CN110562486A - 一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置 - Google Patents

一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置 Download PDF

Info

Publication number
CN110562486A
CN110562486A CN201910906824.8A CN201910906824A CN110562486A CN 110562486 A CN110562486 A CN 110562486A CN 201910906824 A CN201910906824 A CN 201910906824A CN 110562486 A CN110562486 A CN 110562486A
Authority
CN
China
Prior art keywords
shell
rotor
ball bearing
deep groove
groove ball
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.)
Granted
Application number
CN201910906824.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110562486B (zh
Inventor
全齐全
赵鹏越
陈水添
唐德威
邓宗全
朱凯杰
吕艺轩
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Harbin Institute of Technology
Original Assignee
Harbin Institute of Technology
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Harbin Institute of Technology filed Critical Harbin Institute of Technology
Priority to CN201910906824.8A priority Critical patent/CN110562486B/zh
Publication of CN110562486A publication Critical patent/CN110562486A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110562486B publication Critical patent/CN110562486B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/14—Space shuttles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)

Abstract

一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，本发明涉及一种测量装置，本发明的目的是提供一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，以解决常规地球单旋翼系统升阻特性测量装置难以提供充足的飞行转速高精度测量升阻特性的问题。它包括旋翼模块、动力模块和测量模块；旋翼模块、动力模块和测量模块沿旋翼系统旋转轴方向由上至下依次固定连接。本发明用于飞行器单旋翼系统升阻特性测量领域。

