CN109502051A - 无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，属于无人机技术领域，含有：框架底座部、总距调整部、旋翼驱动部、静平衡检测部、动平衡检测部和采集记录部；框架底座部将系统固定在地面上；总距调整部用于调整旋翼的拉力大小；旋翼驱动部用于驱动旋翼高速旋转；静平衡检测部用于检测旋翼桨毂‑旋翼桨叶对旋翼轴的离心力，得到整体静平衡特性；动平衡检测部用于检测旋翼桨叶对旋翼轴的交变气动力矩；采集记录部用于实时采集处理旋翼的静平衡和动平衡数据，并记录在数据记录仪内。系统能够准确实时检测并记录旋翼桨毂和旋翼桨叶的整体静平衡特性，以及旋翼拉力的单向动平衡特性，便于针对性地调整旋翼系统，实现整体静平衡和动平衡。

Description

无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统

技术领域

本发明涉及一种无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，用于检测无人机旋翼桨叶动平衡，能够在准确实时安全地检测旋翼桨叶的动平衡特性。主要应用在航空航天和无人机等技术领域。

背景技术

旋翼的不平衡是直升机、多旋翼飞行器等旋翼类垂直起降飞行器的主要振动来源。旋翼通常由多片桨叶组成，每片桨叶的离心力和气动力可能存在一定的差异。在旋翼高速旋转的情况下，上述离心力和气动力差异会对旋翼轴产生交变载荷，表现为静不平衡和动不平衡。静不平衡和动不平衡现象不仅引起飞行器的振动和噪声，而且会降低飞行性能、操纵品质和使用寿命。为消除上述现象，有必要开展旋翼的静平衡和动平衡分析工作。

目前的静平衡分析大多是在静态条件下，针对桨叶进行的称重量和测重心工作。由于受测量设备和方式的影响，上述静平衡分析精度有限，而且并不能真实反映旋翼的旋转工作状态。此外，旋翼桨毂也有可能存在静不平衡。在此情况下，即使桨叶在静态条件下达到平衡，仍会因安装在静不平衡的旋翼桨毂内而导致整体静不平衡。

目前的动平衡分析大多是在旋翼桨叶高速旋转的条件下，通过测量旋翼桨尖的运动轨迹，进而检测旋翼的动平衡。由于桨尖运动轨迹是桨叶所受气动力、离心力、重力，以及桨叶挠度等多方面因素共同作用的结果，因此桨尖平面特性并不完全是桨叶气动力的直接反映。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：为了克服现有技术中的不足，本发明提供一种无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统。

本发明解决其技术问题所要采用的技术方案是：一种无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，含有：框架底座部、总距调整部、旋翼驱动部、静平衡检测部、动平衡检测部和采集记录部，其中：

框架底座部，含有：上面板、下面板，以及位于上、下两块面板之间起支撑作用的支撑柱组件；所述下面板含有固定装置，用于将整个系统牢固地固定在地面上；

总距调整部，含有：舵机安装座、舵机、总距摇臂、支撑座、总距滑块以及变距拉杆；所述舵机一端以固定连接或转动连接的方式，通过舵机安装座安装在所述上面板上，另一端与总距摇臂转动连接；所述舵机能够偏转角度或改变长度，以驱动总距摇臂偏转；所述总距摇臂另一端与总距滑块连接，所述支撑座上端与所述总距摇臂中部转动连接，且连接处形成支点，所述支撑座下端连接在上面板上，用于支撑总距摇臂；总距摇臂采用杠杆原理，支点与支撑座转动连接，一端与所述舵机转动连接，另一端与总距滑块连接；总距摇臂支撑座用于支撑总距摇臂的支点；所述总距摇臂包括摇臂本体，所述摇臂本体一端设有用于连接舵机的第一U型臂，另一端设有用于连接总距滑块的第二U型臂，所述舵机上端位于第一U型臂内侧，且通过转轴与第一U型臂转动连接，所述总距滑块位于第二U型臂内侧，且通过转轴与第二U型臂转动连接。总距滑块分上部和下部两部分，并通过轴承转动连接；其中，下部不绕旋翼轴旋转，下部与总距摇臂连接，并可沿旋翼轴上下滑动；上部与旋翼轴同步旋转，上部依次与变距拉杆和旋翼桨毂连接，用于同步改变旋翼桨叶的桨距角。所述支撑座包括支撑块和支撑臂，所述支撑块下端与上面板连接，上端连接两个相对设置的支撑臂，两个支撑臂之间的支撑块的前后侧均设有避让斜面。所述支撑块和支撑臂一体连接。

