CN116119023B - 飞行器测试平台及其主框架、主框架的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种飞行器测试平台及其主框架、主框架的设计方法，主框架配置为桁架结构，主框架包括相连接的展向梁、航向梁、纵向梁、斜支撑梁及连接件，斜支撑梁与主框架的展向方向、航向方向及纵向方向均相交，斜支撑梁的端部连接在展向梁、航向梁及纵向梁中的至少两者的连接处；展向梁包括相对的上展梁和下展梁，上展梁和下展梁之间形成有机身区域和两机翼区域，机身区域设于主框架的中部，两机翼区域分别设于机身区域的相对两端，连接件跨接在展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁中的至少两者之间，以使展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁装配为一体。本发明的技术方案能够降低主框架的制造精度及装配精度的要求，从而使其更易于装配成型。

Description

飞行器测试平台及其主框架、主框架的设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器测试技术领域，特别涉及一种飞行器测试平台及其主框架、主框架的设计方法。

背景技术

随着eVTOL(Electric Vertical Takeoff and Landing)电动垂直起降飞行器的发展，eVTOL未来潜在应用涉及城市客运、区域客运、货运、个人飞行器、紧急医疗服务等多种场景模式，从而大众对eVTOL的结构形式、安全性、可操作性及布局灵活性等都提出了很高的要求。eVTOL飞行器的开发过程包括研发、制造、测试等过程。相关技术中，通过飞行器测试平台完成飞行器各项参数的测试及调整，并模拟飞行器在空中飞行姿态以保证产品的安全性，实现在匹配制造系统生产实际情况的基础上完成对飞行控制系统重要系统功能的验证。

然而，现有飞行器测试平台的主框架，通常采用多根杆状零件焊接固定而成，对于每一根杆状零件的制造精度要求很高，且对装配精度也要求很高，才能保证零件与零件之间的焊缝质量、以及主框架的装配可行性。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种飞行器测试平台的主框架，旨在降低对主框架的制造精度及装配精度要求，从而使其更易于装配成型。

为实现上述目的，本发明提出的飞行器测试平台的主框架配置为桁架结构，所述主框架包括相连接的展向梁、航向梁、纵向梁、斜支撑梁及连接件，所述斜支撑梁与所述主框架的展向方向、航向方向及纵向方向均相交，所述斜支撑梁的端部连接在所述展向梁、航向梁及纵向梁中的至少两者的连接处；所述展向梁包括相对的上展梁和下展梁，所述上展梁和所述下展梁之间形成有机身区域和两机翼区域，所述机身区域设于所述主框架的中部，两所述机翼区域分别设于所述机身区域的相对两端，所述连接件跨接在所述展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁中的至少两者之间，以使所述展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁装配为一体。

可选地，所述下展梁包括中部梁段、分设于所述中部梁段的相对两端的两斜伸梁段，所述斜伸梁段沿远离所述中部梁段的方向朝上倾斜延伸，所述纵向梁包括端纵梁，所述端纵梁连接所述上展梁的端部与所述斜伸梁段的端部，所述机翼区域成形于所述斜伸梁段与所述上展梁之间，所述机身区域成形于所述中部梁段与所述上展梁之间。

可选地，所述纵向梁还包括间隔设于所述机身区域的多个中部纵梁，所述上展梁、下展梁均设有两个且均沿航向方向间隔布设，位于同一侧的所述上展梁和所述下展梁之间通过两间隔的所述中部纵梁相连接，所述航向梁还包括相对的两中部下航梁，所述中部下航梁连接两所述下展梁的中部梁段，所述上展梁、下展梁、中部纵梁及中部下航梁共同限定出设备安装结构，所述设备安装结构用以供电子设备安装。

可选地，所述航向梁还包括设于所述设备安装结构的多个安装航梁，多个所述安装航梁沿纵向方向间隔布设，在纵向方向上相邻两所述安装航梁之间形成一安装位，所述安装位用以供所述电子设备安装。

可选地，所述飞行设备包括动力机构，所述动力机构包括机臂和设于所述机臂的螺旋桨模块，所述上展梁的下侧形成有机臂安装口，所述机臂安装口用以供所述机臂插设，且所述机臂的上侧面抵接于所述上展梁的下侧面。

可选地，所述机臂安装口包括第一安装口，所述上展梁的两端各设有一第一安装口，所述纵向梁还包括连接于所述上展梁的端部的端纵梁，所述主框架还包括外端支架和第一斜支架，所述外端支架与所述上展梁相并行设置，所述第一斜支架的一端通过所述连接件连接于所述外端支架，且另一端通过所述连接件连接于所述上展梁，所述端纵梁、外端支架、第一斜支架及上展梁共同合围出所述第一安装口。

可选地，所述机臂安装口还包括设于两所述第一安装口之间的至少两第二安装口，至少两所述第二安装口关于所述上展梁的中心对称分布；所述主框架还包括多个第二斜支架，所述连接件包括至少两加强连接件，每一所述第二安装口对应两个所述第二斜支架和一个所述加强连接件设置，所述加强连接件与所述上展梁相并行设置，所述加强连接件的相对两端分别通过一所述第二斜支架连接于所述上展梁，所述加强连接件、所述第二斜支架及所述上展梁共同合围出所述第二安装口。

可选地，所述纵向梁包括设于所述第一安装口和所述第二安装口之间的翼纵梁，所述斜支撑梁包括第一斜梁，所述第一斜梁的一端连接在所述下展梁和所述翼纵梁的连接处，另一端连接在所述加强连接件；和/或，所述斜支撑梁还包括第二斜梁，所述第二斜梁的一端连接在所述下展梁和所述翼纵梁的连接处，另一端连接在所述外端支架和所述第一斜支架的连接处。