Description

一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置
技术领域
本发明涉及一种测量装置，具体涉及一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置。
背景技术
火星表面具有的稀薄的大气环境能够为火星低空大气飞行提供飞行条件，然而由于火星大气环境的物理特征具有复杂多变的特点，火星飞行器的飞行性能评价仍有待进一步研究。目前可用于火星表面飞行的飞行器主要包括旋翼式飞行器、固定翼式飞行器、扑翼式飞行器及浮空气球等，其中旋翼式飞行器能够针对火星表面崎岖复杂的地形进行多次垂直起降，在一定飞行高度实现悬停飞行，采集火星表面地形地貌相信并与火星漫游车进行信息的交互，协助火星漫游车实现火星表面的路径规划，规避环形山等高风险区域。由于火星表面大气稀薄且表面温度较低，旋翼式飞行器的旋翼系统需具备较高的旋转速度从而产生充足的飞行升力支持火星飞行器的飞行，然而传统的旋翼升阻特性测量装置结构复杂，难以为火星旋翼系统提供充足的飞行转速，并难以针对火星旋翼系统的低升力、低扭矩特征进行高精度测量，无法满足实际工程需求，小升力的参数特征测量，适用于火星旋翼式飞行器旋翼系统升阻特性研究的实验装置仍存在大量空白。因而研制一种结构紧凑的火星旋翼式飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置对飞行器的研制具有重要的理论与工程意义。
发明内容
本发明的目的是提供一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，以解决常规地球单旋翼系统升阻特性测量装置难以提供充足的飞行转速高精度测量升阻特性的问题。
本发明为解决上述问题而采用的技术方案是：
它包括旋翼模块、动力模块和测量模块；旋翼模块、动力模块和测量模块沿旋翼系统旋转轴方向由上至下依次固定连接。
本发明的有益效果：
1、本发明结构设计科学合理，旋翼模块旋翼叶片布置于桨夹两侧，在测量前作为整体进行动平衡调整，从而满足升阻特性测量装置对旋翼系统运动平稳性的要求。旋翼模块与动力模块的主轴直接连接，旋翼模块的旋翼叶片可进行快速更换，从而满足升阻特性测量装置针对不同旋翼系统的多次测量。动力模块整体采用直立式连接保证测量装置结构紧凑，运动过程高速且平稳。测量模块与动力模块底部直接连接，可实现旋翼系统升阻特性的直接测量，满足测量装置的测量精度要求。
2、本发明的旋翼模块的旋翼桨叶、桨夹均可快速替换，可分别调整旋翼系统桨叶结构与安装角等重要的结构，方式简单高效。
3、本发明采用高速电机-联轴器-主轴直接连接的方式，可保证运动传递过程的平稳性。
4、本发明的测量模块采用六维力传感器直接测量，可实现各方向升力与扭矩的解耦测量，保证测量结果的正确性与准确性。
5、本发明通过多次试验可知，单旋翼系统升阻特性测量装置可实现的转速调节范围为0–4000r/min，转速误差为±10r/min，旋翼系统桨叶直径的调节范围为0.5–1.0m，旋翼系统可实现安装角的调整与旋翼桨叶的更换。
6、本发明通过多次试验可知，旋翼系统在4000r/min，翼展1.0m时，640Pa的二氧化碳环境工作过程整体性能稳定。
附图说明
图1是本发明的整体结构示意图。
图2是本发明的主视图。
图3是本发明的俯视图。
具体实施方式
具体实施方式一：结合图1-图3说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，它包括旋翼模块1、动力模块2和测量模块3；旋翼模块1、动力模块2和测量模块3沿旋翼系统旋转轴方向由上至下依次固定连接。
具体实施方式二：结合图1-图3说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，旋翼模块1包括桨夹1-2、两个旋翼桨叶1-1、两个固定螺杆1-3、两对双螺母1-5和两个锁紧螺栓1-4，桨夹1-2的两端分别加工有一个桨叶安装槽，每个桨叶安装槽内分别设有一个旋翼桨叶1-1，每个旋翼桨叶1-1的一端通过一个固定螺杆1-3安装在一个桨叶安装槽上，对双螺母1-5螺纹连接安装在固定螺杆1-3的螺纹端上，且两个旋翼桨叶1-1相对设置，一个旋翼桨叶1-1与桨夹1-2连接端的端面与另一个旋翼桨叶1-1与桨夹1-2连接端的端面互相垂直设置，两个锁紧螺栓1-4设置在桨夹1-2上，桨夹1-2通过两个锁紧螺栓1-4固定安装在动力模块2的顶端上，旋翼桨叶1-1与桨夹1-2的结构连接形式为内嵌式，其它方法与具体实施方式一相同。
本实施方式中旋翼模块1的旋翼安装角可通用更换具有不同安装角的桨夹1-2实现，旋翼桨叶的结构形式可通过更换旋翼桨叶1-1实现。
具体实施方式三：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，动力模块2包括轴承端盖2-2、第一深沟球轴承2-3、主轴2-4、上端外壳2-6、第二深沟球轴承2-7、联轴器2-10、高速电机2-13和下端外壳2-14；轴承端盖2-2固定安装在上端外壳2-6的顶端，上端外壳2-6内部由上至下安装有第一深沟球轴承2-3、第二深沟球轴承2-7和联轴器2-10，主轴2-4由上至下穿过在轴承端盖2-2、第一深沟球轴承2-3的内圈和第二深沟球轴承2-7的内圈并固定插装在联轴器2-10的顶端上，高速电机2-13安装在下端外壳2-14上，下端外壳2-14固定安装在上端外壳2-6的底端上，高速电机2-13转轴的输出端固定插装在联轴器2-10的底端上，下端外壳2-14的底端固定安装在测量模块3上，其它方法与具体实施方式一相同。
