CN111232244B - 无人直升机旋翼系统试验台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人直升机旋翼系统试验台，包括：用于试验测量的旋翼模型；用于为旋翼模型运转提供动力的动力装置；与旋翼模型连接的旋翼支撑装置；旋翼支撑装置包括用于支撑固定旋翼模型的旋翼天平及用于支撑固定旋翼天平及旋翼模型的旋翼支架。传动装置用于将动力装置的旋转运动传递至旋翼模型，传动装置包括柔性联轴器、第二竖轴、旋翼轴、扭矩传感器、齿轮传动装置及底端与齿轮传动的输出轴连接的第一竖轴。在本申请减小了试验台上的振动向旋翼的传递，又避免了旋翼模型的振动向试验台的传递。由于柔性联轴器包括两组不锈钢膜片组，能够补偿更大的径向、角向和轴向的偏差。

Description

无人直升机旋翼系统试验台

技术领域

本发明涉及试验空气动力学测量技术领域，特别涉及一种无人直升机旋翼系统试验台。

背景技术

旋翼是直升机的核心与关键部件，旋翼理论与技术是直升机理论与技术的核心。无人直升机旋翼系统试验台是开展直升机旋翼理论与技术研究工作的一项基本的试验装置，主要用于开展旋翼空气动力学、飞行力学及动力学等方面的预研工作，揭示其物理本质、建立分析模型、研究旋翼设计参数的影响、发展旋翼试验技术等，以满足研制新型无人直升机和改进现有型号的需要。

无人直升机旋翼系统试验台需要通过配置不同的测量系统以实现无人直升机旋翼力和力矩的测量，旋翼应变测量，转速、方位角测量，振动水平监测，旋翼锥体测量，旋翼旋转时桨叶振频和振型测量及旋翼气动弹性稳定性测量等。传统的，用于试验测量的旋翼模型直接通过旋翼支撑装置固定支撑，动力为旋翼模型运转提供动力，然而，由于旋翼模型的位置固定，后期无法根据需要调整旋翼模型的总距和周期变距，同时，工作过程中的振动相互传递，导致无人直升机旋翼系统试验台的测试准确性较低。

因此，如何提高无人直升机旋翼系统试验台的测试准确性，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种无人直升机旋翼系统试验台，该无人直升机旋翼系统试验台的测试准确性提高。

为实现上述目的，本发明提供一种无人直升机旋翼系统试验台，包括：

用于试验测量的旋翼模型；

用于为所述旋翼模型运转提供动力的动力装置；

与所述旋翼模型连接的旋翼支撑装置，所述旋翼支撑装置包括用于支撑固定所述旋翼模型的旋翼天平及用于支撑固定所述旋翼天平及所述旋翼模型的旋翼支架；

及传动装置，所述传动装置用于将所述动力装置的旋转运动传递至所述旋翼模型，所述传动装置包括齿轮传动装置及底端与所述齿轮传动装置的输出轴连接的第一竖轴，所述第一竖轴的轴线与从动带轮的转轴轴线共线；

柔性联轴器；

底端与所述柔性联轴器固定连接的第二竖轴；

与所述第二竖轴顶端固定连接的旋翼轴；

与所述第一竖轴顶端连接的扭矩传感器，所述柔性联轴器与所述扭矩传感器连接，所述扭矩传感器用于测量所述旋翼轴旋转产生的扭矩及所述旋翼轴旋转的转速。

优选地，还包括：

动力装置支撑架，所述动力装置支撑架用于支撑所述动力装置；

用于支撑所述传动装置的传动装置支撑架；

所述旋翼支架、所述动力装置支撑架、所述传动装置支撑架分别独立设置。

优选地，所述旋翼模型通过螺纹紧固件固定连接在所述传动装置的旋翼轴上，且所述旋翼模型上的待检测桨毂和待检测桨叶可拆卸连接。

优选地，还包括用于支撑所述传动装置的传动轴的壳体及用于调整所述旋翼模型总距和周期变距的调整装置，所述调整装置安装在所述壳体上，所述，所述调整装置为多个，多个所述调整装置绕所述壳体圆周方向均匀分布。

优选地，所述旋翼支架包括用于支撑所述旋翼天平的主支架及两个分别位于所述主支架相对两侧，且用于增强所述主支架侧向刚度的斜支架；

所述旋翼天平底板与所述旋翼支架通过螺纹紧固件固定连接；所述旋翼天平顶板上表面与所述壳体通过螺纹紧固件固定。

优选地，所述调整装置包括底座、第一铰接件、螺纹管和第二铰接件；

所述底座固定于所述壳体上，所述第一铰接件通过第一转轴铰接于所述底座上，且所述第一铰接件能够绕着第一转轴转动，所述螺纹管的一端通过螺纹杆与所述第一铰接件连接，且另一端连接所述第二铰接件，所述第二铰接件通过第二转轴铰接于用于连接旋翼模型的自动倾斜器不动环上，所述第一转轴与所述第二转轴轴线平行。

优选地，所述螺纹管的一端通过第一螺纹与第一螺纹杆连接，所述第一螺纹杆连接于所述第一铰接件上，所述螺纹管的另一端通过第二螺纹与第二螺纹杆连接，所述第二螺纹杆连接于所述第二铰接件上，所述第一螺纹与所述第二螺纹旋向相反。

优选地，所述齿轮传动装置包括：

主动带轮，所述主动带轮与所述动力装置的输出轴固定连接；

从动带轮，所述从动带轮的直径大于所述主动带轮的直径，第一竖轴的底端与所述从动带轮的转轴连接；

带齿，所述带齿与所述主动带轮和所述从动带轮啮合，用于传递动力。

优选地，所述从动带轮和所述扭矩传感器均与所述第一竖轴可拆卸连接；

所述柔性联轴器一端通过胀套与所述第二竖轴固定连接，另一端通过法兰与所述扭矩传感器固定联接。

优选地，所述柔性连接器为膜片连接轴或磨盘连接轴，所述膜片联轴器包括两组不锈钢膜片组。

在上述技术方案中，本发明提供的无人直升机旋翼系统试验台包括：用于试验测量旋翼模型；用于为旋翼模型运转提供动力的动力装置；与旋翼模型连接的旋翼支撑装置。旋翼支撑装置包括用于支撑固定旋翼模型的旋翼天平及用于支撑固定旋翼天平及旋翼模型的旋翼支架。传动装置用于将动力装置的旋转运动传递至旋翼模型，传动装置包括柔性联轴器、第二竖轴、旋翼轴、扭矩传感器、齿轮传动装置及底端与齿轮传动的输出轴连接的第一竖轴，第一竖轴的轴线与从动带轮的转轴轴线共线；第二竖轴底端与柔性联轴器固定连接；旋翼轴与第二竖轴顶端固定连接；扭矩传感器与第一竖轴顶端连接，柔性联轴器与扭矩传感器连接，扭矩传感器用于测量旋翼轴旋转产生的扭矩及旋翼轴旋转的转速；通过设置柔性联轴器，且设置旋翼天平支撑旋翼模型，既减小了旋翼支架上的振动向旋翼模型的传递，又避免了旋翼模型的振动向旋翼支架的传递。

同时，通过设置调整旋翼模型的总距和周期变距的调整位置，在实际试验过程中，可以根据需要调整旋翼模型的总距和周期变距，实现旋翼模型精确测量，因此，本申请提供的无人直升机旋翼系统试验台的测试准确性提高。

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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例所提供的无人直升机旋翼系统试验台的结构示意图；

图2为本发明实施例所提供的传动装置的安装位置图；

图3为本发明实施例所提供的调整装置的结构示意图；

图4为本发明实施例所提供的旋翼支架的结构示意图；

图5为本发明实施例所提供的无人直升机旋翼系统试验台的局部放大图。

其中图1-5中：

1-动力装置支撑架；

2-传动装置支撑架；

3-旋翼支架、31-主支架、32-斜支架、33-第一地脚安装板、34-第二地脚安装板、35-安装板；

4-旋翼天平；

5-调整装置、51-底座、52-第一铰接件、53-螺纹管、54-第二铰接件；

6-壳体；

7-旋翼模型、71-自动倾斜器不动环；

8-动力装置；

9-传动装置、91-主动带轮、92-从动带轮、93-带齿、94-第一竖轴、95-扭矩传感器、96-柔性联轴器、97-第二竖轴、98-旋翼轴。

具体实施方式

本发明的核心是提供一种无人直升机旋翼系统试验台，该无人直升机旋翼系统试验台的测试准确性提高。

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。

请参考图1至图5。

在一种具体实施方式中，本发明具体实施例提供的无人直升机旋翼系统试验台，包括：

用于试验测量的旋翼模型7，优选，旋翼模型7通过螺栓安装固定在旋翼轴98上，并且根据预计研究内容，旋翼模型7上的待检测桨毂和待检测桨叶可拆卸连接，即桨毂及桨叶可以进行更换，具体可以是交叉双旋翼无人直升机的单个旋翼，以便于研究不同旋翼产生的影响。

用于为旋翼模型7运转提供动力的动力装置8；具体的，动力装置8既可用电机，也可用液压马达，但不排除其他能够向旋翼模型7提供动能的装置。

与旋翼模型7连接的旋翼支撑装置。

用于调整旋翼模型7总距和周期变距大小的调整装置5。具体的，调整装置5可以为长度可以调节的伸缩杆或者伸缩缸等。

通过上述描述可知，在本申请具体实施例所提供的无人直升机旋翼系统试验台中，通过设置调整旋翼模型7总距和周期变距的调整装置，在实际试验过程中，可以根据需要调整旋翼模型7的总距和周期变距，实现旋翼模型7精确测量，因此，本申请提供的无人直升机旋翼系统试验台的测试准确性提高。

无人直升机旋翼系统试验台还包括动力装置支撑架1，动力装置支撑架1用于支撑动力装置8；具体的，动力装置8固定连接在动力装置支撑架1上。

无人直升机旋翼系统试验台还包括传动装置9，传动装置9用于将动力装置8的旋转运动传递至旋翼模型7。

具体的，传动装置9包括主动带轮91、从动带轮92、带齿93、柔性联轴器96、第一竖轴94、扭矩传感器95、第二竖轴97和旋翼轴98。具体的，柔性连联轴器96可以为膜片联轴器或磨盘联轴器。

主动带轮91与动力装置8的输出轴固定连接；具体的，主动带轮91与动力装置8输出轴通过平键或者联轴器等方式连接。

从动带轮92的直径大于主动带轮91的直径，从而实现减速；从动带轮92与旋翼轴98同轴设置、用以驱动旋翼模型7同步转动。

带齿93与主动带轮91和从动带轮92啮合，用于传递动力；具体的，带齿93与主动带轮91和从动带轮92均内啮合，用于传递转动。由于同步带轮传动具有啮合稳定，传输距离长的优点，提高传动稳定性及精确性。当然，上述同步带轮的传动结构也可换为齿轮传动或其他能够实现减速的传动机构。

第一竖轴94底端与从动带轮92的转轴连接，第一竖轴94的轴线与从动带轮92的转轴轴线共线。

第二竖轴97底端与柔性联轴器96固定连接。

旋翼轴98与第二竖轴97顶端固定连接；优选的，第二竖轴97与旋翼轴98通过法兰固定联接，为减轻重量且不影响第二竖轴97的强度和刚度，第二竖轴97设计为空心轴，并且其轴孔与旋翼轴98底端上的凸台通过配合限位；进一步地，可以用两个正向安装的圆锥滚子轴承支承在第二竖轴97的两端，优选，两个圆锥滚子轴承设于壳体6中。