旋翼驱动部，含有：驱动电机、联轴器、旋翼轴、拉力定位轴套、离心力轴套以及旋翼桨毂；所述驱动电机底面固定在下面板上，且驱动电机的输出轴通过联轴器连接旋翼轴一端，并允许所述旋翼轴产生一定程度的角偏移和轴向偏移；所述旋翼轴另一端依次穿过所述拉力定位轴套和离心力轴套后，与所述旋翼桨毂相连，所述旋翼桨毂上端连接旋翼桨叶；所述拉力定位轴套通过内部的轴承与旋翼轴连接，所述拉力定位轴套能够在旋翼轴上保持固定的轴向位置，并承受旋翼桨毂的拉力；所述离心力轴套内部通过轴承与旋翼轴连接，并能够承受旋翼轴的离心力，所述离心力轴套外部与静平衡传感器底座连接。

静平衡检测部，含有：角位移传感器、静平衡应力传感器组和静平衡传感器底座；

所述角位移传感器设置在旋翼轴上，所述角位移传感器用于检测所述旋翼桨毂的方位角ψ和角速度ω，计算公式为：

ω＝f(Δψ/ΔT)，

其中，ω由所述角位移传感器在每个采样周期ΔT内，检测到的所述旋翼桨毂的方位角的变化量Δψ计算得到，f为采用的滤波算法，包括但不限于一阶滤波、二阶滤波、平滑滤波、IIR滤波等；并有：

所述静平衡应力传感器组，由多个在所述静平衡传感器底座与所述上面板之间分布排列的静平衡应力传感器组成，用于检测所述离心力轴套对所述上面板的水平应力；静平衡应力传感器至少有1个，并且可采用多种分布方式；各静平衡应力传感器的安装方位角为Ψ_s＝[Ψ_s1,Ψ_s2,...,Ψ_sN]^T，距旋翼轴轴心的距离为r_s＝[r_s1,r_s2,...,r_sN]^T，在时刻t检测的水平力F_s(t)＝[F_s1(t),F_s2(t),...,F_sN(t)]^T，其中，N为静平衡应力传感器个数；静平衡应力传感器越多，测量精度越高。

静平衡传感器底座安装在离心力轴套的外侧，且上面板套设在静平衡传感器底座外侧，静平衡应力传感器组设置在上面板与静平衡传感器底座之间。所述静平衡传感器底座的外侧壁上沿周向设有与所述静平衡应力传感器数量相同的第一应力平面，所述上面板上设有用于安装静平衡传感器底座的安装孔，所述安装孔的内侧壁上沿周向设有与所述第一应力平面一一对应的第二应力面，所述静平衡应力传感器设置在第一应力平面和第二应力面之间，且与第一应力平面和第二应力面刚性连接。

动平衡检测部，含有：动平衡应力传感器组和动平衡传感器底座；所述动平衡应力传感器组，由多个在动平衡传感器底座与所述上面板之间水平分布排列的动平衡应力传感器组成，用于检测所述传感器底座对所述上面板的垂向拉力；其中，动平衡应力传感器至少有1个，并且可采用多种分布方式；各动平衡应力传感器的安装方位角为Ψ_d＝[Ψ_d1,Ψ_d2,...,Ψ_dN]^T，距离旋翼轴轴心的距离为r_d＝[r_d1,r_d2,...,r_dN]^T，在任意时刻t检测的垂向力F_d(t)＝[F_d1(t),F_d2(t),...,F_dN(t)]^T，其中，N为动平衡应力传感器个数；动平衡应力传感器越多，测量精度越高。

所述动平衡传感器底座安装在拉力定位轴套外侧，且位于上面板的下方；所述动平衡传感器底座包括底座本体，所述底座本体中部设有轴套拉力定位轴套安装孔，所述底座本体的外缘沿周向设有多个向外侧延伸的托臂，且所述托臂的数量与动平衡应力传感器数量相同，所述动平衡应力传感器一一对应安装在所述托臂上。

采集记录部，含有数据处理单元和数据记录仪，所述数据处理单元与所述平衡检测部相连，用于实时采集所述静平衡应力传感器组、动平衡应力传感器组和所述角位移传感器的数据；以获取应力、方位角和角速度等数据样本；所述数据处理单元还与所述数据记录仪相连，用于将所述数据样本实时记录在所述数据记录仪中，用于离线分析；所述数据处理单元还可与上位机相连，将所述数据样本实时传输至上位机，用于在线分析。