本实施方式中高速电机2-13的生产厂家为瑞士maxon motor集团公司，生产型号为EC40。
本实施方式中联轴器2-10的生产厂家为日本三木普利株式会社，生产型号为SFC-030DA2。
本实施方式中高速电机2-13与主轴2-4间运动的同轴性可通过联轴器2-10实现，主轴2-4将旋转运动传递至桨夹1-2与旋翼桨叶1-1，实现下旋翼模块1的高速旋转，主轴2-4与高速电机2-13沿轴线装配偏差采用联轴器2-10的连接消除，高速电机2-13的旋转速度可通过调整电源电压的数值大小进行精确调整，高速电机2-13中的码盘可对其转速进行实时测量。
具体实施方式四：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，动力模块2还包括第一挡圈2-5、第二挡圈2-8、锁紧双螺母2-9、多个端盖固定螺钉2-1、多个壳体连接螺栓2-11和多个电机固定螺钉2-12，轴承端盖2-2通过多个端盖固定螺钉2-1固定安装在上端外壳2-6的顶端上，第一深沟球轴承2-3的外圈顶端顶在轴承端盖2-2底端面上，第一挡圈2-5设置在第一深沟球轴承2-3外圈和第二深沟球轴承2-7的外圈之间，第二深沟球轴承2-7外圈的底端卡装在上端外壳2-6的内侧壁上，主轴2-4的台肩卡装在轴承端盖2-2和第一挡圈2-5的内圈之间，第二挡圈2-8靠近第二深沟球轴承2-7的底端套装在主轴2-4上，且锁紧双螺母2-9靠近第二挡圈2-8的下端面螺纹连接安装在主轴2-4上，高速电机2-13的壳体通过多个电机固定螺钉2-12安装在下端外壳2-14的顶端上，上端外壳2-6的底端通过多个壳体连接螺栓2-11固定安装在下端外壳2-14的顶端上，下端外壳2-14的底端设有多个壳体连接螺栓2-11，高速电机2-13转轴的轴线与主轴2-4的轴线重合设置。其它方法与具体实施方式三相同。
本实施方式中主轴2-4沿竖直方向旋转运动的稳定性可通用与第一深沟球轴承2-3、第二深沟球轴承2-7配合实现，主轴2-4、第一挡圈2-5、第一深沟球轴承2-3、第二深沟球轴承2-7、第二挡圈2-8、锁紧双螺母2-9依次配合，实现第一深沟球轴承2-3与第二深沟球轴承2-7的装配。
具体实施方式五：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，测量模块3包括传感器工装3-1、六维力传感器3-2、底板3-5、多个传感器工装连接螺钉3-3和多个底板连接螺钉3-4；六维力传感器3-2的顶端通过多个传感器工装连接螺钉3-3与传感器工装3-1固定连接，六维力传感器3-2的底端通过多个底板连接螺钉3-4与底板3-5固定连接。其它方法与具体实施方式一相同。
本实施方式中六维力传感器3-2的生产厂家为美国ATI工业自动化有限公司，生产型号为mini40.
本实施方式中六维力传感器3-2位于立体式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置的底端，在旋翼系统高速运动中，可实现对旋转系统各方向的推力及扭矩的实时直接测量。
具体实施方式六：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，主轴2-4的顶端插装在桨夹1-2中心孔上，桨夹1-2上的两个锁紧螺栓1-4与主轴2-4的连接端固定连接，下端外壳2-14的底端通过多个壳体连接螺栓2-11与传感器工装3-1固定连接。其它方法与具体实施方式一、二、三、四或五相同。
本实施方式中桨夹1-2中心孔与主轴2-4顶端配合，保证旋翼模块1的质心与主轴2-4的旋转轴线重合。
工作原理
旋翼系统的运动过程：高速电机2-13在电压驱动作用下高速旋转，其转速大小可通过控制高速电机2-13的输入电压大小实现精确调控，从而满足旋翼系统旋转精度的要求，其实时转速可通过位于高速电机2-13内部的码盘进行测量。高速电机2-13通过联轴器2-10将高速旋转运动传递至主轴2-4，主轴2-4与第一深沟球轴承2-3、第二深沟球轴承2-7配合，从而保证主轴2-4沿竖直方向高速旋转运动的稳定性与平稳性，主轴2-4将旋转运动传递至桨夹1-2，桨夹1-2带动旋翼桨叶1-1高速旋转，为保证旋翼模块1运动的稳定性，旋翼桨叶1-1与桨夹1-2装配后需进行配平实验，从而保证旋翼模块1的动平衡性，旋翼桨叶1-1在模拟火星大气环境中进行高速转速产生一定的悬停升力与功率负载。旋翼模块1产生的升力与扭矩将通过位于直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置底端的六维力传感器3-2直接测量。
旋翼系统升阻特性的测试过程：高速电机2-13在电压驱动作用下高速旋转并通过主轴2-4、桨夹1-2将旋转运动传递至旋翼桨叶1-1，通过控制高速电机2-13的输入电压大小实现旋翼模块1的转速，采用六维力传感器3-2分别测量不同转速条件下旋翼系统的推力及扭矩。更换旋翼模块1不同安装角的桨夹1-2改变旋翼安装角，更换旋翼桨叶1-1改变旋翼桨叶的结构形式，从而实现对不同结构形式与飞行参数的旋翼系统升阻特性进行测量。

