CN112158357A - 一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置及方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及无人机技术领域，公开了一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置及方法，所述测量装置与无人机连接，包括支撑部件和测量部件，所述支撑部件包括第一支撑架和第二支撑架，所述测量部件包括第一测量机构和第二测量机构，第一测量机构安装在第一支撑架上并与无人机的支撑接头连接，第二测量机构安装在推力锥的下部，所述推力锥为外圆锥形，底面设置有与无人机机腹连接的底座法兰，底座法兰上设置有用于固定的腰型孔，推力锥的另一端与第二支撑架转动连接。本申请特别适用于体积和重量较大而翻转不便的无人机，在实际测量时无需翻转即可方便测量出无人机重心与推力线之间的距离。

Description

一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置及方法

技术领域

本申请涉及无人机技术领域，具体涉及一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置及方法。

背景技术

目前，无人机在各领域得到了广泛的应用，如军事侦察、环境监测、环境执法、气象监测、国土调查执法、森林防火监测等领域。无人机的火箭发射方式是无人机最常见的起飞方式之一，是指无人机利用发射架通过火箭助推发射，助推火箭燃烧完后自动脱离，由其主发动机完成飞行任务，这种发射方式可使无人机不受发射场地、重量、距离、速度限制，在短时间内从静止状态迅速达到理想的高度和速度。

助推火箭与无人机发射连接接口的轴线为推力线，是助推火箭推动无人机发射的承力线。无人机的火箭助推发射对其推力线与重心之间的偏差要求严格，需要控制在一定范围内，才能保证发射安全，因此在发射前需要测量及调整推力线与无人机重心之间的偏差，使推力线尽可能的接近无人机重心。通常采用腹部多次吊挂的方式测量推力线，并通过加垫片的方式进行调节，以使推力线尽量与无人机重心重合，或者通过调整推力锥(飞机上承载火箭推力的结构)以适应无人机重心，但也需要多次吊挂和测量，并且推力锥的角度或位置调整相对困难，操作费时费力。

根据发表在制造业自动化上杨铁江、童话、高星海等论文《无人机助推火箭推力线调整装置及方法》，竖直吊挂法是指将无人机翻转过来，机腹朝上，在推力锥上安装测量筒，通过连接在推力锥上的钢索将无人机从腹部处竖直吊起，通过测量钢索与测量筒轴线之间的偏差，测得重心与推力线之间距离，根据测量结果对无人机进行配重。该方法和测量装置对于机体尺寸、重量较大的无人机存在以下缺点：(1)翻转困难；(2)倒挂状态与发射状态的无人机相比，油心位置不一致，影响测量结果准确性；(3)在无人机起吊状态下，套筒与钢索读数一端距离地面较高，读数不方便。

又例如在现有技术中，公开号为CN108204849A，公开日为2018年06月26日，发明名称为“一种轮式起降小型无人机用称重定重心方法”的中国发明专利，其采用微调俯仰角的方法，测量最大起飞重量不大于200kg的轮式起降小型无人机的重心，所述的称重定重心方法仅针对小型轮式起降无人机，测量工具选用卷尺、地秤等，测量手段粗糙且不方便。

又例如在现有技术中，公开号为CN104477408A，公开日为2014年12月01日，发明名称为“自调式无人机推力线测量调整方法”的中国发明专利，通过在推力嘴与安装板之间设置球关节，利用球关节可在一定范围灵活转动带动推力嘴自动转动，并记录推力嘴中心轴线与吊绳中心线同轴度的位置，同时拧紧设置在球关节上的紧固装置即可。虽然采用球关节可在一定范围灵活转动来调节推力线，但是所述球关节为点接触，承受压力性能差，因此球关节的制造装配精度要求很高，难以实现，并且所述的紧固方式无法实现。

发明内容

针对上述现有技术中存在的问题和缺陷，本申请提供了一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置及方法，能够方便准确地测得无人机推力线与实际重心之间的偏差，并通过调整推力线以匹配无人机重心。

为了实现上述发明目的，本申请的技术方案如下：

一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，所述测量装置与无人机连接，包括支撑部件和测量部件，所述支撑部件包括第一支撑架和第二支撑架，所述测量部件包括第一测量机构和第二测量机构，第一测量机构安装在第一支撑架上并与无人机的支撑接头连接，用于侧向支撑无人机并测量侧向支顶力，所述第二测量机构安装在推力锥的下部，用于测量无人机在竖直方向的偏转角度，所述推力锥为外圆锥形，底面设置有与无人机机腹连接的底座法兰，底座法兰上设置有用于固定的腰型孔，推力锥的另一端与第二支撑架转动连接。