可选地，所述斜支撑梁设有多个，至少一所述斜支撑梁设于所述展向梁和所述航向梁所在平面，并连接于所述展向梁和所述航向梁的连接处；和/或，至少一所述斜支撑梁设于所述展向梁和所述纵向梁所在平面，并连接于所述展向梁和所述纵向梁的连接处；和/或，至少一所述斜支撑梁设于所述航向梁和所述纵向梁所在平面，并连接于所述航向梁和所述纵向梁的连接处。

可选地，多个所述斜支撑梁间隔布设于所述展向梁和所述航向梁所在平面，相邻两所述斜支撑梁相交设置且通过同一所述连接件安装于所述展向梁和所述航向梁的连接处。

可选地，多个所述斜支撑梁间隔布设于所述展向梁和所述纵向梁所在平面，相邻两所述斜支撑梁相交设置且通过同一所述连接件安装于所述展向梁和所述纵向梁。

可选地，多个所述斜支撑梁间隔布设于所述航向梁和所述纵向梁所在平面，相邻两所述斜支撑梁相交设置且通过同一所述连接件安装于所述航向梁和所述纵向梁。

可选地，所述展向梁和/或所述航向梁和/或所述纵向梁和/或所述斜支撑梁配置为型材结构。

可选地，所述展向梁和/或所述航向梁和/或所述纵向梁和/或所述斜支撑梁通过紧固件安装在所述连接件。

可选地，所述连接件包括连接板和/或角件。

可选地，所述主框架还包括配重件，所述配重件能够与所述展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁中的至少一者拆卸连接。

本发明还提出一种主框架的设计方法，用于设计优化前述的主框架，所述主框架设计方法包括步骤：

构建主框架初始线框模型；其中，所述主框架初始线框模型包括主框架的展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁；

根据所述主框架初始线框模型构建主框架初级有限元仿真模型，并利用计算机进行力学性能分析；其中，在构建所述主框架初级有限元仿真模型时，将所述展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁之间的连接方式均模拟为共节点的连接方式；

若所述主框架初级有限元仿真模型的力学性能不符合要求，则优化迭代所述主框架初级有限元仿真模型，直至符合要求；

若所述主框架初级有限元仿真模型的力学性能符合要求，则利用计算机设计所述主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的连接件，并构建主框架次级有限元仿真模型，并对所述主框架次级有限元仿真模型进行力学性能分析；

若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能符合要求，则判定所述主框架次级有限元仿真模型合格；

若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能不符合要求，则就所述主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的连接件对所述主框架次级有限元仿真模型进行优化迭代，直至所述主框架次级有限元仿真模型合格。

可选地，所述根据所述主框架初始线框模型构建主框架初级有限元仿真模型，并利用计算机进行力学性能分析的步骤，包括：

根据所述主框架初始线框模型构建主框架的一维梁单元有限元模型，并利用计算机进行强度分析和/或模态仿真分析；

若所述一维梁单元有限元模型的强度和/或模态不符合要求，则优化迭代所述一维梁单元有限元模型，直至符合要求；

若所述一维梁单元有限元模型的强度和/或模态符合要求，根据所述一维梁单元有限元模型构建主框架的二维壳单元有限元模型；

对所述二维壳单元有限元模型进行强度分析和/或模态仿真分析；

若所述二维壳单元有限元模型的强度和/或模态不符合要求，则优化迭代所述一维梁单元有限元模型和/或所述二维壳单元有限元模型，直至符合要求；

若所述二维壳单元有限元模型的强度和/或模态符合要求，则输出合格的主框架初级有限元仿真模型。

可选地，在若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能符合要求，则判定所述主框架次级有限元仿真模型合格的步骤之后，所述主框架的设计方法还包括步骤：

获取合格的主框架次级有限元仿真模型所对应的主框架结构的模态信息；

将所述主框架结构的模态信息结合飞行控制动力学模型及控制律算法，利用计算机进行飞行器控制动力学仿真分析，以完成主框架与控制系统的耦合设计；

若所述飞行器控制动力学仿真分析未出现结构-控制耦合的结果，则判定所述主框架结构符合飞控要求；

若所述飞行器控制动力学仿真分析出现结构-控制耦合的结果，则利用计算机对所述合格的主框架次级有限元仿真模型进一步优化结构，并重复飞行器控制动力学仿真分析，直至主框架结构符合飞控要求。

本发明还提出一种飞行器测试平台，包括前述的主框架。

本发明技术方案，展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁通过连接件装配为一体，也即，主框架上的梁与梁之间均通过连接件的跨接实现安装固定，能够降低对展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁的制造精度和装配精度的要求。例如，即使某一根斜支撑梁偏短导致其一端固定之后，另一端与展向梁的间隙较大，也能借助连接件的结构来弥补这一缺陷，从而使主框架更易于安装成型。可以理解，若是采用传统的焊接固定方式，则斜支撑梁的另一端与展向梁之间存在较大的间隙，该间隙显然无法进行良好的焊接作业。其次，通过设置斜支撑梁能够使主框架具备更多的传力路径，以起到更好的载荷传递作用，有利于提升飞行设备的动态性能，例如提升飞行设备在降落地面时的抗冲击性能。再者，将原本属于机身区域与机翼区域的两根不同的展向梁化整为同一根展向梁，不仅能简化主框架的结构，还能够提升主框架的载荷传递能力。

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一些实施例，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，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明飞行器测试平台一实施例的结构示意图；