在旋翼桨毂和旋翼桨叶静平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨毂和旋翼桨叶的离心力相互抵消，不会对所述静平衡传感器底座产生交变的应力；在旋翼桨毂和旋翼桨叶静不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨毂和旋翼桨叶会在水平方向产生离心力，并依次作用在所述旋翼轴、所述旋翼轴套和静平衡传感器底座上；所述静平衡应力传感器组，通过静平衡传感器检测所述旋翼轴套上的应力，可得到实时的旋翼桨毂所受应力T_hub和方位角ψ_hub数据，计算公式为：

其中，T和ψ_T分别为所述静平衡应力传感器组所检测合力的幅值与方位角，T_y和T_x分别为所述合力T沿x轴和y轴的分量，F_i和ψ_i分别为各个静平衡应力传感器检测的应力和安装方位角，K₁为比例系数。

在旋翼桨叶动平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶之间的合气动力矩趋于零，不会对所述旋翼轴、拉力定位轴套及动平衡传感器底座产生交变的力和力矩；在旋翼桨叶动不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶之间会产生合气动力矩，进而对所述旋翼轴、拉力定位轴套及动平衡传感器底座产生交变的力和力矩；所述动平衡应力传感器组通过检测所述动平衡传感器底座上的交变应力，计算得到旋翼桨毂的合气动力矩均值为：

其中，F_i ^max和F_i ^min分别为动平衡应力传感器i＝1,...,N检测到的最大应力和最小应力；由于旋翼桨叶合气动力矩M_hub与气动力矩M_i偏大的旋翼桨叶对应，而M_i与F_i ^max对应；因此根据M_hub、F_i ^max与方位角ψ_A(t)的对应关系，可以确定气动力矩M_i偏大的旋翼桨叶，从而可以有针对性地开展旋翼桨叶动平衡调整工作。

测试系统的动作过程：

驱动电机带动旋翼轴转动，从而使旋翼桨毂和旋翼桨叶同步转动，转动过程中通过舵机调整旋翼桨叶的方位角，当舵机向下移动时，舵机带动总距摇臂绕支点转动，使总距摇臂另一端上升，从而使总距滑块沿旋翼轴向上滑动，同时带动变距拉杆向上运动且同时推动旋翼桨毂绕其变距铰偏转，从而使旋翼桨叶的桨距角及对应的气动力增大；当舵机向上移动时，舵机带动总距摇臂绕支点反向转动，使总距摇臂另一端上降，从而使总距滑块沿旋翼轴向下滑动，同时带动变距拉杆向下运动且同时推动旋翼桨毂绕其变距铰偏转，从而使旋翼桨叶的桨距角及对应的气动力减小。

在旋翼桨毂和旋翼桨叶静不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨毂和旋翼桨叶会在水平方向产生离心力，并依次作用在所述旋翼轴、所述旋翼轴套和静平衡传感器底座上；所述静平衡应力传感器组，通过静平衡传感器检测所述旋翼轴套上的应力，从而检测旋翼桨毂和旋翼桨叶的静平衡特性。

在旋翼桨叶动不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶之间会产生合气动力矩，进而依次对所述旋翼轴、拉力定位轴套及动平衡传感器底座产生交变的力和力矩；所述动平衡应力传感器组通过检测所述动平衡传感器底座上的交变应力，从而检测旋翼桨叶的动平衡特性。

无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统的测试及优化流程为：

1)选定一片旋翼桨叶作为基准桨叶A，在时刻t，基准桨叶A的方位角为ψ_A(t)；

2)不安装旋翼桨叶，旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂和旋翼桨叶加速到额定转速，通过静平衡应力传感器检测所述离心力轴套上的应力，得到实时的旋翼桨毂所受应力T_hub和方位角ψ_hub数据；

3)根据T_hub、ψ_hub与ψ_A(t)的对应关系，确定并调整旋翼桨毂的静平衡特性，多次重复试验，直到T_hub的变化量达到设计要求，实现旋翼桨毂的静平衡；

4)安装旋翼桨叶，旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂和旋翼桨叶加速到额定转速，通过静平衡应力传感器检测所述离心力轴套上的应力，得到实时的旋翼桨毂所受应力T_hub和方位角ψ_hub数据；