优选地，所述推力锥的侧面上设置有贯穿的侧孔，侧孔内安装有转轴，转轴的两端分别安装有轴承，轴承设置在第二支撑架上的U形槽内，第二支撑架上还设置有用于避让推力锥的避让槽，无人机能够以转轴为轴转动。

优选地，所述第一测量机构包括伸缩杆、压力传感器以及测力接头，伸缩杆设置在第一支撑架上，压力传感器设置在伸缩杆的端部，测力接头的一端与压力传感器连接，另一端设置有U形槽，支撑接头的一端设置在U形槽内并通过销钉锁紧限位。

优选地，所述支撑接头的一端对称设置有连接轴，连接轴卡合在所述U形槽内并通过销钉锁紧限位。

优选地，所述第二测量机构包括倾角传感器，倾角传感器设置在传感器安装座的一端，传感器安装座的另一端设置有配重块，传感器安装座通过锁定螺栓与底座法兰连接。

优选地，所述传感器安装座由平板结构和圆台构成，倾角传感器和配重块分别安装在平板结构的两端，圆台的中心沿轴线方向设置有锥孔，锥孔的锥面与推力锥的外锥面相适配，所述传感器安装座通过锥孔套设在推力锥上并通过平板结构上设置的锁定螺栓与底座法兰连接。

优选地，所述第一支撑架上设置有用于防止无人机失控的防护栏

一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量方法，具体包括以下步骤：

S1.先将支撑部件固定在地面上，然后在伸缩杆的端部分别安装压力传感器和测力接头，同时将第一支撑架上的防护栏打开；

S2.将传感器安装座套设在推力锥上，两者通过锥面贴合并采用锁定螺栓固定，然后在传感器安装座的两端分别安装倾角传感器和配重块，接着在推力锥的侧孔内贯穿安装转轴，转轴的两端再分别安装轴承；

S3.将无人机吊至第二支撑架上，并将转轴两端的轴承置于第二支撑架上的U形槽内，同时用销钉限位轴承，然后将无人机的支撑接头的一端卡入测力接头上的U形槽内，并通过销钉锁紧限位，最后关闭防护栏，使其处于侧向防护状态；

S4.通过伸缩杆调节测力接头的侧向接触力，将无人机调节至竖直状态，即倾角传感器读数β接近零，然后固定伸缩杆，同时读取倾角传感器的角度β和压力传感器的压力F，根据力和力矩的平衡原理，计算无人机的推力线与重心之间的偏差x：

其中，F为压力传感器测得的侧向支顶力，h为转轴的轴线与测力接头的轴线在竖直方向的距离，G为无人机的重力，μ为轴承与转轴之间的摩擦系数，γ为摩擦圆半径，y为无人机重心与转轴的轴线在竖直方向的距离，β为无人机在竖直方向的偏转角度；

S5.根据步骤S4测得推力线与无人机重心之间的距离，通过移动推力线的位置，使推力线与无人机重心之间的距离在要求的范围内。

优选地，所述步骤S5中，使推力锥沿着腰型孔上下移动即可调整推力线的位置。

本申请的有益效果：

(1)本申请与腹部悬挂法相比，特别适用于体积和重量较大而翻转不便的无人机，在实际测量时无需翻转即可方便测量出无人机重心与推力线之间的距离。

(2)在无人机非满油状态时，本申请中无人机的过载方向接近发射时的过载方向，燃油重心的位置与发射状态接近一致，因此，有利于无人机零长发射的安全。

(3)本申请中的测量装置结构相对简单，可靠性高并且操作方便，具备较好的可实施性。

(4)本申请中，第一支撑架上设置有防护栏，由于无人机吊起后放置在支撑架上，因为外部扰动可能会沿着转轴转动，因此在测力接头支顶无人机至平衡的过程中，防护栏能够防止无人机失控翻转。