图2为图1中飞行器测试平台的主视图；

图3为图1中主框架在机臂安装口区域的结构示意图；

图4为图1中主框架在设备安装结构区域的结构示意图；

图5为本发明主框架的设计方法一实施例的步骤流程示意图；

图6为本发明主框架的设计方法另一实施例的部分步骤流程示意图。

附图标号说明：

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，若本发明实施例中有涉及方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……），则该方向性指示仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，若本发明实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案、或B方案、或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本发明提出了一种主框架，用于飞行设备，其中，飞行设备可以是飞行器或飞行器测试平台等，飞行器可以是电动垂直起降飞行器；下文将以飞行器测试平台为例进行说明。

请参照图1至图4，在本发明一实施例中，主框架11配置为桁架结构，主框架11包括相连接的展向梁111、航向梁112、纵向梁113、斜支撑梁114及连接件116，斜支撑梁114与主框架11的展向方向、航向方向及纵向方向均呈相交设置，斜支撑梁114的端部连接在展向梁111、航向梁112及纵向梁113中的至少两者的连接处；展向梁111包括相对的上展梁111a和下展梁111b，上展梁111a和下展梁111b之间形成有机身区域10b和两机翼区域10c，机身区域10b设于主框架11的中部，两机翼区域10c分别设于机身区域10b的相对两端；连接件116跨接在展向梁111、航向梁112、纵向梁113、及斜支撑梁114中的至少两者之间，以使展向梁111、航向梁112、纵向梁113及斜支撑梁114装配为一体。

本发明技术方案，通过设置斜支撑能够使主框架11具备更多的传力路径，以起到更好的载荷传递作用，有利于提升飞行设备的动态性能，例如提升飞行设备在降落地面时的抗冲击性能。其次，将原本属于机身区域10b与机翼区域10c的两根不同的展向梁111化整为同一根展向梁111，不仅能简化主框架11的结构，还能够提升主框架11的载荷传递能力。再者，展向梁111、航向梁112、纵向梁113及斜支撑梁114通过连接件116装配为一体，也即，主框架11上的梁与梁之间均通过连接件116的跨接实现安装固定，能够降低对展向梁111、航向梁112、纵向梁113及斜支撑梁114的制造精度和装配精度的要求。例如，即使某一根斜支撑梁114偏短导致其一端固定之后，另一端与展向梁111的间隙较大，也能借助连接件116的结构来弥补这一缺陷，从而使主框架11更易于安装成型。可以理解，若是采用传统的焊接固定方式，则由于斜支撑梁与展向梁之间存在较大的间隙，而无法进行焊接作业。

在一实施例中，展向梁111、和/或航向梁112、和/或纵向梁113、和/或斜支撑梁114配置为型材结构；连接件116包括连接板和/或角件，可根据主框架11不同区域上的实际布置要求、及布置空间，选择连接板和角件进行安装固定。具体可选地，展向梁111、航向梁112、纵向梁113及斜支撑梁114通过紧固件安装在连接件116上。进一步可选地，紧固件可以是铆钉或螺栓等，以便于安装和拆卸。当然，在其他实施例中，还可以是展向梁111、航向梁112、纵向梁113及斜支撑梁114通过紧固件和/或焊接固定在连接件116上；展向梁111、航向梁112、纵向梁113及斜支撑梁114配置实心柱状或杆状结构。

请参照图1和图2，在一实施例中，斜支撑梁114设有多个，至少一斜支撑梁114设于展向梁111和航向梁112所在平面，并连接于展向梁111和航向梁112的连接处；至少一斜支撑梁114设于展向梁111和纵向梁113所在平面，并连接于展向梁111和纵向梁113的连接处；至少一斜支撑梁114设于航向梁112和纵向梁113所在平面，并连接于航向梁112和纵向梁113的连接处。也即，在展向梁111和航向梁112所在平面、展向梁111和纵向梁113所在平面、及航向梁112和纵向梁113所在平面这三个参考平面内，均设有多个斜支撑梁114，能够显著提升主框架11的抗弯曲刚度和抗扭刚度。当然，在其他实施例中，也可以是展向梁111和航向梁112所在平面、展向梁111和纵向梁113所在平面及航向梁112和纵向梁113所在平面中的其中一者或任意两者设置多个斜支撑梁114。

在一实施例中，多个斜支撑梁114间隔布设于展向梁111和航向梁112所在平面，相邻两斜支撑梁114相交且共用同一展向梁111和航向梁112的连接处；多个斜支撑梁114间隔布设于展向梁111和纵向梁113所在平面，相邻两斜支撑梁114相交且共用同一展向梁111和纵向梁113的连接处；多个斜支撑梁114间隔布设于航向梁112和纵向梁113所在平面，相邻两斜支撑梁114相交且共用同一航向梁112和纵向梁113的连接处。也即，位于同一平面内的多个斜支撑梁114均呈N字形分布，如此，能够进一步优化主框架11的传力路径，从而提升主框架11的力学性能。当然，在其他实施例中，也可以是位于同一平面内的多个斜支撑梁114均呈大致平行设置，或者是，位于同一平面内的其中一部分的斜支撑梁114呈大致平行设置，且另一部分的斜支撑梁114呈相交设置。

在一实施例中，在展向梁111和航向梁112所在平面上，相邻两斜支撑梁114共用同一连接件116；在展向梁111和纵向梁113所在平面上，相邻两斜支撑梁114共用同一连接件116；在航向梁112和纵向梁113所在平面上，相邻两斜支撑梁114共用同一连接件116。如此，既能够节省连接件116，又能够优化传力路径。当然，在其他实施例中，还可以是有部分的相邻两斜支撑梁114不共用同一连接件116。

