 performance test Methods 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)
Abstract
本发明提供了一种飞行器动力系统测试装置,其包括“L”形角板、底部支撑架和拉力传感器;所述“L”形角板包括横板和设置于所述横板一端并且垂直于所述横板的竖板;所述“L”形角板通过转轴转动连接于所述底部支撑架上,以使所述“L”形角板能够转动;所述拉力传感器设置于所述横板上表面上,并且拉力感应端与横板上表面接触;在所述“L”形角板的竖板外侧面上设置有待测动力系统固定结构。本发明的飞行器动力系统测试装置由于使用了“L”形角板,利用力矩平衡的原理进行力的传递,可以将螺旋桨的旋转平面垂直于横板或地面,为螺旋桨的前后留出足够的空间,避免测试台周边气流被干扰,从而使测试结果更精确。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器,尤其涉及一种飞行器动力系统研发过程中的动力系统测试装置。
背景技术
航空器的动力系统在整个系统的运行中起着心脏的作用,在民用载人航空器领域,航空发动机作为动力系统的主要部分,所占用的研发资金和研发经费往往是所有系统中最高的。而动力系统的性能测试又是在研发过程中至关重要和必不可缺少的一部分。因此设计一套安全、性能可靠、成本合适的动力系统地面测试台是至关重要的。
然而,现有的螺旋桨类动力系统测试台周边气流容易受干扰,无法对飞行器动力系统的性能进行精确的测试。
发明内容
鉴于现有技术中的上述缺陷或不足,本发明旨在提供一种测试台周边气流不易受干扰,能够进行精确的测试飞行器动力系统测试装置。
本发明的飞行器动力系统测试装置,包括“L”形角板、底部支撑架和拉力传感器;
所述“L”形角板包括横板和设置于所述横板一端并且垂直于所述横板的竖板;
所述“L”形角板通过转轴转动连接于所述底部支撑板上;
所述拉力传感器设置于所述横板上表面上,并且拉力传感器的拉力感应端与横板上表面接触;
在所述“L”形角板的竖板外侧面上设置有待测动力系统固定结构。
本发明的飞行器动力系统测试装置,在对飞行器的动力系统(包括螺旋桨及电机)进行性能测试时,电机外接电源驱动电机和螺旋桨转动,待测动力系统会产生一个垂直于竖板的对竖板的拉力,由于“L”形角板与底部支撑架转动连接,因此转轴不传递扭矩,为了平衡由于该拉力产生的扭矩,在“横板的拉力传感器安装端,拉力传感器会受到一个受迫压力。因此拉力传感器的读数F2(应注意拉力传感器在待测动力系统未启动的平衡状态时,读数修正为0)乘以相应的系数C,即为待测动力系统产生的拉力F,即F=F2C,C=X2/X1,X2为转轴的轴心线距离拉力传感器对横板的力的作用线的垂直距离,X1为转轴的轴心线距离待测动力系统对竖板的力的作用线的垂直距离。本发明的飞行器动力系统测试装置由于使用了“L”形角板,利用力矩平衡的原理进行力的传递,可以将螺旋桨的旋转平面垂直于横板或地面,为螺旋桨的前后留出足够的空间,避免了现有技术中因螺旋桨旋转平面平行于地面或横板所引起的地面效应,测试台周边气流不会被干扰,从而使测试结果更精确。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案,下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中飞行器动力系统测试装置部件分解状态的结构示意图;
图2为本发明实施例中飞行器动力系统测试装置的结构示意图。
图中标记示意为:
1-拉力传感器;
21-横板;
22-竖板;
3-螺旋桨;
4-电机;
5-扭力传感器;
6-转轴;
71-底部支撑板;
72、73-轴承组件;
721-轴承座;
722-轴承;
723-轴承端盖;
81-横块;
82-竖块;
9-水平基准块;
10-拉力传感器固定板;
11-A/D转换模块;
12-法兰盘。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是,此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明,而非对该发明的限定。另外还需要说明的是,为了便于描述,附图中仅示出了与发明相关的部分。
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。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
实施例1
参照图1及图2,本实施例提供了一种飞行器动力系统测试装置,该飞行器动力系统测试装置包括“L”形角板、底部支撑架和拉力传感器1;
所述“L”形角板包括横板21和设置于所述横板21一端并且垂直于所述横板21的竖板22;