附图说明

本申请的前述和下文具体描述在结合以下附图阅读时变得更清楚，附图中：

图1为无人机重心与推力线偏差测量装置主视图；

图2为无人机重心与推力线偏差测量装置侧视图；

图3为无人机重心与推力线偏差测量原理示意图；

图4是图1中A部位局部放大图；

图5是图1中B部位局部放大图；

图6为支撑接头结构示意图；

图7为推力锥结构示意图；

图8为传感器安装座结构示意图。

图中：

1、无人机；2、支撑部件；3、测量部件；4、支撑接头；5、推力锥；6、底座法兰；7、转轴；8、轴承；9、避让槽；10、传感器安装座；11、配重块；12、锥孔；13、防护栏；14、无人机重心；15、推力线；16、推力槽；21、第一支撑架；22、第二支撑架；31、第一测量机构；32、第二测量机构；41、连接轴；61、腰型孔；101、平板结构；102、圆台；311、伸缩杆；312、压力传感器；313、测力接头；321、倾角传感器。

具体实施方式

下面通过几个具体的实施例来进一步说明实现本申请发明目的的技术方案，需要说明的是，本申请要求保护的技术方案包括但不限于以下实施例。

实施例1

本实施例公开了一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，参照说明书附图1、图2和图7，所述测量装置与无人机1连接，主要包括支撑部件2和测量部件3，所述支撑部件2包括第一支撑架21和第二支撑架22，两个支撑架之间相互垂直，并通过底板固定在地面上，所述测量部件3包括第一测量机构31和第二测量机构32，第一测量机构31设置在第一支撑架21上并与无人机1的支撑接头4连接，用于侧向支撑无人机1并测量侧向支顶力，支撑接头4为无人机1的机身结构，水平放置时用于支撑和固定无人机1，测量无人机重心14与推力线15之间的距离时，则用于侧向支撑无人机1，通过与第一测量机构31连接而使得无人机1处于平衡状态，所述第二测量机构32安装在推力锥5的下部，用于测量无人机1在竖直方向的偏转角度和方向，推力锥5为安装在机腹上与助推火箭连接的接口，用于传递火箭的推力，具体的，推力锥5安装在机腹的推力槽16区域内，为外圆锥形结构，开口较大的一端(即底面)设置有与机腹连接的底座法兰6，底座法兰6通过螺栓与机腹连接，连接孔为底座法兰6上设置的腰型孔61，推力锥5可沿腰型孔61上下移动从而调整推力线15，并与助推火箭通过锥面相配，推力锥5的另一端与第二支撑架22转动连接。

实施例2

本实施例公开了一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，参照说明书附图4-图8，在实施例1的基础上，为了更好的实现本申请，所述推力锥5的侧面上设置有贯穿的侧孔，侧孔内安装有转轴7，转轴7的两端延伸至侧孔外并分别安装有轴承8，轴承8设置在第二支撑架22上的U形槽内，轴承8为固定转轴7于第二支撑架22上的转动机构，轴承8的转动摩擦系数小，可消除摩擦影响因素，第二支撑架22与推力锥接触的部位设置有避让槽9，无人机1能够以转轴7为轴转动。

进一步地，为了更好的实现本申请，所述第一测量机构31包括伸缩杆311、压力传感器312以及测力接头313，伸缩杆311为设置在第一支撑架21上的可伸缩支顶机构，可以自由调节长度，结构形式多样，可采用弹簧、螺纹或者丝杆，伸缩杆311的端部依次分别设置有压力传感器312和测力接头313，测力接头313的一端与压力传感器312连接，另一端则与无人机1的支撑接头4连接，具体的，测力接头313的一端设置有U形槽，支撑接头4的一端设置在U形槽内并通过销钉锁紧限位，另一端与无人机1连接。

进一步地，为了更好的实现本申请，所述支撑接头4的一端对称设置有连接轴41，连接轴41卡合在所述U形槽内并通过销钉锁紧限位，所述销钉为安全销。

进一步地，为了更好的实现本申请，所述第二测量机构32包括倾角传感器321，倾角传感器321设置在传感器安装座10的一端，需要注意的是，倾角传感器321的安装底面与推力线15垂直，传感器安装座10的另一端设置有配重块11，配重块11是为了平衡倾角传感器321的重力而设计的质量块，传感器安装座10通过锁定螺栓与底座法兰6连接。

进一步地，为了更好的实现本申请，所述传感器安装座10由平板结构101和圆台102组成，倾角传感器321和配重块11分别固定在平板结构101的两端，圆台102的中心沿轴线方向设置有锥孔12，推力锥5的底端套设在锥孔12内，两者的锥面相贴合，平板结构101上设置有供锁定螺栓穿过的通孔，底座法兰6上对应设置有螺纹孔，传感器安装座10通过4组锁定螺栓与底座法兰6连接。