Claims (6)

1.一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，其特征在于：它包括旋翼模块(1)、动力模块(2)和测量模块(3)；旋翼模块(1)、动力模块(2)和测量模块(3)沿旋翼系统旋转轴方向由上至下依次固定连接。
2.根据权利要求1所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，其特征在于：旋翼模块(1)包括桨夹(1-2)、两个旋翼桨叶(1-1)、两个固定螺杆(1-3)、两对双螺母(1-5)和两个锁紧螺栓(1-4)，桨夹(1-2)的两端分别加工有一个桨叶安装槽，每个桨叶安装槽内分别设有一个旋翼桨叶(1-1)，每个旋翼桨叶(1-1)的一端通过一个固定螺杆(1-3)安装在一个桨叶安装槽上，每对双螺母(1-5)螺纹连接安装在固定螺杆(1-3)的螺纹端上，且两个旋翼桨叶(1-1)相对设置，一个旋翼桨叶(1-1)与桨夹(1-2)连接端的端面与另一个旋翼桨叶(1-1)与桨夹(1-2)连接端的端面互相垂直设置，两个锁紧螺栓(1-4)设置在桨夹(1-2)上，桨夹(1-2)通过两个锁紧螺栓(1-4)固定安装在动力模块(2)的顶端上。
3.根据权利要求1所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，其特征在于：动力模块(2)包括轴承端盖(2-2)、第一深沟球轴承(2-3)、主轴(2-4)、上端外壳(2-6)、第二深沟球轴承(2-7)、联轴器(2-10)、高速电机(2-13)和下端外壳(2-14)；轴承端盖(2-2)固定安装在上端外壳(2-6)的顶端，上端外壳(2-6)内部由上至下安装有第一深沟球轴承(2-3)、第二深沟球轴承(2-7)和联轴器(2-10)，主轴(2-4)由上至下穿过在轴承端盖(2-2)、第一深沟球轴承(2-3)的内圈和第二深沟球轴承(2-7)的内圈并固定插装在联轴器(2-10)的顶端上，高速电机(2-13)安装在下端外壳(2-14)上，下端外壳(2-14)固定安装在上端外壳(2-6)的底端上，高速电机(2-13)转轴的输出端固定插装在联轴器(2-10)的底端上，下端外壳(2-14)的底端固定安装在测量模块(3)上。
4.根据权利要求3所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，其特征在于：动力模块(2)还包括第一挡圈(2-5)、第二挡圈(2-8)、锁紧双螺母(2-9)、多个端盖固定螺钉(2-1)、多个壳体连接螺栓(2-11)和多个电机固定螺钉(2-12)，轴承端盖(2-2)通过多个端盖固定螺钉(2-1)固定安装在上端外壳(2-6)的顶端上，第一深沟球轴承(2-3)的外圈顶端顶在轴承端盖(2-2)底端面上，第一挡圈(2-5)设置在第一深沟球轴承(2-3)外圈和第二深沟球轴承(2-7)的外圈之间，第二深沟球轴承(2-7)外圈的底端卡装在上端外壳(2-6)的内侧壁上，主轴(2-4)的台肩卡装在轴承端盖(2-2)和第一挡圈(2-5)的内圈之间，第二挡圈(2-8)靠近第二深沟球轴承(2-7)的底端套装在主轴(2-4)上，且锁紧双螺母(2-9)靠近第二挡圈(2-8)的下端面螺纹连接安装在主轴(2-4)上，高速电机(2-13)的壳体通过多个电机固定螺钉(2-12)安装在下端外壳(2-14)的顶端上，上端外壳(2-6)底端通过多个壳体连接螺栓(2-11)固定安装在下端外壳(2-14)的顶端上，下端外壳(2-14)的底端设有多个壳体连接螺栓(2-11)，高速电机(2-13)转轴的轴线与主轴(2-4)的轴线重合设置。
5.根据权利要求1所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，其特征在于：测量模块(3)包括传感器工装(3-1)、六维力传感器(3-2)、底板(3-5)、多个传感器工装连接螺钉(3-3)和多个底板连接螺钉(3-4)；六维力传感器(3-2)的顶端通过多个传感器工装连接螺钉(3-3)与传感器工装(3-1)固定连接，六维力传感器(3-2)的底端通过多个底板连接螺钉(3-4)与底板(3-5)固定连接。
6.根据权利要求1、2、3、4或5所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，其特征在于：主轴(2-4)的顶端插装在桨夹(1-2)的中心孔上，桨夹(1-2)上的两个锁紧螺栓(1-4)与主轴(2-4)的连接端固定连接，下端外壳(2-14)的底端通过多个壳体连接螺栓(2-11)与传感器工装(3-1)固定连接。
CN201910906824.8A 2019-09-24 2019-09-24 一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置 Active CN110562486B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910906824.8A CN110562486B (zh) 2019-09-24 2019-09-24 一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910906824.8A CN110562486B (zh) 2019-09-24 2019-09-24 一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110562486A true CN110562486A (zh) 2019-12-13
CN110562486B CN110562486B (zh) 2022-10-28