5)根据T_hub、ψ_hub与ψ_A(t)的对应关系，确定并调整旋翼桨叶的静平衡特性，多次重复试验，直到T_hub的变化量达到设计要求，实现旋翼桨毂和旋翼桨叶的整体静平衡；

6)安装旋翼桨叶，旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂和旋翼桨叶加速到额定转速，总距调整部启动，将总距调整到设计范围内，并根据设计要求适当调整，对任一应力传感器i＝1,...,N，记录其最大应力F_i ^max、最小应力F_i ^min与ψ_A(t)的对应关系；

7)计算M_hub，根据M_hub、F_i ^max与方位角ψ_A(t)的对应关系，确定并调整气动力矩M_i偏大的旋翼桨叶，多次重复试验，直到M_hub的变化量达到设计要求，实现旋翼桨叶动平衡；

8)旋翼桨毂和旋翼桨叶的整体静平衡和单向动平衡测试调整结束。

通过分析离心力传感器底座承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测旋翼桨毂，以及旋翼桨毂-旋翼桨叶的离心力差异；得到旋翼桨毂和旋翼桨叶的静平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨毂和旋翼桨叶，实现整体静平衡。

通过分析拉力传感器底座承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测不同旋翼桨叶之间的气动力矩差异；得到旋翼桨叶的动平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨叶。

本发明的有益效果是：本发明提供的一种无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，通过采用静平衡应力传感器组，能够准确实时地检测旋翼桨毂在水平面内的离心应力；通过采用动平衡应力传感器组，能够准确实时地检测各个旋翼桨叶气动力的差异；通过采用总距调整部，可实时调整旋翼桨叶的气动力大小；通过采用角位移传感器，能够准确实时地检测旋翼桨叶的方位角和角速度；通过对比分析旋翼桨毂的离心应力、方位角和角速度，可以准确分析旋翼桨毂的静平衡水平，以及旋翼桨毂-旋翼桨叶的整体静平衡水平；通过对比分析各个旋翼桨叶的气动力、方位角和角速度，可以准确分析旋翼桨叶的动平衡水平。本发明的优点在于：测量准确、简单直观、实时性好，适合旋翼桨毂和旋翼桨叶的整体静平衡，以及旋翼拉力动平衡测试和调整。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

图1是无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统的立体图。

图2是无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统的侧视图。

图3是无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统(不含旋翼桨叶)的结构示意图。

图4是应力传感器组、传感器底座与定位轴套的位置关系俯视图。

图5是总距摇臂的结构示意图。

图6是总距滑块的结构示意图。

图7是支撑座的结构示意图。

图8是应力传感器组、传感器底座与定位轴套的位置关系示意图。

图9是测量旋翼合气动力矩(2桨叶)的原理图。

图10是测量旋翼合气动力矩(3桨叶)的示意图。

图11是无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统的系统架构图。

图12是无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统的典型测试流程图。

图中：1a.上面板，1b.支撑柱组件，1c.下面板，2.驱动电机，3.联轴器，4.旋翼轴，5.拉力定位轴套，6.动平衡传感器底座，7.动平衡应力传感器组，701.动平衡应力传感器，702.动平衡应力传感器，703.动平衡应力传感器，704.动平衡应力传感器，8.角位移传感器，9.静平衡应力传感器组，91.静平衡传感器底座，92.离心力轴套，901.静平衡应力传感器，902.静平衡应力传感器，903.静平衡应力传感器，904.静平衡应力传感器，10.数据处理单元，11.数据记录仪，12.总距滑块，1201.上部，1202.下部，1203.拉杆支撑臂，13.变距拉杆，14.旋翼桨毂，15.旋翼桨叶，1601.舵机安装座，1602.舵机，1603.总距摇臂，1603a.第一U型臂，1603b.第二U型臂，1603c.摇臂本体，1604.支撑座，1604a.支撑块，1604b.支撑臂，1604c.避让斜面，18.地脚，19.固定孔。

具体实施方式

现在结合附图对本发明作详细的说明。此图为简化的示意图，仅以示意方式说明本发明的基本结构，因此其仅显示与本发明有关的构成。

如图1-图4所示，本发明的一种无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，含有框架底座部、总距调整部、旋翼驱动部、静平衡检测部、动平衡检测部和采集记录部，其中：