进一步地，为了更好的实现本申请，所述第一支撑架21上设置有用于防止无人机1失控的防护栏13，防护栏13将无人机围住。无人机1吊起后放置在测量装置上，由于外部扰动和测力接头312的支顶使无人机1沿着转轴7转动，因此设置防护栏13用于防止无人机1失控翻转。

装置整体工作原理：

首先将第一支撑架上的防护栏打开，然后采用起吊装置将无人机从背部起吊，并吊至第二支撑架上，将推力锥两端的轴承分别置于第二支撑架上的U形槽内，并通过销钉对轴承进行限位，接着将无人机的支撑接头的连接轴卡入测力接头的U形槽内，并通过销钉锁紧限位，完成无人机与测量装置的连接后，将防护栏关闭，接着调节伸缩杆的长度从而带动无人机以转轴为轴进行转动，使无人机处于竖直状态，然后将伸缩杆固定，此时读取压力传感器的示数F以及倾角传感器的示数β，最后根据力和力矩的平衡原理，计算出无人机的推力线与重心之间的偏差x，若偏差满足要求，则不需要对推力线进行调整，若偏差不满足要求，则使推力锥沿着腰型孔上下移动从而调整推力线的位置。

在本申请中，所述无人机重心为无人机的实际重心；所述推力线为推力锥的轴线，或助推火箭推力轴线；所述无人机推力线与重心之间偏差的测量状态是指无人机吊至测量装置上的工作状态，在此状态下通过伸缩杆调节测力接头的位置以调节侧向支顶力的大小以及倾角传感器的角度大小。

实施例3

本实施例公开了一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量方法，参照说明书附图1-8，具体包括以下步骤：

S1.首先将支撑部件2固定在地面上，然后在第一支撑架21上的伸缩杆311的端部分别安装压力传感器312和测力接头313，同时将第一支撑架21上的防护栏13打开；

S2.将传感器安装座10套设在推力锥5上，两者通过锥面贴合并采用锁定螺栓将传感器安装座10与推力锥5上的底座法兰6固定连接，然后在传感器安装座10的两端分别安装倾角传感器321和配重块11，接着在推力锥5的侧孔内贯穿安装转轴7，转轴7的两端再分别安装轴承8；

S3.将无人机1吊至第二支撑架22上，并将转轴7两端的轴承8置于第二支撑架22上的U形槽内，同时用销钉限位轴承8，然后将无人机1的支撑接头4的一端卡入测力接头313上的U形槽内，并通过销钉锁紧限位，最后关闭防护栏13，使其处于侧向防护状态；

S4.通过调节伸缩杆311的长度从而调节测力接头313的侧向接触力，将无人机1调节至竖直状态，即倾角传感器321读数β接近零，然后固定伸缩杆311，同时读取倾角传感器321的角度β和压力传感器312的压力F，最后根据力和力矩的平衡原理，计算无人机的推力线与重心之间的偏差x：

其中，F为压力传感器312测得的侧向支顶力，h为转轴7的轴线与测力接头313的轴线在竖直方向的距离，G为无人机1的重力，μ为轴承8与转轴7之间的摩擦系数，γ为摩擦圆半径，y为无人机1重心与转轴7的轴线在竖直方向的距离，β为无人机1在竖直方向的偏转角度；图3中s为过无人机重心17与推力线18之间垂足点与竖直线之间的距离，无人机重心17与竖直线之间距离近似为x+s，s＝y·tanβ；图3中f为摩擦力，f＝μ·G；

S5.根据步骤S4测得推力线15与无人机重心14之间的距离，通过移动推力线15的位置，使推力线15与无人机重心14之间的距离在要求的范围内。

进一步地，所述步骤S5中，使推力锥5沿着腰型孔61上下移动即可调整推力线15的位置。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

在本申请的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

以上所述，仅是本申请的较佳实施例，并非对本申请做任何形式上的限制，凡是依据本申请的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本申请的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，所述测量装置与无人机(1)连接，其特征在于：包括支撑部件(2)和测量部件(3)，所述支撑部件(2)包括第一支撑架(21)和第二支撑架(22)，所述测量部件(3)包括第一测量机构(31)和第二测量机构(32)，第一测量机构(31)安装在第一支撑架(21)上并与无人机(1)的支撑接头(4)连接，用于侧向支撑无人机(1)并测量侧向支顶力，所述第二测量机构(32)安装在推力锥(5)的下部，用于测量无人机(1)在竖直方向的偏转角度，所述推力锥(5)为外圆锥形，底面设置有与无人机(1)机腹连接的底座法兰(6)，底座法兰(6)上设置有用于固定的腰型孔(61)，推力锥(5)的另一端与第二支撑架(22)转动连接。