Family

ID=68782075

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910906824.8A Active CN110562486B (zh) 2019-09-24 2019-09-24 一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110562486B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113928593A (zh) * 2021-11-19 2022-01-14 中国直升机设计研究所 一种智能变距拉杆和旋翼操纵相互耦合的旋翼配平方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100219286A1 (en) * 2007-05-22 2010-09-02 Philippe Roesch Fast hybrid helicopter with long range and an optimized lift rotor
CN105923169A (zh) * 2016-07-06 2016-09-07 西安交通大学 一种油电混合无人飞行器供电系统测试平台及其测试方法
CN107985582A (zh) * 2017-11-30 2018-05-04 哈尔滨工业大学 一种火星旋翼式无人机的共轴反桨双叶片旋翼系统
CN108438261A (zh) * 2018-03-20 2018-08-24 哈尔滨工业大学 一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置及其测试方法
CN109018430A (zh) * 2018-07-27 2018-12-18 淮阴工学院 旋翼飞行器桨叶性能测试台
CN209192274U (zh) * 2018-12-12 2019-08-02 山东智翼航空科技有限公司 无人机旋翼桨毂-旋翼桨叶静平衡测试系统

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100219286A1 (en) * 2007-05-22 2010-09-02 Philippe Roesch Fast hybrid helicopter with long range and an optimized lift rotor
CN105923169A (zh) * 2016-07-06 2016-09-07 西安交通大学 一种油电混合无人飞行器供电系统测试平台及其测试方法
CN107985582A (zh) * 2017-11-30 2018-05-04 哈尔滨工业大学 一种火星旋翼式无人机的共轴反桨双叶片旋翼系统
CN108438261A (zh) * 2018-03-20 2018-08-24 哈尔滨工业大学 一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置及其测试方法
CN109018430A (zh) * 2018-07-27 2018-12-18 淮阴工学院 旋翼飞行器桨叶性能测试台
CN209192274U (zh) * 2018-12-12 2019-08-02 山东智翼航空科技有限公司 无人机旋翼桨毂-旋翼桨叶静平衡测试系统

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113928593A (zh) * 2021-11-19 2022-01-14 中国直升机设计研究所 一种智能变距拉杆和旋翼操纵相互耦合的旋翼配平方法
CN113928593B (zh) * 2021-11-19 2023-04-25 中国直升机设计研究所 一种智能变距拉杆和旋翼操纵相互耦合的旋翼配平方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN110562486B (zh) 2022-10-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108593169B (zh) 旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置及扭矩测试方法和升力测试方法
CN108844711B (zh) 一种翼型两自由度动态风洞试验装置
CN104111138B (zh) 一种大型导弹发动机六分量测力及校准装置
CN103674425B (zh) 一种转动惯量的测试方法及装置
CN105547676A (zh) 一种多功能旋臂式旋翼试验台
CN102628694B (zh) 一种基于惯性器件陀螺仪和加速度计的单轴转台的控制系统及控制方法
CN101797701A (zh) 油管接箍内螺纹在线非接触激光立体扫描检测装置
CN103743338B (zh) 具有球面回转跳动误差补偿功能的激光跟踪测量系统及其补偿方法
CN110562486B (zh) 一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置
CN102360027A (zh) 差压式空速传感器测试系统
CN115140323A (zh) 一种拉力转矩解耦式单旋翼系统气动特性测试装置
CN110606222B (zh) 一种垂吊式火星飞行器单旋翼系统气动特性测试装置
CN203745198U (zh) 减速器测试设备
CN103926039A (zh) 一种可双向加载的机电式力源装置
CN102072796B (zh) 太阳能电池阵动态测量系统
CN102607825A (zh) 一种力矩负载模拟器
CN103776588A (zh) 一种轴系动平衡实验装置
CN105572588A (zh) 伺服电机检测装置
Acree Jr et al. Development and initial testing of the tiltrotor test rig
CN202255757U (zh) 用于被动式电动加载系统的力矩校准装置
CN209209065U (zh) 无人机旋翼双向动平衡测试系统
CN110562485B (zh) 一种桨距可调的火星飞行器共轴旋翼悬停特性测量装置
CN107063160B (zh) 大型圆环面形状误差在位测量系统
CN210741513U (zh) 一种高精度五轴飞行仿真转台复合轴系
CN110562484B (zh) 用于测试火星飞行器单轴旋翼系统的悬停特性测试装置

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant