CN116119024A - 飞行器测试平台及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种飞行器测试平台及其设计方法，其中，飞行器测试平台应用于支持垂直起降飞行器地面停放及飞行两种状态下测试任务，包括主框架、螺旋桨模块和起落架，主框架的中部形成有设备安装结构，设备安装结构形成有多个沿纵向分布的第一安装位，每一第一安装位均能供一动力电池独立安装，主框架配置为桁架结构，包括相对设置的上展梁和下展梁，螺旋桨模块通过机臂安装于主框架，机臂安装于上展梁下方，起落架安装于主框架的下侧，且起落架和主框架之间设有张紧力可调的张紧机构。本发明方案旨在通过结构强度、结构‑控制耦合、应急设计、减震设计等多方面耦合设计，从而支持飞行器所有地面、飞行状态下测试任务。

Description

飞行器测试平台及其设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种飞行器测试平台及其设计方法。

背景技术

随着eVTOL(Electric Vertical Take off 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。在进行eVTOL飞行器的开发时，一般通过飞行器测试平台进行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。相关技术中，在设计飞行器测试平台时，需要考虑其结构-飞行控制耦合，避免飞行器测试平台受飞控过程影响而产生结构-控制耦合共振现象。

需要说明的是，本发明的背景技术中对相关技术的上述讨论并不是承认其是现有技术或本领域技术人员的公知常识的一部分。

发明内容

本发明的主要目的是提出一种飞行器测试平台，旨在避免飞行器测试平台的结构和控制律之间耦合，从而避免飞行器测试平台结构受飞控过程影响而产生共振现象。

为实现上述目的，本发明提出的飞行器测试平台应用于支持测试垂直起降飞行器，所述飞行器测试平台包括：

主框架，所述主框架的中部形成有设备安装结构，所述设备安装结构形成有多个沿纵向分布的第一安装位，每一所述第一安装位均能供一动力电池独立安装；

主框架配置为桁架结构，包括相对设置的上展梁和下展梁；

螺旋桨模块，通过机臂安装于所述主框架；所述机臂安装于上展梁下方，所述机臂的上侧面抵接于所述上展梁的下侧面；以及

起落架，安装于所述主框架的下侧，且所述起落架和所述主框架之间设有张紧力可调的张紧机构。

可选地，所述机臂上设置有系留结构，用以供系留绳索连接，以使所述飞行器测试平台能通过所述系留绳索系留于地面。

可选地，所述机臂还设有螺旋桨安装座，所述螺旋桨安装座与所述机臂和所述螺旋桨模块中的至少一者可拆卸连接。

可选地，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穿设，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，所述主框架还包括端纵梁、外端支架、第一斜支架和多个连接件，所述端纵梁连接于所述上展梁端部，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一个所述连接件连接于所述外端支架，且另一端通过另一个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，多个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，所述主框架在展向两端均设有第一防倾结构，所述第一防倾结构的下侧缘低于所述下展梁的端部的下侧缘。

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，所述起落架连接于所述中部梁段；

所述主框架还包括航向梁，所述斜伸梁段的上端连接有所述航向梁。

可选地，所述起落架包括两个滑橇以及连接两所述滑橇的第一缓冲梁和第二缓冲梁，所述第一缓冲梁和所述第二缓冲梁均朝上凸设，且所述第二缓冲梁的长度小于所述第一缓冲梁的长度。

可选地，所述第一缓冲梁包括分别连接两所述滑橇的两缓冲段，及连接两所述缓冲段的安装段，所述缓冲段呈弧形设置，所述缓冲段朝上凸设并呈弧形设置。

可选地，所述滑橇沿航向延伸，所述滑橇包括中部杆段、分设于所述中部杆段的相对两端的两防护杆段，所述防护杆段沿远离所述主框架的方向朝上倾斜延伸，以作为第二防倾结构。

本发明还提出一种飞行器测试平台的设计方法，所述飞行器测试平台的设计方法包括控制律耦合设计步骤，所述控制律耦合设计步骤包括：

获取飞行器测试平台的模态信息，并判断所述模态信息是否符合预设条件，以判断所述飞行器测试平台的结构和控制律是否耦合；其中，所述预设条件包括：所述模态信息中的固有频率和所述控制律的控制频率的差值符合预设差值；