请参照图1至图3，在一实施例中，下展梁111b包括中部梁段111c、分设于中部梁段111c的相对两端的两斜伸梁段111d，斜伸梁段111d沿远离中部梁段111c的方向朝上倾斜延伸，纵向梁113包括端纵梁113a，端纵梁113a连接上展梁111a的端部与斜伸梁段111d的端部，机翼区域10c成形于斜伸梁段111d与上展梁111a之间，机身区域10b成形于中部梁段111c与上展梁111a之间。如此，通过拉高机身区域10b以获得高翼型的主框架11，能够增大主框架11上的布置空间，从而方便诸如动力电池之类的电子设备的安装固定，从而有利于飞行器测试平台能更好地模拟真机（即真实的飞行器产品）的重量、及重心分布等状态参数。当然，在其他实施例中，下展梁111b还可以配置为一根直通的杆状结构，且与上展梁111a相平行，也即，主框架11的外形轮廓配置为棱柱状。

请参照图1、图2和图4，在一实施例中，纵向梁113还包括设于机身区域10b的多个中部纵梁113b，上展梁111a、下展梁111b均设有两个且均沿航向方向间隔布设，位于同一侧的上展梁111a和下展梁111b之间通过两间隔的中部纵梁113b相连接，航向梁112还包括相对的两中部下航梁112b，中部下航梁112b连接两下展梁111b的中部梁段111c，上展梁111a、下展梁111b、中部纵梁113b及中部下航梁112b共同限定出设备安装结构12，设备安装结构12用以供电子设备安装。如此，在主框架11上直接成型出设备安装结构12，也即，设备安装结构12与主框架11一体化设置，相较于现有技术中设备安装结构12单独成型再装配固定到主框架11的技术方案，能够简化主框架11的结构，从而降低飞行器测试平台的制造成本，并且还能使主框架11的模态频率更加集中、更加干净，从而有利于降低主框架11、设备安装结构12及电子设备的共振风险。

请参照图4，在一实施例中，航向梁112还包括设于设备安装结构12的多个安装航梁124，多个安装航梁124沿纵向方向间隔布设，在纵向方向上相邻两安装航梁124之间形成一安装位。如此，通过多个安装航梁124间隔形成出多个安装位，以便电子设备根据需要选择放置，从而使得飞行器测试平台的重心可调，有利于飞行器测试平台能更好地模拟真机的重心分布（重心高度）等状态参数。当然，在其他实施例中，还可以是只设置一个安装航梁124和一个安装位。

请参照图1，在一实施例中，主框架11还包括设备附加台125，设备附加台125设于设备安装结构12的前侧和/或后侧和/或顶侧，并用于供电子设备置放安装。如此，能够增大电子设备的布置空间，且方便电子设备的安装。当然，在其他实施例中，还可以不设置设备附加台125。

请一并参照图4，其中图4未展示位于设备安装结构12的前侧和后侧的设备附加台125，只展示位于设备安装结构12的顶侧的设备附加台125。在一实施例中，设备附加台125包括附加板件125a和附加斜支撑125b，附加板件125a设于设备安装结构12的前侧和/或后侧，附加斜支撑125b的一端连接于附加板件125a，另一端连接于中部纵梁113b。如此，附加板件125a能够方便电子设备的放置安装，而附加斜支撑125b能够增强附加板件125a的安装可靠性，从而保证放置在附加板件125a上的电子设备的安全性。本实施例中可选地，附加斜支撑125b配置为拉杆或拉绳。当然，在一些实施例中，附加斜支撑125b还可以配置为支撑杆，支撑杆的一端抵接在附加板件125a的下侧面，另一端抵接在中部纵梁113b上。在另一些实施例中，也可以不设置附加斜支撑。

在一实施例中，中部下航梁112b的前端超出位于前侧的下展梁111b设置，且超出的部分用以支撑位于设备安装结构12的前侧的附加板件125a；和/或，中部下航梁112b的后端超出位于后侧的下展梁111b设置，且超出的部分用以支撑位于设备安装结构12的后侧的附加板件125a。如此，通过将中部下航梁112b作为支撑结构，能够增强附加板件125a的安装可靠性，并且将该支撑结构集成到中部下航梁112b上，能够简化主框架的结构并降低其重量。

请参照图4，值得一提的是，航向梁112还包括相对的两中部上航梁112a，位于设备安装结构12的顶侧的设备附加台125，只设有一个附加板件125a，该附加板件125a直接设于中部上航梁112a的上侧。

请参照图1至图3，在一实施例中，飞行器测试平台包括动力机构40，动力机构40包括机臂41和设于机臂41的螺旋桨模块42，上展梁111a的下侧形成有机臂安装口11a，机臂安装口11a用以供机臂41插设，且机臂41的上侧面抵接于上展梁111a的下侧面。如此，能够使飞行器测试平台在飞行过程中，保持机臂41与主框架11的紧密连接，以将动力机构40所产生的升力稳定传递给主框架11。当然，在其他实施例中，还可以是机臂安装口11a设于上展梁111a的上侧。

在一实施例中，机臂安装口11a包括第一安装口，上展梁111a的两端各设有一第一安装口，纵向梁113还包括连接于上展梁111a端部的端纵梁113a，主框架11还包括外端支架117和第一斜支架119，外端支架117与上展梁111a相并行设置，第一斜支架119的一端通过连接件116连接于外端支架117，且另一端通过连接件116连接于上展梁111a，端纵梁113a、外端支架117、第一斜支架119及上展梁111a共同合围出第一安装口。如此，通过外端支架117、端纵梁113a及上展梁111a合围出第一安装口，不仅结构简单，还能对机臂41起到更好的限位、固定作用，并且采用连接件116能够便于装配成型。