所述“L”形角板通过转轴6转动连接于所述底部支撑架上,以使所述“L”形角板能够转动;本领域普通技术人员应该理解,所述的转动指以转轴6为轴转动,而且是指“L”形角板整体的转动。
所述拉力传感器1设置于所述横板21上表面上,并且拉力传感器1的拉力感应端与横板21上表面接触;
在所述竖板22外侧面上设置有待测动力系统固定结构。
本发明的飞行器动力系统测试装置,在对飞行器的动力系统(包括螺旋桨3及电机4)进行性能测试时,电机4外接电源驱动电机4和螺旋桨3转动,待测动力系统会产生一个垂直于竖板22的对竖板22的拉力,由“L”形角板与底部支撑架转动连接,因此转轴6不传递扭矩,为了平衡由于该拉力产生的扭矩,在“L”形角板的拉力传感器安装端,拉力传感器1会受到一个受迫压力。因由拉力传感器1的读数F2(应注意拉力传感器在待测动力系统未启动的平衡状态时读数修正为0)乘以相应的系数C,即为待测动力系统产生的拉力F,即F=F2C,C=X2/X1,X2为转轴6的轴心线距离拉力传感器1对横板21的力的作用线的垂直距离,X1为转轴6的轴心线距离待测动力系统对竖板22的力的作用线的垂直距离。上述的飞行器动力系统测试装置由于使用了“L”形角板,利用力矩平衡的原理进行力的传递,可以将螺旋桨3的旋转平面垂直于横板21或地面,为螺旋桨3的前后留出足够的空间,避免了现有技术中因螺旋桨3旋转平面平行于地面或横板21所引起的地面效应,避免测试台周边气流被干扰,从而使测试结果更精确。
本实施例中,更进一步,可选的,所述转轴6设置于所述“L”形角板的横板21与竖板22的连接角处。如此设置,能够使所述动力系统测试装置结构更加稳定,设计也更加合理。
在本实施例的另一可选实施方式中,所述飞行器动力系统测试装置还包括扭力传感器5;
所述扭力传感器5一端固定于所述待测动力系统固定结构上,另一端用于连接待测动力系统,如此设置,可以由扭力传感器5直接测出待测动力系统产生的扭力,使得本实施例中的飞行器动力系统测试装置具有能够同时对待测动力系统的拉力及扭力进行测试的优点。
本实施例中,可选的,所述横板21和竖板22的连接角处设置有连接块;
所述转轴6设置于所述连接块中并且从横板21和竖板22的连接角一侧延伸至另一侧;
所述底部支撑架包括底部支撑板71和轴承组件72、73;
所述转轴6一端通过轴承组件72安装于所述底部支撑板71上表面上,另一端通过轴承组件73安装于所述底部支撑板71上表面上,如此设置,可以将转轴6两端与底部支撑板71固定,从而使“L”形角板可以转动。
更具体地,本实施例中的轴承组件72、73均包括轴承座721、轴承722和轴承端盖723,具体安装时,将轴承座721底部通过螺纹紧固件固定于底部支撑板71上,轴承722装入轴承座721中,而转轴6端部固定于轴承722中,然后盖上轴承端盖723即可。
本实施例中,更进一步地,所述连接块设置于横板21和竖板22形成的内连接角处,以使整个飞行器动力系统测试装置结构更加稳固。所述“内连接角”指“L”形角板的横板21和竖板22形成的夹角。
本实施例中,更进一步地,所述连接块为“L”形连接块,“L”形连接块包括形状相同的横块81和竖块82;
所述横块81与所述横板21固定在一起,所述竖块82与所述竖板22固定在一起,所述转轴6设置于横块81与竖块82的连接处并且从连接块的一侧贯穿至另一侧,以便使所述转轴6正好位于横板21和竖板22形成的内连接角处。
上述的竖块82可以通过螺纹紧固件与所述竖板22固定在一起,所述横块81也可以通过螺纹紧固件与横板21固定在一起,如此设置,具有结构简单,固定方便的优点。
另外,本实施例中,可选的,所述“L”形角板的横板21远离所述连接角的一端下方设置于与所述底部支撑板71之间设置有水平基准块9,以使横板21保持水平,由于所述横板21设置有竖板22的一端通过轴承座721固定,所述此端下表面与底部支撑板71存在一定距离,而要使所述横板21保持水平,可以通过设置水平基准块9的方式进行调整。
所述水平基准块9可以通过螺纹紧固件加固定于所述底部支撑板71的上表面。
本实施例中,可选的,所述拉力传感器1设置于所述横板21上表面上并且位于横板21远离所述连接角的一端,以使所述拉力传感器1距离转轴6有较大的距离,以提高测试精度。
另外,本实施例中,可选的,所述底部支撑板71上表面上固定有拉力传感器固定板10,所述拉力传感器1的一侧固定于所述拉力传感器固定板10上,所述拉力传感器1可以通过螺纹紧固件固定于所述拉力传感器固定板10上。
