CN110562481A - 一种飞行器动力测试装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器动力测试装置，具体包括：转速测试模块、扭矩测试模块、升力测试模块以及控制器；其中，所述转速测试模块，用于测试所述飞行器动力系统的转速，得到转速信号；所述扭矩测试模块，用于测试所述飞行器动力系统的扭矩，得到扭矩信号；所述升力测试模块包括杠杆组件和升力测试子模块，所述杠杆组件连接在所述扭矩测试模块和所述升力测试子模块之间；所述升力测试模块用于测试所述飞行器动力系统的升力，得到升力信号；所述控制器根据所述转速信号、所述扭矩信号、所述升力信号，得到所述飞行器动力系统的转速参数、扭矩参数、升力参数。本发明所述的飞行器动力测试装置可以同时测试所述飞行器动力系统的转速参数、扭矩参数、升力参数，测试效率较高，测试精度高。

Description

一种飞行器动力测试装置

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种飞行器动力测试装置。

背景技术

随着飞行器技术的高速发展，飞行器已经越来越多的被应用在生产、生活的各个领域，多旋翼飞行器作为一种新型的飞行器，可以广泛的应用在农业植保、航拍、巡检、测绘、侦查等方面。

现有的多旋翼飞行器中，往往需要旋翼系统来提供升力使其实现起飞、巡航、悬停、降落等机动功能，旋翼系统作为多旋翼飞行器的动力源，其性能参数对整机有效载荷及动力学性能起到至关重要的作用，因此，在实际应用中，往往需要飞行器动力测试装置对旋翼系统的性能参数进行测试。

转速参数、扭矩参数和升力参数作为旋翼系统的性能参数中较为关键的参数，可以用来综合评价旋翼系统的动力学性能。而现有的飞行器动力测试装置往往很难对上述三个性能参数进行同时测试，这样，就容易导致测试效率不高；或者，由于飞行器动力测试装置中的扭矩参数测试模块和升力参数测试模块相互干扰，影响扭矩参数和升力参数的测试精度，导致测试结果误差较大。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种飞行器动力测试装置，以解决现有的飞行器动力测试装置测试精度不高，测试结果误差较大的问题。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种飞行器动力测试装置，用于测试飞行器动力系统的性能参数，所述飞行器动力系统包括：电机和螺旋桨，所述电机和所述螺旋桨固定连接；所述飞行器动力测试装置包括：转速测试模块、扭矩测试模块、升力测试模块以及控制器；其中

所述转速测试模块，设置在所述飞行器上，用于测试所述飞行器动力系统的转速，得到转速信号；

所述扭矩测试模块，与所述电机连接，用于测试所述飞行器动力系统的扭矩，得到扭矩信号；

所述升力测试模块包括杠杆组件和升力测试子模块，所述杠杆组件连接在所述扭矩测试模块和所述升力测试子模块之间；所述升力测试模块用于测试所述飞行器动力系统的升力，得到升力信号；

所述控制器分别与所述转速测试模块、所述扭矩测试模块、所述升力测试模块连接，用于根据所述转速信号、所述扭矩信号、所述升力信号，得到所述飞行器动力系统的转速参数、扭矩参数、升力参数。