在一实施例中，机臂安装口11a还包括设于两第一安装口之间的至少两第二安装口，至少两第二安装口关于上展梁111a的中心对称分布，第二安装口与第一安装口相间隔设置，主框架11还包括多个第二斜支架118，连接件116包括至少两加强连接件116a，每一第二安装口对应两个第二斜支架118和一个加强连接件116a设置，加强连接件116a与上展梁111a相并行设置，加强连接件116a的相对两端部分别通过一第二斜支架118连接于上展梁111a，加强连接件116a、第二斜支架118及上展梁111a共同合围出第二安装口，第二斜支架118和上展梁111a的连接处设有连接件116。需要说明的是，相并行指的是平行及近平行。如此，既能够简化主框架11的结构，又能对机臂41起到良好的限位作用，还能够便于装配成型。本实施例中可选地，第二斜支架118的横截面宽度尺寸大于斜支撑梁114的横截面宽度尺寸，也即，采用刚度性能、抗扭性能更优的型材作为第二斜支架118，能够提升第二安装口的结构稳定性。当然，在其他实施例中，还可以只设置第一安装口，或只设置第二安装口。

在一实施例中，纵向梁113包括设于第一安装口和第二安装口之间的翼纵梁113c，斜支撑梁114包括第一斜梁114a，第一斜梁114a的一端连接在下展梁111b和翼纵梁113c的连接处，另一端连接在加强连接件116a；和/或，斜支撑梁114还包括第二斜梁114b，第二斜梁114b的一端连接在下展梁111b和翼纵梁113c的连接处，另一端连接在外端支架117和第一斜支架119的连接处。

在一实施例中，纵向梁113还包括加强纵梁113d，加强纵梁113d的一端连接在加强连接件116a，另一端连接在下展梁111b。

请参照图1和图4，在一实施例中，上展梁111a包括相拼接的第一梁段和第二梁段，连接件116跨接在第一梁段和第二梁段的拼接处，和/或，第一梁段和第二梁段的拼接处设于机身区域10b的中部。如此，通过采用第一梁段和第二梁段相拼接的方式形成上展梁111a，有利于增长上展梁111a的长度尺寸。其次，第一梁段和第二梁段在主框架11的中心位置完成拼接安装，有利于使重心分布在主框架11的中心线区域，从而使飞行器测试平台能更好地模拟真机状态。当然，在其他实施例中，还可以采用一整根型材作为上展梁111a。

具体而言，为了增强第一梁段和第二梁段之间的连接强度，在一实施例中，跨接第一梁段和第二梁段的连接件116设有两个，连接件116包括相交的第一板段和第二板段，第一板段和第二板段均跨接在第一梁段和第二梁段上，且分别连接于上展梁111a的相邻两侧面，两连接件116相对设置并共同环设在上展梁111a的外周面上。

在一实施例中，主框架还包括配重件（附图中未示出），配重件能够与展向梁111、航向梁112、纵向梁113及斜支撑梁114中的至少一者拆卸连接。如此，通过在不同位置上配上不同重量的配重件，能够调整主框架的整体模态，从而有利于飞行器测试平台更好地模拟真机状态。

本发明还提出一种主框架的设计方法，用于设计优化前述的主框架，在本发明主框架的设计方法第一实施例中，主框架的设计方法包括步骤S110至S160，具体如下：

步骤S110：构建主框架初始线框模型；其中，所述主框架初始线框模型包括主框架的展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁；

本实施例中，将主框架按照桁架结构进行设计，具体包括了相互连接的展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁，并可从主框架的结构形态（包括延伸趋势、横截面形状、翼型高低等方面）设计出多种类型的初始线框模型，例如高翼型、中翼型及低翼型三种类型，然后对其进行逐个地仿真分析，以明确能够符合力学性能要求的主框架的结构形式。

步骤S120：根据所述主框架初始线框模型构建主框架初级有限元仿真模型，并利用计算机进行力学性能分析；其中，在构建所述主框架初级有限元仿真模型时，将所述展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁之间的连接方式均模拟为共节点的连接方式。

本实施例中，力学性能分析包括对强度要求、等刚度设计要求等进行分析，且对应的分析方式为强度分析（即静力学分析）和模态仿真分析。具体可选地，先对主框架初级有限元仿真模型进行强度分析，再对强度值达到预设范围的初级有限元仿真模型进行模态仿真分析。值得一提的是，通过采用共节点的连接方式，能够以较少的计算量就明确出较优的主框架的结构形态方案，从而缩短主框架的设计周期。当然，在其他实施例中，还可以是同时对主框架初级有限元仿真模型进行强度要求分析和等刚度设计分析，或者是先进行等刚度设计分析再进行强度要求分析。

步骤S130：若所述主框架初级有限元仿真模型的力学性能不符合要求，则优化迭代所述主框架初级有限元仿真模型，直至符合要求。

本实施例中，根据飞行器项目预研阶段所设定的目标值，包括整机的刚度特性、总重量、负重能力、过载要求、动力机构及设备的布置方案等，设定主框架的性能要求，以使基于本发明的设计方法所得到的主框架结构能更好地适配真机状态。当然，在其他实施例中，还可以根据过往设计经验、对标机型等信息设定主框架的性能要求。

具体而言，以满足需求的强度和刚度为目标，对初级有限元仿真模型进行结构优化，以确定主框架的主要结构形式、型材规格、传力路径、及局部结构连接形式（包括连接位置及数量）等参数，并使其与飞行器测试平台真机的固有频率接近，最终得到满足刚度、强度目标的主框架结构形式。