若所述模态信息符合预设条件，则判定所述飞行器测试平台和控制律不耦合，所述飞行器测试平台符合要求；

若所述模态信息不符合预设条件，则判定所述飞行器测试平台和控制律耦合，并对所述飞行器测试平台和/或对所述控制律进行优化迭代，直至所述飞行器测试平台和控制律不耦合。

可选地，在所述控制律耦合设计步骤之前，所述飞行器测试平台的设计方法还包括主框架的设计步骤，所述主框架的设计步骤包括：

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、纵向梁和斜支撑梁；

根据所述主框架初始线框模型构建主框架初级仿真模型，并进行力学性能分析；其中，在构建所述主框架初级仿真模型时，将所述展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的连接方式均模拟为共节点的连接方式；

若所述主框架初级仿真模型的力学性能符合要求，则判定所述主框架初级仿真模型合格；

若否，则对所述主框架初级仿真模型进行迭代优化，直至其合格；

可选地，在所述控制律耦合设计步骤之前，所述飞行器测试平台的设计方法还包括起落架的设计步骤，所述起落架的设计步骤包括：

构建起落架初始线框模型；其中，所述起落架初始线框模型包括起落架的两滑橇以及连接于两滑橇之间的缓冲梁，所述缓冲梁包括朝上凸设的第一缓冲梁和第二缓冲梁；

根据所述起落架初始线框模型构建起落架初级仿真模型，并进行力学性能分析；其中，在构建所述起落架初级仿真模型时，将所述滑橇和所述缓冲梁之间的连接方式模拟为共节点的连接方式；

若所述起落架初级仿真模型的力学性能符合要求，则根据所述起落架初级仿真模型以及连接滑橇和缓冲梁的第一连接结构，构建起落架次级仿真模型，并对所述起落架次级仿真模型进行落震仿真分析以及静力学性能分析；

若否，则对所述起落架初级仿真模型进行优化迭代，直至其符合要求；

若所述起落架次级仿真模型的落震仿真分析结果及静力学性能均符合要求，则判定所述起落架次级仿真模型合格；

若否，则对所述起落架次级仿真模型进行优化迭代，直至其符合要求。

可选地，在进行所述主框架的设计步骤和所述起落架的设计步骤之后，所述飞行器测试平台的设计方法还包括主框架和起落架的连接设计步骤，所述主框架和起落架的连接设计步骤：

获取所述主框架的设计步骤得到的合格的所述主框架初级仿真模型和所述起落架的设计步骤得到的合格的所述起落架次级仿真模型；

通过共节点连接的方式模拟所述主框架初级仿真模型和所述起落架次级仿真模型之间的连接，构建测试平台初级仿真模型，并对所述测试平台初级仿真模型进行力学性能分析；

若所述测试平台初级仿真模型的力学性能符合要求，则根据所述测试平台初级仿真模型、所述主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑之间的第二连接结构以及连接主框架和起落架的第三连接结构，构建测试平台次级仿真模型，并对所述测试平台次级仿真模型进行力学性能分析；

若否，则调整所述主框架初级仿真模型和所述起落架次级仿真模型，直至所述测试平台初级仿真模型的力学性能符合要求；

若所述测试平台次级仿真模型的力学性能符合要求，则输出所述测试平台次级仿真模型；

若否，则对所述第二连接结构和/或所述第三连接结构进行优化迭代，直至其符合要求，直至所述测试平台次级仿真模型的力学性能符合要求。

在本发明技术方案中，主框架设置为桁架结构，能够方便地对其中的梁结构进行调整，以调整飞行器测试平台的固有频率；起落架和主框架之间通过张紧机构连接，通过对张紧机构的张紧力进行调节，能够改变起落架和主框架连接的松紧度，从而改变飞行器测试平台地面停放状态下的固有频率。由此，在本发明中，能够根据飞行器测试平台的控制律，灵活地对飞行器测试平台的相关结构进行调整，以避免飞行器测试平台的结构和控制律之间发生耦合，从而避免飞行器测试平台结构受飞控过程影响而产生共振现象。