进一步的，所述扭矩测试模块包括：转接件、扭矩传感器；其中

所述转接件分别与所述电机和所述扭矩传感器连接，用于将与所述电机连接的所述螺旋桨的扭矩传递到所述扭矩传感器；

所述扭矩传感器用于测试所述螺旋桨的扭矩，得到所述扭矩信号。

进一步的，所述扭矩测试模块还包括：止推轴承和轴承盖；其中

所述止推轴承位于所述扭矩传感器与所述轴承盖之间；

所述轴承盖的一端与所述止推轴承连接，用于固定所述止推轴承。

进一步的，所述杠杆组件包括：横梁、转轴、轴承以及轴承座；其中

所述横梁的中间与所述转轴转动连接；

所述轴承的内圈和外圈分别与所述转轴和所述轴承座连接；

所述横梁的一端与所述轴承盖连接，所述横梁的另一端与所述升力测试子模块连接。

进一步的，所述升力测试子模块包括：压力传感器和和固定底座；其中

所述压力传感器分别与所述横梁和所述固定底座连接，用于测试所述螺旋桨的升力，得到所述升力信号。

进一步的，所述转速测试模块包括：反光结构、光电传感器以及光电传感器支架；其中

所述反光结构设置在所述螺旋桨或者所述电机上；

所述光电传感器用于接收所述反光结构产生的光电脉冲，得到所述转速信号；

所述光电传感器支架用于固定所述光电传感器。

进一步的，所述控制器的输入端分别与所述光电传感器、所述扭矩传感器以及所述压力传感器连接；其中

所述控制器用于对所述光电传感器得到的所述转速信号、所述扭矩传感器得到的所述扭矩信号、以及所述压力传感器得到的所述升力信号进行处理，得到所述转速参数、所述扭矩参数、以及所述升力参数。

进一步的，所述飞行器动力系统还包括：电子调速器；其中

所述电子调速器的一端与所述控制器的输出端连接，另一端与所述电机连接，用于根据所述控制器的电机控制指令对所述电机供电，以及调节所述电机的转速。

进一步的，所述飞行器动力测试装置还包括：第一信号放大器和第二信号放大器；其中

所述第一信号放大器位于所述扭矩传感器和所述控制器之间，用于将所述扭矩信号进行放大；

所述第二信号放大器位于所述压力传感器和所述控制器之间，用于将所述升力信号进行放大。

进一步的，所述飞行器动力测试装置还包括：上位机，所述上位机与所述控制器连接，用于对所述控制器得到的所述转速参数、所述扭矩参数以及所述升力参数进行显示。

相对于现有技术，本发明所述的飞行器动力测试装置具有以下优势：

首先，本发明实施例所述的飞行器动力测试装置中，由于所述转速测试模块、所述扭矩测试模块、所述升力测试模块分别可以用于测试所述飞行器动力系统的转速、扭矩、升力，得到相应的转速信号、扭矩信号、升力信号，所述控制器可以根据所述转速信号、所述扭矩信号、所述升力信号，得到所述飞行器动力系统的转速参数、扭矩参数、升力参数，因此，所述飞行器动力测试装置可以同时测试所述飞行器动力系统的所述转速参数、所述扭矩参数、所述升力参数，测试效率较高。

而且，本发明实施例所述的飞行器动力测试装置中，由于所述升力测试模块可以包括杠杆组件和升力测试子模块，所述杠杆组件可以连接在所述扭矩测试模块和所述升力测试子模块之间，在实际应用中，所述杠杆组件可以用于隔离所述飞行器动力系统产生的扭矩和升力，避免所述扭矩测试模块的扭矩传递到所述升力测试子模块，这样，就可以避免所述扭矩测试模块和所述升力测试子模块之间相互干扰，减小所述扭矩参数和所述升力参数的测试误差，提高测试精度。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例所述的一种飞行器动力测试装置的结构框图；

图2为本发明实施例所述的一种飞行器动力测试装置的结构示意图；

图3为本发明实施例所述的一种转速测试模块的结构示意图；

图4为本发明实施例所述的一种扭矩测试模块的结构示意图；

图5为本发明实施例所述的一种升力测试模块的结构示意图；

图6为本发明实施例所述的一种杠杆组件的结构示意图；

图7为本发明所述的另一种飞行器动力测试装置的结构框图。

附图标记说明：

10-转速测试模块，101-反光结构，102-光电传感器，103-光电传感器支架，11-扭矩测试模块，111-转接件，112-扭矩传感器，113-止推轴承，114-轴承盖，12-升力测试模块，121-杠杆组件，1211-横梁，1212-转轴，1213-轴承。1214-轴承座，122-升力测试子模块，1221-压力传感器，1222-固定底座，13-控制器，141-电机，142-螺旋桨，143-电子调速器，15-第一信号放大器，16-第二信号放大器，17-上位机。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明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发明。

参照图1，示出了本发明实施例所述的一种飞行器动力测试装置的结构框图，用于测试飞行器动力系统的动力性能参数，所述飞行器动力系统可以包括：电机；所述飞行器动力测试装置可以包括：转速测试模块10、扭矩测试模块11、升力测试模块12以及控制器13；其中，

转速测试模块10，设置在所述飞行器动力系统上，可以用于测试所述飞行器动力系统的转速，得到转速信号；

扭矩测试模块11，与所述电机连接，可以用于测试所述飞行器动力系统的扭矩，得到扭矩信号；

升力测试模块12可以包括杠杆组件和升力测试子模块，所述杠杆组件连接在扭矩测试模块11和所述升力测试子模块之间；升力测试模块11可以用于测试所述飞行器动力系统的升力，得到升力信号；

控制器13分别与转速测试模块10、扭矩测试模块11、升力测试模块12连接，用于根据所述转速信号、所述扭矩信号、所述升力信号，得到所述飞行器动力系统的转速参数、扭矩参数、升力参数。

本发明实施例所述的飞行器动力测试装置中，由于转速测试模块10、扭矩测试模块11、升力测试模块12分别可以用于测试所述飞行器动力系统的转速、扭矩、升力，得到相应的转速信号、扭矩信号、升力信号，控制器13可以根据所述转速信号、所述扭矩信号、所述升力信号，得到所述飞行器动力系统的转速参数、扭矩参数、升力参数，因此，所述飞行器动力测试装置可以同时测试所述飞行器动力系统的所述转速参数、所述扭矩参数、所述升力参数，测试效率较高。

而且，本发明实施例所述的飞行器动力测试装置中，由于升力测试模块12可以包括杠杆组件和升力测试子模块，所述杠杆组件可以连接在扭矩测试模块11和所述升力测试子模块之间，在实际应用中，所述杠杆组件可以用于隔离所述飞行器动力系统产生的扭矩和升力，避免扭矩测试模块11的扭矩传递到所述升力测试子模块，这样，就可以避免扭矩测试模块11和所述升力测试子模块之间相互干扰，减小所述扭矩参数和所述升力参数的测试误差，提高测试精度。

参照图2，示出了本发明实施例所述的一种飞行器动力测试装置的结构示意图，所述飞行器动力系统可以包括：电机141，所述飞行器动力测试装置可以包括：转速测试模块10、扭矩测试模块11、升力测试模块12以及控制器(图中未示出)；其中，

转速测试模块10，设置在所述飞行器动力系统上，可以用于测试所述飞行器动力系统的转速，得到转速信号；

扭矩测试模块11，与电机141连接，可以用于测试所述飞行器动力系统的扭矩，得到扭矩信号；

升力测试模块12可以包括杠杆组件121和升力测试子模块122，杠杆组件121连接在扭矩测试模块11和升力测试子模块122之间；升力测试模块11可以用于测试所述飞行器动力系统的升力，得到升力信号；

所述控制器分别与转速测试模块10、扭矩测试模块11、升力测试模块12连接，用于根据所述转速信号、所述扭矩信号、所述升力信号，得到所述飞行器动力系统的转速参数、扭矩参数、升力参数。

本发明实施例中，所述飞行器动力系统还可以包括螺旋桨142；螺旋桨142和电机141固定连接，在实际应用中，螺旋桨142与电机141之间可以通过卡扣式连接、螺纹连接等连接方式实现固定连接，本发明实施例对于螺旋桨142与电机141之间的连接方式不做限定。