其中，整体刚度主要受斜支撑梁结构的影响，包括斜支撑梁的数量、排布、尺寸及材料等结构参数的影响，因此可通过调整主框架上不同位置的斜支撑梁的结构刚度，以实现整机各阶模态的调整，并使主框架的固有模态与真机相匹配。如此，能够以较低成本对整机刚度进行调节，以实现模拟真机结构各阶模态。

步骤S140：若所述主框架初级有限元仿真模型的力学性能符合要求，则利用计算机设计所述主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的连接件，并构建主框架次级有限元仿真模型（即图5中的主框架次级仿真模型），并对所述主框架次级有限元仿真模型进行力学性能分析。

本实施例中，在主框架初级有限元仿真模型中，将连接件的具体结构简化处理为共节点连接形式，能够快速开展仿真模型的迭代分析及更改，计算效率高，从而能缩短整体的设计周期。只有当初级有限元仿真模型的力学性能符合要求后，才对连接件的具体结构进行设计，然后代入初级有限元仿真模型以获得次级有限元仿真模型。

步骤S150：若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能符合要求，则判定所述主框架次级有限元仿真模型合格；

步骤S160：若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能不符合要求，则就所述主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的连接件对所述主框架次级有限元仿真模型进行优化迭代，直至所述主框架次级有限元仿真模型合格。

本实施例中，将设计好的连接件代入初级有限元仿真模型，以获得次级有限元仿真模型，也即，带连接件的精细有限元模型，并对该精细有限元模型进行仿真分析，以校验连接件的静强度是否满足要求。若满足静强度要求，则说明该次级有限元仿真模型所对应的主框架结构及其上的连接件，均能满足强度、刚度的目标要求。

本发明技术方案，在采用连接件跨接在展向梁、纵向梁、航向梁及斜支撑梁，以使其装配为一体的基础上，先将连接件简化为共节点的连接方式，并进行初步的有限元仿真分析以明确主框架的结构形式；若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能符合要求，再对连接件的结构进行细化并进一步有限元仿真分析，以明确连接件的具体结构。如此，能够显著减少计算机仿真分析的计算量，能够快速明确主框架的设计优化思路，从而缩短主框架的设计周期。

请参照图5，在本发明主框架的设计方法第二实施例中，基于第一实施例，根据所述主框架初始线框模型构建主框架初级有限元仿真模型，并利用计算机进行力学性能分析的步骤，包括步骤S121至S126，具体如下：

步骤S121：根据所述主框架初始线框模型构建主框架的一维梁单元有限元模型（即图5中的一维梁单元模型），并利用计算机进行强度分析和/或模态仿真分析；

步骤S122：若所述一维梁单元有限元模型的强度和/或模态不符合要求，则优化迭代所述一维梁单元有限元模型，直至符合要求；

步骤S123：若所述一维梁单元有限元模型的强度和/或模态符合要求，根据所述一维梁单元有限元模型构建主框架的二维壳单元有限元模型（即图5中的二维壳单元模型）；

步骤S124：对所述二维壳单元有限元模型进行强度分析和/或模态仿真分析；

步骤S125：若所述二维壳单元有限元模型的强度和/或模态不符合要求，则优化迭代所述一维梁单元有限元模型和/或二维壳单元有限元模型，直至符合要求；

步骤S126：若所述二维壳单元有限元模型的强度和/或模态符合要求，则输出合格的主框架初级有限元仿真模型。

本实施例中，主框架的结构形式设计过程中先后采用了2版有限元模型，分别用于方案设计和参数设计。具体而言，方案设计模型全部由一维梁单元有限元构成，且零件之间的连接采用共节点的方式，能够开展快速迭代及更改，计算效率高。通过该模型设计初步结构方案，使框架试验飞机固有频率接近真机，同时，优化传力路径，确定主框架的主要结构形式及型材的规格，从而获得结构初步模型。参数设计模型以结构初步模型为基础，建立主框架强度分析和主框架结构模态仿真分析。在满足等刚度设计要求后，建立更为详细的二维壳单元有限元模型，零件之间的连接依然采用共节点的方式。通过该二维壳单元有限元模型以满足需求的强度和刚度为目标，优化结构参数，确定局部结构连接形式，从而得到满足刚度、强度需求的主框架结构形式。

请参照图6，图6为本发明主框架的设计方法第三实施例的部分步骤流程示意图，具体展示了自得到主框架模态信息之后进行飞行器控制动力学仿真分析的相关步骤流程。在本发明主框架的设计方法第三实施例中，基于第一实施例，在若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能符合要求，则判定所述主框架次级有限元仿真模型合格的步骤之后，主框架的设计方法还包括步骤S170至步骤S210，具体如下：

步骤S170：获取合格的主框架次级有限元仿真模型所对应的主框架结构的模态信息；

步骤S180：将所述主框架结构的模态信息结合飞行控制动力学模型及控制律算法，利用计算机进行飞行器控制动力学仿真分析，以完成主框架与控制系统的耦合设计；

步骤S190：若所述飞行器控制动力学仿真分析未出现结构-控制耦合的结果，则判定所述主框架结构符合飞控要求；

步骤S210：若所述飞行器控制动力学仿真分析出现结构-控制耦合的结果，则利用计算机对所述合格的主框架次级有限元仿真模型进一步优化结构，并重复飞行器控制动力学仿真分析，直至主框架结构符合飞控要求。