框架底座部，含有：上面板1a、下面板1c，以及位于上、下两块面板之间起支撑作用的支撑柱组件1b；所述下面板1c含有固定装置，用于将整个系统牢固地固定在地面上；本实施例中支撑柱组件1b采用四根立柱，形成矩形分布，与立柱对应的位置的下面板1c上还设有地脚18，地脚18上设有用于与地面连接的固定孔19。

总距调整部，含有：舵机安装座1601、舵机1602、总距摇臂1603、支撑座1604、总距滑块12以及变距拉杆13；所述舵机1602一端以固定连接或转动连接的方式，通过舵机安装座1601安装在所述上面板1a上，另一端与总距摇臂1603转动连接；所述舵机1602能够偏转角度或改变长度，以驱动总距摇臂1603偏转；总距摇臂1603采用杠杆原理，支点与支撑座1604转动连接，一端与所述舵机1602转动连接，另一端与总距滑块12连接；支撑座1604用于支撑总距摇臂1603的支点。

如图5所示，所述总距摇臂1603包括摇臂本体1603c，所述摇臂本体1603c一端设有用于连接舵机1602的第一U型臂1603a，另一端设有用于连接总距滑块12的第二U型臂1603b，所述舵机1602上端位于第一U型臂1603a内侧，且通过转轴与第一U型臂1603a转动连接，所述总距滑块12位于第二U型臂1603b内侧，且通过转轴与第二U型臂1603b转动连接。

如图6所示，总距滑块12分上部1201和下部1202两部分，并通过轴承转动连接；其中，下部1202不绕旋翼轴4旋转，下部1202与总距摇臂1603连接，并可沿旋翼轴4上下滑动；上部1201与旋翼轴4同步旋转，上部1201依次与变距拉杆13和旋翼桨毂14连接，用于同步改变旋翼桨叶15的桨距角；上部1201侧壁上对称设置有两对拉杆支撑臂1203，转动支撑在变距拉杆13的底部。

如图7所示，所述支撑座1604包括支撑块1604a和支撑臂1604b，所述支撑块1604a和支撑臂1604b一体连接，所述支撑块1604a下端与上面板1a连接，上端连接两个相对设置的支撑臂1604b，两支撑臂1604b与支撑块1604a形成U型安装槽，所述总距摇臂1603的支点位于U型安装槽内，两支撑臂1604b之间的支撑块1604a的前后均设有避让斜面1604c，前后避让斜面1604c使支撑块1604a形成顶部窄底部宽的梯形或三角形截面，用于总距摇臂1603在绕支点转动时防止碰撞。

旋翼驱动部，含有：驱动电机2、联轴器3、旋翼轴4、拉力定位轴套5、离心力轴套92以及旋翼桨毂14；所述驱动电机2的输出轴通过联轴器3连接旋翼轴4，并允许所述旋翼轴4产生一定程度的角偏移和轴向偏移；所述旋翼轴4另一端依次穿过所述拉力定位轴套5和离心力轴套92后，与所述旋翼桨毂14相连，旋翼桨毂14上端连接旋翼桨叶15；所述拉力定位轴套5通过内部的轴承与旋翼轴4连接，所述拉力定位轴套5能够在旋翼轴4上保持固定的轴向位置，并承受旋翼桨毂14的拉力；所述离心力轴套92内部通过轴承与旋翼轴4连接，并能够承受旋翼轴4的离心力，所述离心力轴套92外部与静平衡传感器底座91连接；所述驱动电机2的底面与所述下面板1c相连。

静平衡检测部，含有：角位移传感器8、静平衡应力传感器组9和静平衡传感器底座91；所述角位移传感器8由动环和不动环组成，动环与旋翼轴4连接，不动环与静平衡传感器底座91连接；所述角位移传感器8用于检测所述旋翼桨毂14的方位角ψ和角速度ω，计算公式为：

ω＝f(Δψ/ΔT)，

其中，ω由所述角位移传感器8在每个采样周期ΔT内，检测到的所述旋翼桨毂14的方位角的变化量Δψ计算得到，f为采用的滤波算法，包括但不限于一阶滤波、二阶滤波、平滑滤波、IIR滤波等；并有：

所述静平衡应力传感器组9，由多个在所述静平衡传感器底座91与所述上面板1a之间分布排列的静平衡应力传感器901、902、903、904组成，用于检测所述离心力轴套92对所述上面板1a的水平应力；静平衡应力传感器至少有1个，并且可采用多种分布方式；各静平衡应力传感器901、902、903、904的安装方位角为Ψ_s＝[Ψ_s1,Ψ_s2,...,Ψ_sN]^T，距旋翼轴4轴心的距离为r_s＝[r_s1,r_s2,...,r_sN]^T，在时刻t检测的水平力F_s(t)＝[F_s1(t),F_s2(t),...,F_sN(t)]^T，其中，N为静平衡应力传感器个数；静平衡应力传感器越多，测量精度越高。

静平衡传感器底座91安装在离心力轴套92的外侧，且上面板1a套设在静平衡传感器底座91外侧，静平衡应力传感器组9设置在上面板1a与静平衡传感器底座91之间。所述静平衡传感器底座91的外侧壁上沿周向设有与所述静平衡应力传感器数量相同的第一应力平面，所述上面板1a上设有用于安装静平衡传感器底座91的安装孔，所述安装孔的内侧壁上沿周向设有与所述第一应力平面一一对应的第二应力面，所述静平衡应力传感器设置在第一应力平面和第二应力面之间，且与第一应力平面和第二应力面刚性连接。

动平衡检测部，含有：动平衡应力传感器组7和动平衡传感器底座6；所述动平衡应力传感器组7，由多个在动平衡传感器底座6与所述上面板1a之间水平分布排列的动平衡应力传感器701、702、703、704组成，用于检测所述传感器底座对所述上面板1a的垂向拉力；其中，动平衡应力传感器至少有1个，并且可采用多种分布方式；各动平衡应力传感器701、702、703、704的安装方位角为Ψ_d＝[Ψ_d1,Ψ_d2,...,Ψ_dN]^T，距离旋翼轴4轴心的距离为r_d＝[r_d1,r_d2,...,r_dN]^T，在任意时刻t检测的垂向力F_d(t)＝[F_d1(t),F_d2(t),...,F_dN(t)]^T，其中，N为动平衡应力传感器个数；动平衡应力传感器越多，测量精度越高。

如图8所示，所述动平衡传感器底座6安装在拉力定位轴套5外侧，且位于上面板1a的下方；所述动平衡传感器底座6包括底座本体，所述底座本体中部设有拉力定位轴套5安装孔，所述底座本体的外缘沿周向设有多个向外侧延伸的托臂，且所述托臂的数量与动平衡应力传感器数量相同，所述动平衡应力传感器一一对应安装在所述托臂上。

如图9所示，采集记录部，含有数据处理单元10和数据记录仪11，所述数据处理单元10与所述平衡检测部相连，用于实时采集所述静平衡应力传感器组9、动平衡应力传感器组7和所述角位移传感器8的数据；以获取应力、方位角和角速度等数据样本；所述数据处理单元10还与所述数据记录仪11相连，用于将所述数据样本实时记录在所述数据记录仪11中，用于离线分析；所述数据处理单元10还可与上位机相连，将所述数据样本实时传输至上位机，用于在线分析。

在旋翼桨毂14和旋翼桨叶15静平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨毂14和旋翼桨叶15的离心力相互抵消，不会对所述静平衡传感器底座91产生交变的应力；在旋翼桨毂14和旋翼桨叶15静不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨毂14和旋翼桨叶15会在水平方向产生离心力，并作用在所述旋翼轴4和静平衡传感器底座91上；离心力轴套92上；所述静平衡应力传感器组9，通过静平衡传感器检测所述旋翼轴4套上的应力，可得到实时的旋翼桨毂14所受应力T_hub和方位角ψ_hub数据，计算公式为：

其中，T和ψ_T分别为所述静平衡应力传感器组9所检测合力的幅值与方位角，T_y和T_x分别为所述合力T沿x轴和y轴的分量，F_i和ψ_i分别为各个静平衡应力传感器901、902、903、904检测的应力和安装方位角，K₁为比例系数。

在旋翼桨叶15动平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶15之间的合气动力矩趋于零，不会对所述旋翼轴4、拉力定位轴套5及动平衡传感器底座6产生交变的力和力矩；在旋翼桨叶15动不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶15之间会产生合气动力矩，进而对所述旋翼轴4、拉力定位轴套5及动平衡传感器底座6产生交变的力和力矩；所述动平衡应力传感器组7通过检测所述动平衡传感器底座6上的交变应力，计算得到旋翼桨毂14的合气动力矩均值为：

其中，F_i ^max和F_i ^min分别为动平衡应力传感器i＝1,...,N检测到的最大应力和最小应力；由于旋翼桨叶15合气动力矩M_hub与气动力矩M_i偏大的旋翼桨叶15对应，而M_i与F_i ^max对应；因此根据M_hub、F_i ^max与方位角ψ_A(t)的对应关系，可以确定气动力矩M_i偏大的旋翼桨叶15，从而可以有针对性地开展旋翼桨叶15动平衡调整工作。

如图10-图12所示，无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统的测试及优化流程为：

1)选定一片旋翼桨叶15作为基准桨叶A，在时刻t，基准桨叶A的方位角为ψ_A(t)；

2)不安装旋翼桨叶15，旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂14和旋翼桨叶15加速到额定转速，通过静平衡应力传感器901、902、903、904检测所述离心力轴套92上的应力，得到实时的旋翼桨毂14所受应力T_hub和方位角ψ_hub数据；

3)根据T_hub、ψ_hub与ψ_A(t)的对应关系，确定并调整旋翼桨毂14的静平衡特性，多次重复试验，直到T_hub的变化量达到设计要求，实现旋翼桨毂14的静平衡；

4)安装旋翼桨叶15，旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂14和旋翼桨叶15加速到额定转速，通过静平衡应力传感器901、902、903、904检测所述离心力轴套92上的应力，得到实时的旋翼桨毂14所受应力T_hub和方位角ψ_hub数据；

5)根据T_hub、ψ_hub与ψ_A(t)的对应关系，确定并调整旋翼桨叶15的静平衡特性，多次重复试验，直到T_hub的变化量达到设计要求，实现旋翼桨毂14-旋翼桨叶15的整体静平衡；

6)安装旋翼桨叶15，旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂14和旋翼桨叶15加速到额定转速，总距调整部启动，将总距调整到设计范围内，并根据设计要求适当调整，对任一应力传感器i＝1,...,N，记录其最大应力F_i ^max、最小应力F_i ^min与ψ_A(t)的对应关系；

7)计算M_hub，根据M_hub、F_i ^max与方位角ψ_A(t)的对应关系，确定并调整气动力矩M_i偏大的旋翼桨叶15，多次重复试验，直到M_hub的变化量达到设计要求，实现旋翼桨叶15动平衡；

8)旋翼桨毂14和旋翼桨叶15的整体静平衡和单向动平衡测试调整结束。

通过分析离心力传感器底座91承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测旋翼桨毂14，以及旋翼桨毂14和旋翼桨叶15的离心力差异；得到旋翼桨毂14-旋翼桨叶15的静平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨毂14和旋翼桨叶15，实现整体静平衡。

通过分析拉力传感器底座6承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测不同旋翼桨叶15之间的气动力矩差异；得到旋翼桨叶15的动平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨叶15，实现旋翼桨叶的动平衡。

本发明通过采用静平衡应力传感器组9，能够准确实时地检测旋翼桨毂14在水平面内的离心应力；通过采用动平衡应力传感器组7，能够准确实时地检测各个旋翼桨叶15气动力的差异；通过采用总距调整部，可实时调整旋翼桨叶15的气动力大小；通过采用角位移传感器8，能够准确实时地检测旋翼桨叶15的方位角和角速度；通过对比分析旋翼桨毂14的离心应力、方位角和角速度，可以准确分析旋翼桨毂14的静平衡水平，以及旋翼桨毂14和旋翼桨叶15的整体静平衡水平；通过对比分析各个旋翼桨叶15的气动力、方位角和角速度，可以准确分析旋翼桨叶15的动平衡水平。本发明的优点在于：测量准确、简单直观、实时性好，适合旋翼桨毂14和旋翼桨叶15的整体静平衡，以及旋翼拉力动平衡测试和调整。

以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关的工作人员完全可以在不偏离本发明的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。

Claims (7)

1.一种无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，其特征在于：含有：框架底座部、总距调整部、旋翼驱动部、静平衡检测部、动平衡检测部和采集记录部，其中：

框架底座部，含有：上面板、下面板，以及位于上面板和下面板之间起支撑作用的支撑柱组件；所述下面板含有固定装置，用于将整个系统固定；

总距调整部，含有：舵机安装座、舵机、总距摇臂、支撑座、总距滑块以及变距拉杆；所述舵机一端以固定连接或转动连接的方式，通过舵机安装座安装在所述上面板上，另一端与总距摇臂转动连接；所述总距摇臂另一端与总距滑块连接，所述支撑座上端与所述总距摇臂中部转动连接，且连接处形成支点；所述支撑座下端连接在上面板上，用于支撑总距摇臂；所述总距滑块分上部和下部两部分，上部和下部通过轴承转动连接；其中，下部不绕旋翼轴旋转，且下部与总距摇臂连接，并可沿旋翼轴上下滑动；上部与旋翼轴同步旋转，上部依次与变距拉杆和旋翼桨毂连接，用于同步改变旋翼桨叶的桨距角；

旋翼驱动部，含有：驱动电机、联轴器、旋翼轴、拉力定位轴套、离心力轴套以及旋翼桨毂；所述驱动电机底面固定在下面板上，且驱动电机的输出轴通过联轴器连接旋翼轴一端；所述旋翼轴另一端依次穿过所述拉力定位轴套和离心力轴套与所述旋翼桨毂相连；所述旋翼桨毂连接旋翼桨叶；所述拉力定位轴套通过内部的轴承与旋翼轴连接，所述拉力定位轴套能够在旋翼轴上保持固定的轴向位置，并承受旋翼桨毂的拉力，所述拉力定位轴套外部与动平衡传感器底座连接；所述离心力轴套内部通过轴承与旋翼轴连接，并能够承受旋翼轴的离心力，所述离心力轴套外部与静平衡传感器底座连接；

静平衡检测部，含有：角位移传感器、静平衡应力传感器组和静平衡传感器底座；所述角位移传感器设置在旋翼轴上，用于检测所述旋翼桨毂的方位角和角速度；静平衡传感器底座安装在离心力轴套的外侧，且上面板套设在静平衡传感器底座外侧；静平衡应力传感器组设置在上面板与静平衡传感器底座之间，用于检测离心力轴套对所述上面板的水平应力；

动平衡检测部，含有：动平衡应力传感器组和动平衡传感器底座；所述动平衡传感器底座安装在拉力定位轴套外侧，且位于上面板的下方；所述动平衡应力传感器组位于上面板和动平衡传感器底座之间，且安装在动平衡传感器底座上，用于检测动平衡传感器底座对所述上面板的垂向拉力；

采集记录部，含有：数据处理单元和数据记录仪；所述数据处理单元与所述静平衡检测部和动平衡检测部相连，用于实时采集所述静平衡应力传感器组、动平衡应力传感器组和角位移传感器的数据，以获取应力、方位角和角速度形成的数据样本；所述数据处理单元还与所述数据记录仪相连，用于将所述数据样本实时记录在所述数据记录仪中，用于离线分析。

2.如权利要求1所述的无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，其特征在于：所述采集记录部还包括上位机，所述数据处理单元与上位机相连，将所述数据样本实时传输至上位机，用于在线分析。

3.如权利要求1所述的无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，其特征在于：所述静平衡应力传感器组含有至少1个静平衡应力传感器；所述静平衡传感器底座的外侧壁上沿周向设有与所述静平衡应力传感器数量相同的第一应力平面；所述上面板上设有用于安装静平衡传感器底座的安装孔；所述安装孔的内侧壁上沿周向设有与所述第一应力平面一一对应的第二应力面；所述静平衡应力传感器设置在第一应力平面和第二应力面之间，且与第一应力平面和第二应力面刚性连接。

4.如权利要求1所述的无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，其特征在于：所述总距摇臂包括摇臂本体，所述摇臂本体一端设有用于连接舵机的第一U型臂，另一端设有用于连接总距滑块的第二U型臂；所述舵机上端位于第一U型臂内侧，且通过转轴与第一U型臂转动连接；所述总距滑块位于第二U型臂内侧，且通过转轴与第二U型臂转动连接。

5.如权利要求1所述的无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，其特征在于：所述动平衡应力传感器组含有至少1个动平衡应力传感器；所述动平衡传感器底座包括底座本体；所述底座本体中部设有轴套拉力定位轴套安装孔，所述底座本体的外缘沿周向设有多个向外侧延伸的托臂，且所述托臂的数量与动平衡应力传感器数量相同；所述动平衡应力传感器一一对应安装在所述托臂上。

6.如权利要求1所述的无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统，其特征在于：所述支撑座包括支撑块和支撑臂；所述支撑块下端与上面板连接，上端连接两个相对设置的支撑臂，两个支撑臂之间的支撑块的前后侧均设有避让斜面。

7.如权利要求6所述的无人机旋翼动平衡双向测试系统，其特征在于：所述支撑块和支撑臂一体连接。