参照图3，示出了本发明实施例所述的一种转速测试模块的结构示意图，具体可以包括：反光结构101、光电传感器102以及光电传感器支架103；其中，反光结构101设置在螺旋桨142或者电机141上；光电传感器102用于接收反光结构101产生的光电脉冲，得到所述转速信号；光电传感器支架103可以用于固定光电传感器102。

具体的，反光结构101可以为反光片，由于反光片具有质量小，反光面积大的优点，若反光结构101采用反光片，可以使得反光结构101反射的光较多。在实际应用中，反光结构101可以通过粘接连接、铆接连接等连接方式固定在螺旋桨142或者电机141上。图1中仅示出了反光结构101固定在电机141上的示例，可以理解的是，在实际应用中，反光结构101还可以固定在螺旋桨142上。

本发明实施例中，由于反光结构101固定在螺旋桨142或者电机141上，当螺旋桨142和电机141旋转的过程中，反光结构101可以与螺旋桨142和电机141一起旋转，发光结构101在旋转的过程中，反光结构101反射的光可以在光电传感器102的接收端产生相应的光电脉冲，光电传感器102可以用于接收所述光电脉冲，得到所述转速信号，并将所述转速信号发送给控制器13，以使得控制器13根据所述转速信号得到所述飞行器动力系统的转速参数。

例如，反光结构101与螺旋桨142和电机141一起旋转的过程中，每旋转一周，反光结构101反射的光可以在光电传感器102的接收端产生一次光电脉冲，光电传感器102可以用于接收所述光电脉冲，得到一个转速信号，并将该转速信号发送给控制器13。控制器13可以通过计算接收到的所述转速信号的次数，得到所述飞行器动力系统的转速参数。

参照图4，示出了本发明实施例所述的一种扭矩测试模块的结构示意图，具体可以包括：转接件111、扭矩传感器112；其中，转接件111分别与电机141和扭矩传感器112连接，用于将与电机141连接的螺旋桨142的扭矩传递到扭矩传感器112；扭矩传感器112可以用于测试螺旋桨142的扭矩，得到所述扭矩信号。

在实际应用中，转接件111的顶端可以与电机141的定子固定连接，另一端可以与扭矩传感器112固定连接，以将与电机141连接的螺旋桨142在旋转过程中产生的扭矩传递到扭矩传感器112。扭矩传感器112可以用于测试螺旋桨142的扭矩，得到所述扭矩信号，并将所述扭矩信号发送给控制器13，以使得控制器13根据所述扭矩信号得到所述飞行器动力系统的扭矩参数。

在本发明的一种可选实施例中，扭矩测试模块11还可以包括：止推轴承113和轴承盖114；其中，止推轴承113位于扭矩传感器112与电机141之间；轴承盖114的一端与止推轴承113连接，用于固定止推轴承113，轴承盖114的另一端与升力测试模块12连接。在实际应用中，螺旋桨142在旋转的过程中，可能会对扭矩传感器112产生拉力，为了避免所述拉力对扭矩传感器112产生干扰，导致扭矩传感器112的测试精度下降，本发明实施例中，在扭矩传感器112与轴承盖114之间设有止推轴承113，止推轴承113可以用来承受所述拉力，避免所述拉力对扭矩传感器112产生干扰，提高扭矩传感器112的测试精度，进而，提高所述飞行器动力系统的扭矩参数的测试精度。

参照图5，示出了本发明实施例所述的一种升力测试模块的结构示意图，具体可以包括：杠杆组件121和升力测试子模块122，杠杆组件121连接在扭矩测试模块11和升力测试子模块122之间；升力测试模块12可以用于测试所述飞行器动力系统的升力，得到升力信号。

参照图6，示出了本发明实施例所述的一种杠杆组件的结构示意图，具体可以包括：横梁1211、转轴1212、轴承1213以及轴承座1214；其中，横梁1211的中间与转轴1212转动连接；轴承1213的内圈和外圈分别与转轴1212和轴承座1214连接；横梁1211的一端与轴承盖114连接，横梁1211的另一端与升力测试子模块122连接。