本发明实施例中，当主框架的结构设计完成后，也即，得到合格的主框架次级有限元仿真有限元模型所对应的主框架结构方案后，通过对该主框架结构进行仿真分析以得到主框架结构的模态信息，或者根据该主框架结构方案制造出主框架产品，并对该主框架产品进行模态试验以得到主框架结构的模态信息。然后将控制律算法及飞行控制动力学模型结合主框架结构模态信息进行飞行器控制动力学仿真分析，若分析结果出现结构-控制耦合，则对主框架的结构刚度进行调整以避免结构-控制耦合，直至达到最终设计目标，完成与控制系统耦合设计。

在本发明技术方案中，通过对主框架进行控制律耦合设计，能够优化主框架结构和控制律之间的耦合，避免主框架结构和控制律之间的不利耦合影响飞行器测试平台的飞控品质。由于飞行器测试平台的成品机是基于上述控制律耦合设计步骤判定合格的测试平台样机得到的，因此，本发明的设计方法所设计的飞行器测试平台的飞控品质能够有所保障。

具体而言，将主框架结构的模态信息放入飞行控制动力学模型中，再通过建模仿真，获取二者之间的耦合情况，分析其中的不利耦合，而后，基于不利耦合针对性地对主框架结构和控制律中的至少一者进行优化迭代；例如，对主框架的刚度进行调节。其中，需要特别关注到主框架结构的固有频率和控制律的控制频率之间的关系，在二者的差值不符合预设差值时，需要进行相应优化迭代，直至二者的差值符合预设差值。当二者的差值符合预设差值时，即代表主框架结构的固有频率避开了控制律的控制频率，能够避免主框架受飞控过程影响而发生共振现象，从而使得主框架能够满足飞控品质要求。

在进行优化迭代时，优先选择对测试平台样机的结构进行优化迭代，例如，可以通过调整主框架的结构参数（例如斜支撑梁的数量、规格及布设位置等），从而改变测试平台样机的地面支持及飞行状态结构刚度、固有频率、振型及结构变形量。当然，还可以通过调整起落架的结构参数、起落架的张紧机构等手段来改变测试平台样机的地面支持及飞行状态结构刚度、固有频率、振型及结构变形量。

本发明还提出一种飞行器测试平台，包括前述的主框架，该主框架的具体结构参照上述实施例，由于本飞行器测试平台采用了上述所有实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。

以上所述仅为本发明的可选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (13)

1.一种飞行器测试平台的主框架，其特征在于，飞行器测试平台的主框架配置为桁架结构，所述主框架包括相连接的展向梁、航向梁、纵向梁、斜支撑梁及连接件，所述斜支撑梁与所述主框架的展向方向、航向方向及纵向方向均相交，所述斜支撑梁的端部连接在所述展向梁、航向梁及纵向梁中的至少两者的连接处；所述展向梁包括相对的上展梁和下展梁，所述上展梁和所述下展梁之间形成有机身区域和两机翼区域，所述机身区域设于所述主框架的中部，两所述机翼区域分别设于所述机身区域的相对两端，所述连接件跨接在所述展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁中的至少两者之间，以使所述展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁装配为一体；

飞行器测试平台包括动力机构，所述动力机构包括机臂和设于所述机臂的螺旋桨模块，所述上展梁的下侧形成有机臂安装口，所述机臂安装口用以供所述机臂插设，且所述机臂的上侧面抵接于所述上展梁的下侧面；

所述机臂安装口包括第一安装口，所述上展梁的两端各设有一第一安装口，所述纵向梁还包括连接所述上展梁的端部和所述下展梁的端部的端纵梁，所述主框架还包括外端支架和第一斜支架，所述外端支架与所述上展梁相并行设置，所述第一斜支架的一端通过所述连接件连接于所述外端支架，且另一端通过所述连接件连接于所述上展梁，所述端纵梁、外端支架、第一斜支架及上展梁共同合围出所述第一安装口。

2.如权利要求1所述的飞行器测试平台的主框架，其特征在于，所述下展梁包括中部梁段、分设于所述中部梁段的相对两端的两斜伸梁段，所述斜伸梁段沿远离所述中部梁段的方向朝上倾斜延伸，所述纵向梁包括端纵梁，所述端纵梁连接所述上展梁的端部与所述斜伸梁段的端部，所述机翼区域成形于所述斜伸梁段与所述上展梁之间，所述机身区域成形于所述中部梁段与所述上展梁之间。

3.如权利要求2所述的飞行器测试平台的主框架，其特征在于，所述纵向梁还包括间隔设于所述机身区域的多个中部纵梁，所述上展梁、下展梁均设有两个且均沿航向方向间隔布设，位于同一侧的所述上展梁和所述下展梁之间通过两间隔的所述中部纵梁相连接，所述航向梁还包括相对的两中部下航梁，所述中部下航梁连接两所述下展梁的中部梁段，所述上展梁、下展梁、中部纵梁及中部下航梁共同限定出设备安装结构，所述设备安装结构用以供电子设备安装。

4.如权利要求3所述的飞行器测试平台的主框架，其特征在于，所述航向梁还包括设于所述设备安装结构的多个安装航梁，多个所述安装航梁沿纵向方向间隔布设，在纵向方向上相邻两所述安装航梁之间形成一安装位，所述安装位用以供所述电子设备安装。

5.如权利要求1所述的飞行器测试平台的主框架，其特征在于，所述机臂安装口还包括设于两所述第一安装口之间的至少两第二安装口，至少两所述第二安装口关于所述上展梁的中心对称分布；所述主框架还包括多个第二斜支架，所述连接件包括至少两加强连接件，每一所述第二安装口对应两个所述第二斜支架和一个所述加强连接件设置，所述加强连接件与所述上展梁相并行设置，所述加强连接件的相对两端分别通过一所述第二斜支架连接于所述上展梁，所述加强连接件、第二斜支架及上展梁共同合围出所述第二安装口。

6.如权利要求5所述的飞行器测试平台的主框架，其特征在于，所述纵向梁包括设于所述第一安装口和所述第二安装口之间的翼纵梁，所述斜支撑梁包括第一斜梁，所述第一斜梁的一端连接在所述下展梁和所述翼纵梁的连接处，另一端连接在所述加强连接件；和/或，所述斜支撑梁还包括第二斜梁，所述第二斜梁的一端连接在所述下展梁和所述翼纵梁的连接处，另一端连接在所述外端支架和所述第一斜支架的连接处。

7.如权利要求1至6任一项所述的飞行器测试平台的主框架，其特征在于，所述斜支撑梁设有多个，至少一所述斜支撑梁设于所述展向梁和所述航向梁所在平面，并连接于所述展向梁和所述航向梁的连接处；和/或，至少一所述斜支撑梁设于所述展向梁和所述纵向梁所在平面，并连接于所述展向梁和所述纵向梁的连接处；和/或，至少一所述斜支撑梁设于所述航向梁和所述纵向梁所在平面，并连接于所述航向梁和所述纵向梁的连接处。

8.如权利要求7所述的飞行器测试平台的主框架，其特征在于，多个所述斜支撑梁间隔布设于所述展向梁和所述航向梁所在平面，相邻两所述斜支撑梁相交设置且通过同一所述连接件安装于所述展向梁和所述航向梁；

和/或，多个所述斜支撑梁间隔布设于所述展向梁和所述纵向梁所在平面，相邻两所述斜支撑梁相交设置且通过同一所述连接件安装于所述展向梁和所述纵向梁；

和/或，多个所述斜支撑梁间隔布设于所述航向梁和所述纵向梁所在平面，相邻两所述斜支撑梁相交设置且通过同一所述连接件安装于所述航向梁和所述纵向梁的连接处。

9.如权利要求1至6任一项所述的飞行器测试平台的主框架，其特征在于，所述展向梁和/或所述航向梁和/或所述纵向梁和/或所述斜支撑梁配置为型材结构；

和/或，所述展向梁和/或所述航向梁和/或所述纵向梁和/或所述斜支撑梁通过紧固件安装在所述连接件；

和/或，所述连接件包括连接板和/或角件；

和/或，所述主框架还包括配重件，所述配重件能够与所述展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁中的至少一者拆卸连接。

10.一种主框架的设计方法，其特征在于，用于设计优化如权利要求1至9任一项所述的飞行器测试平台的主框架，所述主框架设计方法包括步骤：

构建主框架初始线框模型；其中，所述主框架初始线框模型包括主框架的展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁；

根据所述主框架初始线框模型构建主框架初级有限元仿真模型，并利用计算机进行力学性能分析；其中，在构建所述主框架初级有限元仿真模型时，将所述展向梁、航向梁、纵向梁及斜支撑梁之间的连接方式均模拟为共节点的连接方式；

若所述主框架初级有限元仿真模型的力学性能不符合要求，则优化迭代所述主框架初级有限元仿真模型，直至符合要求；

若所述主框架初级有限元仿真模型的力学性能符合要求，则利用计算机设计所述主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的连接件，并构建主框架次级有限元仿真模型，并对所述主框架次级有限元仿真模型进行力学性能分析；

若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能符合要求，则判定所述主框架次级有限元仿真模型合格；

若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能不符合要求，则就所述主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的连接件对所述主框架次级有限元仿真模型进行优化迭代，直至所述主框架次级有限元仿真模型合格。

11.如权利要求10所述的主框架的设计方法，其特征在于，所述根据所述主框架初始线框模型构建主框架初级有限元仿真模型，并利用计算机进行力学性能分析的步骤，包括：

根据所述主框架初始线框模型构建主框架的一维梁单元有限元模型，并利用计算机进行强度分析和/或模态仿真分析；

若所述一维梁单元有限元模型的强度和/或模态不符合要求，则优化迭代所述一维梁单元有限元模型，直至符合要求；

若所述一维梁单元有限元模型的强度和/或模态符合要求，根据所述一维梁单元有限元模型构建主框架的二维壳单元有限元模型；

对所述二维壳单元有限元模型进行强度分析和/或模态仿真分析；

若所述二维壳单元有限元模型的强度和/或模态不符合要求，则优化迭代所述一维梁单元有限元模型和/或所述二维壳单元有限元模型，直至符合要求；

若所述二维壳单元有限元模型的强度和/或模态符合要求，则输出合格的主框架初级有限元仿真模型。

12.如权利要求10所述的主框架的设计方法，其特征在于，在若所述主框架次级有限元仿真模型的力学性能符合要求，则判定所述主框架次级有限元仿真模型合格的步骤之后，所述主框架的设计方法还包括步骤：

获取合格的主框架次级有限元仿真模型所对应的主框架结构的模态信息；

将所述主框架结构的模态信息结合飞行控制动力学模型及控制律算法，利用计算机进行飞行器控制动力学仿真分析，以完成主框架与控制系统的耦合设计；

若所述飞行器控制动力学仿真分析未出现结构-控制耦合的结果，则判定所述主框架结构符合飞控要求；

若所述飞行器控制动力学仿真分析出现结构-控制耦合的结果，则利用计算机对所述合格的主框架次级有限元仿真模型进一步优化结构，并重复飞行器控制动力学仿真分析，直至主框架结构符合飞控要求。

13.一种飞行器测试平台，其特征在于，包括如权利要求1至9任一项所述的飞行器测试平台的主框架。