2.根据权利要求1所述的一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，其特征在于：所述推力锥(5)的侧面上设置有贯穿的侧孔，侧孔内安装有转轴(7)，转轴(7)的两端分别安装有轴承(8)，轴承(8)设置在第二支撑架(22)上的U形槽内，第二支撑架(22)上还设置有用于避让推力锥(5)的避让槽(9)，无人机(1)能够以转轴(7)为轴转动。

3.根据权利要求1所述的一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，其特征在于：所述第一测量机构(31)包括伸缩杆(311)、压力传感器(312)以及测力接头(313)，伸缩杆(311)设置在第一支撑架(21)上，压力传感器(312)设置在伸缩杆(311)的端部，测力接头(313)的一端与压力传感器(312)连接，另一端设置有U形槽，支撑接头(4)的一端设置在U形槽内并通过销钉锁紧限位。

4.根据权利要求3所述的一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，其特征在于：所述支撑接头(4)的一端对称设置有连接轴(41)，连接轴(41)卡合在所述U形槽内并通过销钉锁紧限位。

5.根据权利要求1所述的一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，其特征在于：所述第二测量机构(32)包括倾角传感器(321)，倾角传感器(321)设置在传感器安装座(10)的一端，传感器安装座(10)的另一端设置有配重块(11)，传感器安装座(10)通过锁定螺栓与底座法兰(6)连接。

6.根据权利要求5所述的一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，其特征在于：所述传感器安装座(10)由平板结构(101)和圆台(102)构成，倾角传感器(321)和配重块(11)分别安装在平板结构(101)的两端，圆台(102) 的中心沿轴线方向设置有锥孔(12)，锥孔(12)的锥面与推力锥的外锥面相适配，所述传感器安装座(10)通过锥孔(12)套设在推力锥(5)上并通过平板结构(101)上设置的锁定螺栓与底座法兰(6)连接。

7.根据权利要求1所述的一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，其特征在于：所述第一支撑架(21)上设置有用于防止无人机(1)失控的防护栏(13)。

8.一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量方法，其特征在于：具体包括以下步骤：

S1.先将支撑部件(2)固定在地面上，然后在伸缩杆(311)的端部分别安装压力传感器(312)和测力接头(313)，同时将第一支撑架(21)上的防护栏(13)打开；

S2.将传感器安装座(10)套设在推力锥(5)上，两者通过锥面贴合并采用锁定螺栓固定，然后在传感器安装座(10)的两端分别安装倾角传感器(321)和配重块(11)，接着在推力锥(5)的侧孔内贯穿安装转轴(7)，转轴(7)的两端再分别安装轴承(8)；

S3.将无人机(1)吊至第二支撑架(22)上，并将转轴(7)两端的轴承(8)置于第二支撑架(22)上的U形槽内，同时用销钉限位轴承(8)，然后将无人机(1)的支撑接头(4)的一端卡入测力接头(313)上的U形槽内，并通过销钉锁紧限位，最后关闭防护栏(13)，使其处于侧向防护状态；

S4.通过伸缩杆(311)调节测力接头(313)的侧向接触力，将无人机(1)调节至竖直状态，即倾角传感器(321)读数β接近零，然后固定伸缩杆(311)，同时读取倾角传感器(321)的角度β和压力传感器(312)的压力F，根据力和力矩的平衡原理，计算无人机的推力线与重心之间的偏差x：

其中，F为压力传感器(312)测得的侧向支顶力，h为转轴(7)的轴线与测力接头(313)的轴线在竖直方向的距离，G为无人机(1)的重力，μ为轴承(8)与转轴(7)之间的摩擦系数，γ为摩擦圆半径，y为无人机(1)重心与转轴(7)的轴线在竖直方向的距离，β为无人机(1)在竖直方向的偏转角度；

S5.根据步骤S4测得推力线(15)与无人机重心(14)之间的距离，通过移动推力线(15)的位置，使推力线(15)与无人机重心(14)之间的距离在要求的范围内。

9.根据权利要求8所述的一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量方法，其特征在于：所述步骤S5中，使推力锥(5)沿着腰型孔(61)上下移动即可调整推力线(15)的位置。

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