本发明实施例中，由于横梁1211的中间与转轴1212转动连接，可以通过转轴1212限制横梁1211在水平面内的旋转自由度，避免扭矩测试模块11的扭矩传递到升力测试子模块122，这样，就可以避免扭矩测试模块11和升力测试子模块122之间相互干扰，减小所述扭矩参数和所述升力参数的测试误差，提高测试精度。

在实际应用中，轴承1213的内圈和外圈分别可以与转轴1212和轴承座1214连接，轴承1213可以用来承受转轴1212的径向力，支撑转轴1212，使得横梁1211可以绕转轴1212转动。

本发明实施例中，由于横梁1211的一端与轴承盖114连接，横梁1211的另一端与升力测试子模块122连接，在具体应用中，横梁1211与轴承盖114连接的一端可以作为施力端，具体地，所述施力端可以用于承受螺旋桨142在旋转过程中产生的升力，而横梁1211与升力测试子模块122连接的一端可以作为受力端，所述受力端受到的压力，与所述施力端受到的螺旋桨142产生的升力，关于转轴1212力矩平衡，在实际应用中，可以通过测得所述受力端受到的压力反推计算出所述施力端受到的螺旋桨142产生的升力。

在本发明的另一种可选实施例中，升力测试子模块122具体可以包括：压力传感器1221和和固定底座1222；其中，压力传感器1221分别与横梁1211和固定底座1222连接，用于测试螺旋桨142的升力，得到所述升力信号，固定底座1222可以用于固定支承压力传感器1221。

本发明实施例中，由于横梁1211横梁与压力传感器1221连接的一端可以作为受力端，所述受力端受到的压力，与所述施力端受到的螺旋桨142产生的升力，关于转轴1212力矩平衡，在实际应用中，可以通过测得所述受力端受到的压力反推计算出所述施力端受到的螺旋桨142产生的升力。因此，压力传感器1221测试螺旋桨142的升力，得到所述升力信号，所述升力信号可以直接反映螺旋桨142在旋转过程中产生的升力的大小，在具体的应用中，压力传感器1221可以将所述升力信号发送给控制器13，以使得控制器13根据所述升力信号得到所述飞行器动力系统的升力参数。

参照图7，示出了本发明所述的另一种飞行器动力测试装置的结构框图，如图7所示，控制器13的输入端分别可以与光电传感器102、扭矩传感器112以及压力传感器1221；其中，控制器13可以用于对光电传感器102得到的所述转速信号、扭矩传感器112得到的所述扭矩信号、以及压力传感器1221得到的所述升力信号进行处理，得到所述转速参数、所述扭矩参数、以及所述升力参数。

在实际应用中，由于所述扭矩信号、所述升力信号属于模拟量信号，信号较为微弱，为了将所述扭矩信号和所述升力信号进行放大，便于控制器13接收，在具体应用中，可以采用信号放大器对所述扭矩信号、所述升力信号进行放大。

在本发明的一种可选实施例中，所述飞行器动力测试装置还可以包括：第一信号放大器15和第二信号放大器16；其中，第一信号放大器15位于扭矩传感器112和控制器13之间，用于将扭矩传感器112得到的所述扭矩信号进行放大；第二信号放大器16可以位于压力传感器1221和控制器13之间，用于将压力传感器1221得到的所述升力信号进行放大。

可以理解的是，第一信号放大器15和第二信号放大器16可以为模拟量信号放大器，所述模拟量信号放大器可以直接将所述扭矩信号、所述升力信号进行放大，或者，第一信号放大器15和第二信号放大器16也可以为信号转换放大器，所述信号转换放大器可以将所述扭矩信号、所述升力信号转换放大成数字信号，以便控制器13接收。本发明实施例对于第一信号放大器15和第二信号放大器16的具体类型不做限定。