扭矩传感器95与第一竖轴94顶端连接，柔性联轴器96与扭矩传感器95连接，扭矩传感器95用于测量旋翼轴98旋转产生的扭矩及旋翼轴98旋转的转速。具体的，第一竖轴94的一端通过平键与从动带轮92连接，另一端与扭矩传感器95底端通过法兰连接，第一竖轴94的法兰上设置有圆形凸台，与扭矩传感器95底端上的凹槽配合限位，进一步地，可以用两个正向安装的圆锥滚子轴承支承在第一竖轴94的两端。

优选，从动带轮92和扭矩传感器95均与第一竖轴94与可拆卸连接，便于整体拆装。

在一种具体实施方式中，柔性联轴器96一端通过胀套与第二竖轴97固定连接，另一端通过法兰与扭矩传感器95固定联接。其拆装方便，传递力矩大，并且采用两组不锈钢膜片组，能够补偿更大的径向、角向和轴向的偏差。当柔性联轴器96为膜片联轴器时，膜片联轴器包括两组不锈钢膜片组柔性联轴器，能够补偿更大的径向、角向和轴向的偏差。

在扭矩传感器95安装时，扭矩传感器95的安装底座可以通过传感器安装板支撑固定，即安装底座一端与扭矩传感器9的主体连接，另一端通过传感器支撑板进行支撑。

无人直升机旋翼系统试验台还包括用于支撑传动装置9的传动装置支撑架2。

旋翼支撑装置包括用于支撑固定旋翼模型7的旋翼天平4及用于支撑固定旋翼天平4及旋翼模型7的旋翼支架3；具体的，旋翼天平4实现对旋翼产生的各力和力矩分量的测量。旋翼天平4具体可以采用盒式应变天平的结构形式，其结构刚度大，灵敏度高，机械解耦效果好，测量数据更准确。

旋翼天平4底板与旋翼支架3通过螺纹紧固件固定连接；旋翼天平4顶板上表面沿与壳体6上通过螺纹紧固件固定。具体的，旋翼天平4底板四边均匀设置有16个通孔，与旋翼支架3通过螺栓固定连接；旋翼天平4顶板上表面沿圆周方向均匀分布有16个螺纹孔，与壳体6上的通孔通过螺栓固定。

如图4所示，旋翼支架3包括用于支撑旋翼天平4的主支架31及两个分别位于主支架31相对两侧，且用于增强主支架31侧向刚度的斜支架32。

具体的，主支架31与斜支架32通过安装板35用螺栓进行连接。其中两个斜支架32由相同的方管焊接而成，其结构不完全相同，但沿主支架31优选相互对称；进一步地，由于制造加工而在几何上存在细微的差距，为了方便旋翼支架3底部的地脚安装板与地面地脚螺栓的连接，地脚安装板上的通孔比地脚螺栓稍大，且在安装时先将主支架31放置在地面调整好位置后再将主支架31焊接到地脚上，最后两个斜支架32通过安装板35用螺栓分别连接于主支架31两侧，实现旋翼支架3位置微调。

具体的，两个斜支架32的底部分别设有两个第一地脚安装板33，主支架31的底部设有两个第一地脚安装板33和两个第二地脚安装板34，且所有的第一地脚安装板33和第二地脚安装板34均通过地脚螺栓固定在地面上。

优选的，旋翼支架3、动力装置支撑架1、传动装置支撑架2分别独立设置，及相互之间没有相互作用力。具体的，动力装置支撑架1和传动装置支撑架2由多根钢管固定连接搭建形成。旋翼支撑装置有多根钢管固定连接搭建形成。

通过设置柔性联轴器96，且设置旋翼天平4支撑旋翼模型，既减小了动力装置支撑架1、传动装置支撑架2上的振动向旋翼模型7的传递，同时减小了旋翼模型7的振动向动力装置支撑架1、传动装置支撑架2上的传递。

具体的，旋翼支架3可以由多根钢管通过焊接搭建的镂空状支架，其钢管为正方形方管。

其中，动力装置支撑架1与传动装置支撑架2是由多根铝型材方管通过角件安装搭建的镂空状支架，其底部通过地脚安装板与地面上的地脚螺栓固定。

在一种具体实施方式中，该无人直升机旋翼系统试验台还包括用于支撑传动装置9的传动轴的壳体6，调整装置5安装在壳体6上，调整装置5为多个，多个调整装置5绕壳体6圆周方向均匀分布。具体的，调整装置5可以为四个。