本实施例中,更具体地,所述待测动力系统固定结构能够将待测动力系统垂直固定于所述“L”形角板的外侧面上,并且能够使转轴6的轴心线距离待测动力系统对竖板22的力的作用线的垂直距离与转轴6的轴心线距离拉力传感器1对横板21的力的作用线的垂直距离相等,即C=X2/X1=1,如此设置,拉力传感器1的读数F2即为待测动力系统产生的拉力,无须通过公式计算,具有直观且更加方便的优点。具体设置时,可以将待测动力系统的电机4直接通过待测动力系统固定结构垂直固定于所述“L”形角板的竖板22的外侧面上,并且使电机4远离螺旋桨的一端与竖板22接触,在螺旋桨3转动过程中待测动力系统直接对竖板22产生拉力,如此设置,电机4的轴心线与待测动力系统对竖板22的力的作用线在一条直线上,转轴6的轴心线距离电机4轴心线的垂直距离与转轴6距离拉力传感器1对横板21的力的作用线的垂直距离相等即可。
另外,可选的,所述扭力传感器5的扭力感应端朝远离竖板22的方向设置,以便更精准的测出待测动力系统产生的扭力;
所述电机固定结构为法兰盘12;
所述扭力传感器5的另一端通过所述法兰盘固定于所述竖板22的外侧,如此设置,具有结构简单,固定方便的优点。
本实施例中,可选的,所述横板21和竖板22形状及尺寸相同,以使本实施例中的飞行器动力系统测试装置结构更加紧凑及稳固。
另外,所述的飞行器动力系统测试装置,还可以包括与所述扭力传感器5连接A/D转换模块11,通过所述A/D转换模块11可以将扭力传感器5的电信号转换成数字信号进行输出。
所述A/D转换模块11可以固定于所述竖板22的内侧面上。
所述“竖板22的内侧面”指竖板22与横板21上表面相邻的面,本实施例中,所述“竖板22的外侧面”指与竖板的内侧面相平行的面。
以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解,本申请中所涉及的发明范围,并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案,同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下,由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。
Claims (13)
1.一种飞行器动力系统测试装置,其特征在于,包括“L”形角板、底部支撑架和拉力传感器;
所述“L”形角板包括横板和设置于所述横板一端并且垂直于所述横板的竖板;
所述“L”形角板通过转轴转动连接于所述底部支撑架上;
所述拉力传感器设置于所述横板上表面上,并且拉力传感器的拉力感应端与横板上表面接触;
在所述“L”形角板的竖板外侧面上设置有待测动力系统固定结构。
2.根据权利要求1所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述转轴设置于所述“L”形角板的横板与竖板的连接角处。
3.根据权利要求2所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,还包括扭力传感器;
所述扭力传感器一端固定于所述待测动力系统固定结构上,另一端用于连接待测动力系统。
4.根据权利要求3所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述横板和竖板的连接角处设置有连接块;
所述转轴设置于所述连接块中并且从横板和竖板的连接角一侧延伸至另一侧;
所述底部支撑架包括底部支撑板和轴承组件;
所述转轴两端分别通过所述轴承组件安装于所述底部支撑板上表面上。
5.根据权利要求4所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述连接块设置于横板和竖板形成的内连接角处。
6.根据权利要求5所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述连接块为“L”形连接块,“L”形连接块包括形状相同的横块和竖块;
所述横块与所述横板固定在一起,所述竖块与所述竖板固定在一起;
所述转轴设置于横块与竖块的连接处并且从连接块的一侧贯穿至另一侧。
7.根据权利要求4所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述“L”形角板的横板远离所述连接角的一端下方与底部支撑板之间设置有水平基准块。
8.根据权利要求2-7任一项所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述拉力传感器设置于所述横板上表面上并且位于横板远离所述连接角的一端。
9.根据权利要求8所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述底部支撑板上表面上固定有拉力传感器固定板,所述拉力传感器的一侧固定于所述拉力传感器固定板上。
10.根据权利要求1-7任一项所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述待测动力系统固定结构能够将待测动力系统垂直固定于所述竖板的外侧面上,并且能够使转轴的轴心线距离待测动力系统对竖板的力的作用线的垂直距离与转轴的轴心线距离拉力传感器对横板的力的作用线的垂直距离相等。
11.根据权利要求10所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述扭力传感器的扭力感应端朝远离竖板的方向设置;
所述电机固定结构为法兰盘;
所述扭力传感器的另一端通过所述法兰盘固定于所述竖板的外侧。
12.根据权利要求1-7任一项所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,所述横板和竖板形状及尺寸相同。
13.根据权利要求2-7任一项所述的飞行器动力系统测试装置,其特征在于,还包括与所述扭力传感器连接的A/D转换模块。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610539203.7A CN107585326A (zh) | 2016-07-07 | 2016-07-07 | 飞行器动力系统测试装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610539203.7A CN107585326A (zh) | 2016-07-07 | 2016-07-07 | 飞行器动力系统测试装置 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN107585326A true CN107585326A (zh) | 2018-01-16 |
Family
ID=61045741
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201610539203.7A Pending CN107585326A (zh) | 2016-07-07 | 2016-07-07 | 飞行器动力系统测试装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN107585326A (zh) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109795715A (zh) * | 2019-02-16 | 2019-05-24 | 天津大学 | 一种通用型飞行器三自由度和单自由度姿态综合调试平台 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103398812A (zh) * | 2013-07-25 | 2013-11-20 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种螺旋桨同轴测力装置 |
CN103604608A (zh) * | 2013-11-27 | 2014-02-26 | 沈阳航空航天大学 | 轻型运动飞机螺旋桨拉力试验台 |
CN203889085U (zh) * | 2014-06-04 | 2014-10-22 | 沈阳航空航天大学 | 旋翼飞行器螺旋桨升力测试实验台 |
CN205066989U (zh) * | 2015-11-03 | 2016-03-02 | 上海圣尧智能科技有限公司 | 一种螺旋桨拉力和扭矩测量装置及其系统 |
CN205971888U (zh) * | 2016-07-07 | 2017-02-22 | 顺丰科技有限公司 | 飞行器动力系统测试装置 |
-
2016
- 2016-07-07 CN CN201610539203.7A patent/CN107585326A/zh active Pending
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103398812A (zh) * | 2013-07-25 | 2013-11-20 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种螺旋桨同轴测力装置 |
CN103604608A (zh) * | 2013-11-27 | 2014-02-26 | 沈阳航空航天大学 | 轻型运动飞机螺旋桨拉力试验台 |
CN203889085U (zh) * | 2014-06-04 | 2014-10-22 | 沈阳航空航天大学 | 旋翼飞行器螺旋桨升力测试实验台 |
CN205066989U (zh) * | 2015-11-03 | 2016-03-02 | 上海圣尧智能科技有限公司 | 一种螺旋桨拉力和扭矩测量装置及其系统 |