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为本发明设备安装结构一实施例的结构示意图；

图5为本发明设备安装结构一实施例的局部结构示意图；

图6为本发明设备安装结构安装有电子设备时一实施例的结构示意图；

图7为图6中A处的局部放大图；

图8为本发明飞行器测试平台的机臂一实施例的装配结构示意图；

图9为图8中的机臂的爆炸结构示意图；

图10为图8中的机臂装配于飞行器测试平台的示意图；

图11为图8中的机臂与螺旋桨模块相装配的示意图；

图12为本发明飞行器测试平台的第一防倾结构一实施例的结构示意图；

图13为本发明行器测试平台的起落架一实施例的结构示意图；

图14为图13中的起落架的正视图；

图15为图13中的第一抱箍的结构示意图；

图16为图15中的第一抱箍的爆炸图；

图17为图13中的第二抱箍的结构示意图；

图18为图17中的第二抱箍的爆炸图；

图19为本发明飞行器测试平台的起落架另一实施例的结构示意图；

图20为图19中的连接座一实施例的结构示意图；

图21为本发明飞行器测试平台的起落架又一实施例的结构示意图；

图22为图21中B处的放大图；

图23为本发明飞行器测试平台的张紧结构一实施例的连接示意图；

图24为图23中的张紧结构的局部结构示意图；

图25为本发明飞行器测试平台的设计方法中，主框架的设计步骤的流程示意图；

图26为本发明飞行器测试平台的设计方法中，起落架的设计步骤的流程示意图；

图27为本发明飞行器测试平台的设计方法中，主框架和起落架的连接设计步骤及控制律耦合设计步骤的流程示意图。

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。

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，若全文中出现的“和/或”的含义为，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。

本发明提出一种飞行器测试平台，该飞行器测试平台用于支持测试垂直起降飞行器，并具有载人功能。

在本发明一实施例中，如图1至图3所示，该飞行器测试平台包括：

主框架11，主框架11配置为桁架结构，包括相对设置的上展梁111a和下展梁111b；

动力机构40，包括螺旋桨模块42和机臂41，螺旋桨模块42通过机臂41安装于主框架11；机臂41安装于上展梁111a下方，机臂41的上侧面抵接于上展梁111a的下侧面；以及

起落架30，安装于主框架11的下侧，且起落架30和主框架11之间设有张紧力可调的张紧机构50。

可以理解，飞行器测试平台具有图2和图3中所示的展向、航向和纵向，这三个方向两两垂直，后文中关于这三个方向的描述均以此为参照，其中，航向也即为航行方向，展向也即为翼展方向，展向和航向二者均为水平方向，纵向为竖直方向。

在本发明技术方案中，主框架11设置为桁架结构，能够方便地对其中的梁结构进行调整，以调整飞行器测试平台的固有频率；起落架30和主框架11之间通过张紧机构50连接，通过对张紧机构50的张紧力进行调节，能够改变起落架30和主框架11连接的松紧度，从而改变飞行器测试平台地面停放状态下的固有频率。由此，在本发明中，能够根据飞行器测试平台的控制律，灵活地对飞行器测试平台的相关结构进行调整，以避免飞行器测试平台的结构和控制律之间发生耦合，从而避免飞行器测试平台结构受飞控过程影响而产生共振现象。

在一实施例中，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，通过设置斜支撑梁114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，则会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。

其中，起落架30连接于中部梁段111c，斜伸梁段111d的上端与起落架30的下侧缘之间的纵向距离为140厘米至160厘米，斜伸梁段111d的上端连接有航向梁112。如此，在飞行器测试平台停放在地面时，斜伸梁段111d的上端所连接的航向梁112能够位于一般成年男性胸口处，使得主框架11的端部的离地高度便于操作人员施力、抓握，操作人员可以根据身高选择抓握下展梁111b的端部所连接的航向梁112、上展梁111a的端部所连接的航向梁112、端纵梁113a、或者下展梁111b的斜伸梁段111d。也即，主框架11的端部能够便于大部分人群的抓握，而能便于操作人员对飞行器试验平台进行转运。