如图2和图3所示，调整装置5包括底座51、第一铰接件52、螺纹管53和第二铰接件54。

底座51固定于壳体6上，第一铰接件52通过第一转轴铰接于底座51上，且第一铰接件52能够绕着第一转轴转动，螺纹管53的一端通过螺纹杆与第一铰接件52连接，且另一端连接第二铰接件54，第二铰接件54通过第二转轴铰接于用于连接旋翼模型7的自动倾斜器不动环71上，第一转轴与第二转轴轴线平行。

优选的，螺纹管53的一端通过第一螺纹与第一螺纹杆连接，第一螺纹杆连接于第一铰接件52上，螺纹管53的另一端通过第二螺纹与第二螺纹杆连接，第二螺纹杆连接于第二铰接件54上，第一螺纹与第二螺纹旋向相反。具体的，第一铰接件52可以通过转轴铰接于底座51上，且第一铰接件52能够绕着转轴转动，螺纹管53的一端通过第一螺纹与螺纹杆连接，再由螺纹杆连接于第一铰接件52上且另一端通过第二螺纹连接于第二铰接件54，第一螺纹与第二螺纹旋向相反，可分别调节四个螺纹杆拧入长度进而调节旋翼模型7的总距与周期变距。

首先将待测的旋翼模型7安装于试验台上，自动倾斜器不动环71连接于调整装置5，通过螺纹管53调节旋翼模型7的总距与周期变距；接着启动动力装置8，其旋转运动经由同步带轮减速后再由各传动轴传递至旋翼轴98，从而可以对旋翼模型7的各参数进行测量，测试结果可以用于优化与改进旋翼模型7，从而有利于提高直升机的性能。

在进行测试前，为了使试验台振动水平尽可能的低，一方面尽可能改善振动源，为此需要首先进行旋翼调锥体与动平衡的工作；另一方面尽可能隔绝振动的传递，为此旋翼天平4及旋翼模型7放置在旋翼支架3上，动力装置8及传动装置9分别放置在动力装置支撑架1和传动装置支撑架2上，安装于传动装置支撑架2上第一竖轴94与安装于旋翼支架3上的第二竖轴97之间采用柔性联轴器96连接，既减小了试验台上的振动向旋翼的传递，又避免了旋翼模型7的振动向试验台的传递。

本申请通过动力装置8驱动旋翼模型7即可对其进行试验，结构简单，便于加工，安装方便，操作简单。同时可根据试验项目所需测试参数与要求配置旋翼模型测试系统，从而实现旋翼力与力矩的测量，旋翼应变的测量，转速、方位角的测量，振动水平的监测，旋翼锥体的测量等，便于广泛推广使用。

需要说明的是，在本发明中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体与另外几个实体区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体之间存在任何这种实际的关系或者顺序。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (9)

1.一种无人直升机旋翼系统试验台，其特征在于，包括：

用于试验测量的旋翼模型（7）；

用于为所述旋翼模型（7）运转提供动力的动力装置（8）；

与所述旋翼模型（7）连接的旋翼支撑装置，所述旋翼支撑装置包括用于支撑固定所述旋翼模型（7）的旋翼天平（4）及用于支撑固定所述旋翼天平（4）及所述旋翼模型（7）的旋翼支架（3）；

及传动装置（9），所述传动装置（9）用于将所述动力装置（8）的旋转运动传递至所述旋翼模型（7），所述传动装置（9）包括齿轮传动装置及底端与所述齿轮传动装置的输出轴连接的第一竖轴（94），或者传动装置包括同步带轮传动结构，所述第一竖轴（94）的轴线与从动带轮（92）的转轴轴线共线；