CN205971888U (zh) * | 2016-07-07 | 2017-02-22 | 顺丰科技有限公司 | 飞行器动力系统测试装置 |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109795715A (zh) * | 2019-02-16 | 2019-05-24 | 天津大学 | 一种通用型飞行器三自由度和单自由度姿态综合调试平台 |
CN109795715B (zh) * | 2019-02-16 | 2023-10-13 | 天津大学 | 一种通用型飞行器三自由度和单自由度姿态综合调试平台 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN205971888U (zh) | 飞行器动力系统测试装置 | |
CN202511930U (zh) | 一种用于测量小型螺旋桨发动机推力和扭矩的装置 | |
CN207133000U (zh) | 测试平台 | |
CN204882827U (zh) | 一种轮毂电机测试平台 | |
CN106679930B (zh) | 车载式小型无人机气动力与动力特性试验测量方法及装置 | |
CN102042898B (zh) | 动平衡试验工装及其动不平衡的配平方法 | |
CN102072797B (zh) | 轮胎动平衡测量中的主轴不平衡量测量方法及轮胎平衡机 | |
CN105259374B (zh) | 风向标零位校正装置 | |
JP6592721B2 (ja) | 風洞模型支持装置における航空機模型の迎角設定方法およびその設定装置 | |
CN103424225A (zh) | 一种测试转动部件动静不平衡量的方法 | |
CN106767617A (zh) | 基于加速度测量的游梁式抽油机光杆位移传感器及方法 | |
CN107585326A (zh) | 飞行器动力系统测试装置 | |
CN206218207U (zh) | 螺旋桨安装结构及飞行器 | |
CN109506823A (zh) | 一种旋转状态下的风机叶片的径向力测量装置 | |
CN110926702B (zh) | 动平衡校正方法及使用该方法的自动化设备 | |
CN209241359U (zh) | 一种共轴双旋翼试验台 | |
CN204788210U (zh) | 一种精密离心机静态方位失准角检测装置 | |
CN106768792A (zh) | 一种进行旋翼模型试验台动平衡调整的方法 | |
CN110208570A (zh) | 井巷风速测定多维度定位装置 | |
CN204881646U (zh) | 液浮式单轴稳定平台 | |
CN106482708A (zh) | 一种飞行器折叠翼面转角测量装置 | |
CN206450155U (zh) | 一种水平位移测量装置 | |
CN107167274A (zh) | 发动机外测功装置 | |
CN110160736B (zh) | 一种耦合弹性模态非定常气动力测量装置及方法 | |
CN109612608B (zh) | 一种转轴用应变桥及水下叶轮激振力测量平台的安装方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
TA01 | Transfer of patent application right |
Effective date of registration: 20210720 Address after: 518063 5th floor, block B, building 1, software industry base, Yuehai street, Nanshan District, Shenzhen City, Guangdong Province Applicant after: Fengyi Technology (Shenzhen) Co.,Ltd. Address before: 518061 Intersection of Xuefu Road (south) and Baishi Road (east) in Nanshan District, Shenzhen City, Guangdong Province, 6-13 floors, Block B, Shenzhen Software Industry Base Applicant before: SF TECHNOLOGY Co.,Ltd. |
|
TA01 | Transfer of patent application right |