可选地，为了给第一信号放大器15和第二信号放大器16进行供电，本发明实施例中，可以设置单独的电源给第一信号放大器15和第二信号放大器16进行供电，也可以设置电源管理系统给第一信号放大器15和第二信号放大器16进行供电，本发明对于第一信号放大器15和第二信号放大器16的电源类型不做具体限定。

在实际应用中，所述飞行器动力系统还可以包括：电子调速器143。本发明实施例中，电子调速器143的一端可以与控制器13的输出端连接，另一端与电机141连接，用于根据控制器13的电机控制指令对电机141供电，以及调节电机141的转速。

在本发明的再一种可选实施例中，所述飞行器动力测试装置还包括：上位机17，上位机17与所述控制器连接，用于对控制器13得到的所述转速参数、所述扭矩参数以及所述升力参数进行显示。这样，就可以方便用户查看所述飞行器动力系统的所述转速参数、所述扭矩参数以及所述升力参数。

以下提供一种所述飞行器动力测试装置的工作示例：

首先，控制器13可以向电子调速器143输出电机控制指令，电子调速器143可以根据所述电机控制指令对电机141供电，并调节电机141的转速，使得电机141开始转动，由于电机141与螺旋桨142固定连接，电机141的转动可以带动螺旋桨142旋转。

在螺旋桨142旋转的过程中，所述飞行器动力测试装置的转速测试模块10、扭矩测试模块11、升力测试模块12也开始工作。其中，光电传感器102可以测试螺旋桨142的转速，得到所述转速信号，并将所述转速信号直接发送给控制器13；扭矩传感器112可以测试螺旋桨142的扭矩，得到所述扭矩信号，所述扭矩信号经第一信号放大器15放大后可以发送给控制器13；压力传感器1221可以测试螺旋桨142的升力，得到所述升力信号，所述升力信号经第二信号放大器16放大后可以发送给控制器13。

控制器13可以对光电传感器102得到的所述转速信号、扭矩传感器112得到的所述扭矩信号、以及压力传感器1221得到的所述升力信号进行处理，得到所述转速参数、所述扭矩参数、以及所述升力参数。并且，将所述转速参数、所述扭矩参数、以及所述升力参数在与控制器13连接的上位机17上进行显示，以方便用户查看所述飞行器动力系统的所述转速参数、所述扭矩参数以及所述升力参数。

综上，本发明所述的飞行器动力测试装置具有以下优点：

首先，本发明实施例所述的飞行器动力测试装置中，由于所述转速测试模块、所述扭矩测试模块、所述升力测试模块分别可以用于测试所述飞行器动力系统的转速、扭矩、升力，得到相应的转速信号、扭矩信号、升力信号，所述控制器可以根据所述转速信号、所述扭矩信号、所述升力信号，得到所述飞行器动力系统的转速参数、扭矩参数、升力参数，因此，所述飞行器动力测试装置可以同时测试所述飞行器动力系统的所述转速参数、所述扭矩参数、所述升力参数，测试效率较高。

而且，本发明实施例所述的飞行器动力测试装置中，由于所述升力测试模块可以包括杠杆组件和升力测试子模块，所述杠杆组件可以连接在所述扭矩测试模块和所述升力测试子模块之间，在实际应用中，所述杠杆组件可以用于隔离所述飞行器动力系统产生的扭矩和升力，避免所述扭矩测试模块的扭矩传递到所述升力测试子模块，这样，就可以避免所述扭矩测试模块和所述升力测试子模块之间相互干扰，减小所述扭矩参数和所述升力参数的测试误差，提高测试精度。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器动力测试装置，用于测试飞行器动力系统的性能参数，其特征在于，所述飞行器动力系统包括：电机和螺旋桨，所述电机和所述螺旋桨固定连接；所述飞行器动力系统动力测试装置包括：转速测试模块、扭矩测试模块、升力测试模块以及控制器；其中