柔性联轴器（96）；

底端与所述柔性联轴器（96）固定连接的第二竖轴（97）；

与所述第二竖轴（97）顶端固定连接的旋翼轴（98）；

与所述第一竖轴（94）顶端连接的扭矩传感器（95），所述柔性联轴器（96）与所述扭矩传感器（95）连接，所述扭矩传感器（95）用于测量所述旋翼轴（98）旋转产生的扭矩及所述旋翼轴（98）旋转的转速；

还包括：

动力装置支撑架（1），所述动力装置支撑架（1）用于支撑所述动力装置（8）；

用于支撑所述传动装置（9）的传动装置支撑架（2）；

所述旋翼支架（3）、所述动力装置支撑架（1）、所述传动装置支撑架（2）分别独立设置。

2.根据权利要求1所述的无人直升机旋翼系统试验台，其特征在于，所述旋翼模型（7）通过螺纹紧固件固定连接在所述传动装置（9）的旋翼轴（98）上，且所述旋翼模型（7）上的待检测桨毂和待检测桨叶可拆卸连接。

3.根据权利要求1所述的无人直升机旋翼系统试验台，其特征在于，还包括用于支撑所述传动装置（9）的传动轴的壳体（6）及用于调整所述旋翼模型（7）总距和周期变距的调整装置（5），所述调整装置（5）安装在所述壳体（6）上，所述调整装置（5）为多个，多个所述调整装置（5）绕所述壳体（6）圆周方向均匀分布。

4.根据权利要求3所述的无人直升机旋翼系统试验台，其特征在于，所述旋翼支架（3）包括用于支撑所述旋翼天平（4）的主支架（31）及两个分别位于所述主支架（31）相对两侧，且用于增强所述主支架（31）侧向刚度的斜支架（32）；

所述旋翼天平（4）底板与所述旋翼支架（3）通过螺纹紧固件固定连接；所述旋翼天平（4）顶板上表面与所述壳体（6）通过螺纹紧固件固定。

5.根据权利要求3所述的无人直升机旋翼系统试验台，其特征在于，所述调整装置（5）包括底座（51）、第一铰接件（52）、螺纹管（53）和第二铰接件（54）；

所述底座（51）固定于所述壳体（6）上，所述第一铰接件（52）通过第一转轴铰接于所述底座（51）上，且所述第一铰接件（52）能够绕着第一转轴转动，所述螺纹管（53）的一端通过螺纹杆与所述第一铰接件（52）连接，且另一端连接所述第二铰接件（54），所述第二铰接件（54）通过第二转轴铰接于用于连接旋翼模型（7）的自动倾斜器不动环（71）上，所述第一转轴与所述第二转轴轴线平行。

6.根据权利要求5所述的无人直升机旋翼系统试验台，其特征在于，所述螺纹管（53）的一端通过第一螺纹与第一螺纹杆连接，所述第一螺纹杆连接于所述第一铰接件（52）上，所述螺纹管（53）的另一端通过第二螺纹与第二螺纹杆连接，所述第二螺纹杆连接于所述第二铰接件（54）上，所述第一螺纹与所述第二螺纹旋向相反。

7.根据权利要求1所述的无人直升机旋翼系统试验台，其特征在于，所述同步带轮传动结构包括：

主动带轮（91），所述主动带轮（91）与所述动力装置（8）的输出轴固定连接；

从动带轮（92），所述从动带轮（92）的直径大于所述主动带轮（91）的直径，第一竖轴（94）的底端与所述从动带轮（92）的转轴连接；

带齿（93），所述带齿（93）与所述主动带轮（91）和所述从动带轮（92）啮合，用于传递动力。

8.根据权利要求7所述的无人直升机旋翼系统试验台，其特征在于，所述从动带轮（92）和所述扭矩传感器（95）均与所述第一竖轴（94）可拆卸连接；

所述柔性联轴器（96）一端通过胀套与所述第二竖轴（97）固定连接，另一端通过法兰与所述扭矩传感器（95）固定联接。

9.根据权利要求1所述的无人直升机旋翼系统试验台，其特征在于，所述柔性联轴器（96）为膜片联轴器或磨盘联轴器，所述膜片联轴器包括两组不锈钢膜片组。

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