所述转速测试模块，设置在所述飞行器动力系统上，用于测试所述飞行器动力系统的转速，得到转速信号；

所述扭矩测试模块，与所述电机连接，用于测试所述飞行器动力系统的扭矩，得到扭矩信号；

所述升力测试模块包括杠杆组件和升力测试子模块，所述杠杆组件连接在所述扭矩测试模块和所述升力测试子模块之间；所述升力测试模块用于测试所述飞行器动力系统的升力，得到升力信号；

所述控制器分别与所述转速测试模块、所述扭矩测试模块、所述升力测试模块连接，用于根据所述转速信号、所述扭矩信号、所述升力信号，得到所述飞行器动力系统的转速参数、扭矩参数、升力参数。

2.根据权利要求1所述的飞行器动力测试装置，其特征在于，所述扭矩测试模块包括：转接件、扭矩传感器；其中

所述转接件分别与所述电机和所述扭矩传感器连接，用于将与所述电机连接的所述螺旋桨的扭矩传递到所述扭矩传感器；

所述扭矩传感器用于测试所述螺旋桨的扭矩，得到所述扭矩信号。

3.根据权利要求2所述的飞行器动力测试装置，其特征在于，所述扭矩测试模块还包括：止推轴承和轴承盖；其中

所述止推轴承位于所述扭矩传感器与所述轴承盖之间；

所述轴承盖的一端与所述止推轴承连接，用于固定所述止推轴承。

4.根据权利要求3所述的飞行器动力测试装置，其特征在于，所述杠杆组件包括：横梁、转轴、轴承以及轴承座；其中

所述横梁的中间与所述转轴转动连接；

所述轴承的内圈和外圈分别与所述转轴和所述轴承座连接；

所述横梁的一端与所述轴承盖连接，所述横梁的另一端与所述升力测试子模块连接。

5.根据权利要求4所述的飞行器动力测试装置，其特征在于，所述升力测试子模块包括：压力传感器和和固定底座；其中

所述压力传感器分别与所述横梁和所述固定底座连接，用于测试所述螺旋桨的升力，得到所述升力信号。

6.根据权利要求5所述的飞行器动力测试装置，其特征在于，所述转速测试模块包括：反光结构、光电传感器以及光电传感器支架；其中

所述反光结构设置在所述螺旋桨或者所述电机上；

所述光电传感器用于接收所述反光结构产生的光电脉冲，得到所述转速信号；

所述光电传感器支架用于固定所述光电传感器。

7.根据权利要求6所述的飞行器动力测试装置，其特征在于，所述控制器的输入端分别与所述光电传感器、所述扭矩传感器以及所述压力传感器连接；其中

所述控制器用于对所述光电传感器得到的所述转速信号、所述扭矩传感器得到的所述扭矩信号、以及所述压力传感器得到的所述升力信号进行处理，得到所述转速参数、所述扭矩参数、以及所述升力参数。

8.根据权利要求7所述的飞行器动力测试装置，其特征在于，所述飞行器动力系统还包括：电子调速器；其中

所述电子调速器的一端与所述控制器的输出端连接，另一端与所述电机连接，用于根据所述控制器的电机控制指令对所述电机供电，以及调节所述电机的转速。

9.根据权利要求7所述的飞行器动力测试装置，其特征在于，所述飞行器动力测试装置还包括：第一信号放大器和第二信号放大器；其中

所述第一信号放大器位于所述扭矩传感器和所述控制器之间，用于将所述扭矩信号进行放大；

所述第二信号放大器位于所述压力传感器和所述控制器之间，用于将所述升力信号进行放大。

10.根据权利要求1所述的飞行器动力测试装置，其特征在于，所述飞行器动力测试装置还包括：上位机，所述上位机与所述控制器连接，用于对所述控制器得到的所述转速参数、所述扭矩参数以及所述升力参数进行显示。