请参照图1、图4至图6，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。

在一实施例中，如图1和图6所示，主框架的中部形成有设备安装结构12，设备安装结构12形成有多个沿纵向分布的第一安装位12a，每一第一安装位12a均能供一电子设备独立安装。可以理解，设备安装结构12的高度方向也即为纵向，设备安装结构12上安装的电子设备包括动力电池、导航设备、电控设备等，电子设备可以是可拆卸地连接于设备安装结构12，但对于飞行器测试平台必备的电子设备，不需要对其更换的，也可以将相应的电子设备通过焊接等方式固接在设备安装结构12。在设备安装结构12的高度方向上分布的多个第一安装位12a能分别供多个电子设备独立安装，使得多个电子设备的拆装互不干扰。第一安装位12a具有插拔口，在拆装电子设备时，将电子设备对应地自插拔口插入或拔出第一安装位12a即可，并且，设备安装结构设有沿水平方向开设的插拔口，插拔电子设备时，在水平方向上对电子设备进行推拉即可，操作起来十分便利。此外，设备安装结构12还能够根据需要灵活地调整安装的电子设备种类或数量。例如，可以按照飞行器测试平台需要的动力量级，将对应数目的动力电池一一插入不同的第一安装位12a，在需要调整飞行器测试平台搭载的动力源时，也仅需要对部分动力电池做调整。相关技术中，一般将动力电池模组化，通过吊装的方式安装在飞行器测试平台上，导致动力电池模组拆装困难，调整起来很不方便。与此相比，本实施例的技术方案能够大大提升电子设备的拆装便利性，以便于在飞行器测试平台灵活配置所需的电子设备，降低人力和物力成本。

具体而言，如图4至图6所示，如图4所示，航向梁112还包括两相间隔设置的中部上航梁112a以及两相间隔设置的中部下航梁112b，上展梁111a和下展梁111b的中间梁段111c通过中部纵梁113b连接，中部上航梁112a连接于两上展梁111a，中部下航梁112b连接两下展梁111b的中部梁段111c，第一安装位12a位于上展梁111a、下展梁111b、中部纵梁113b、中部上航梁112a和中部下航梁112b围合形成的空间内。如此，设备安装结构12能够和飞行器测试平台的主框架11一体化，也即作为主框架11的一部分，传力直接，避免增加额外安装结构，有利于减轻主框架11的重量，提高抗坠撞性，并且，设备安装结构12位于主框架11的中央区域，使得飞行器测试平台受力平稳，有利于保障电子设备的安装稳定性。

进一步地，在本实施例中，如图4所示，设备安装结构12设置有多个沿纵向分布的安装航梁124，安装航梁124沿飞行器测试平台的航向延伸，多个第一安装位12a通过多个安装航梁124构造形成。其中，可以是相邻的安装航梁124之间的间隙形成第一安装位12a，也可以是安装航梁124上即形成有第一安装位12a。在插拔电子设备时，只有安装航梁124与电子设备的侧部发生摩擦，阻力小，有利于提升拆装电子设备的操作便利性。进一步地，可以在电子设备的边侧设置角件，以使电子设备能通过角件与安装航梁124螺接，以保障电子设备的安装稳定性。当然，在其他实施例中，也可以是，通过在纵向上间隔分布的多个孔板构造多个第一安装位12a。

进一步地，在本实施例中，设备安装结构12具有在飞行器测试平台的展向上相对的两展向侧，如图4和图5所示，设备安装结构12包括在纵向上间隔分布的上板件121和下板件122，上板件121和下板件122在两展向侧均通过支撑纵梁123连接，安装航梁124设置于上板件121和下板件122之间，并连接于支撑纵梁123。本实施例中，上板件121、下板件122及支撑纵梁123共同构造出一个框架，该框架能够给安装航梁124提供稳定的支撑，由此能供电子设备稳定安装。并且，两侧的安装航梁124之间的空间开敞，能够便于电子设备散热。其中，可以在两展向侧各设置一组安装航梁124，也可以只在一侧设置一组安装航梁；当设置有两组安装航梁时，可以是两组安装航梁124相互配合，形成一组在第一安装位12a，也可以是两组安装航梁124分别独立地形成两组在纵向上分布的第一安装位12a；电子设备可以安装于两组安装航梁124之间，也可以安装于两组安装航梁124的相背侧。特别地，支撑纵梁123可以复用中部纵梁113b，也即，中部纵梁113b即为支撑纵梁123。当然，在其他实施例中，也可以是，不采用板件，仅通过主框架11自身的梁结构来构造设备安装结构12的基础框架。

进一步地，在本实施例中，如图6和图7所示，安装航梁124包括弯折连接的第一安装部1241和第二安装部1242，第一安装部1241朝上板件121或下板件122弯折，用以连接于支撑纵梁123，第二安装部1242朝相对的展向侧弯折，用以供电子设备安装。在本实施例的安装航梁124的结构中，第一安装部1241能够方便地与支撑纵梁123连接，第二安装部1242也能对电子设备起到很好的限位作用。其中，第一安装部1241可以通过焊接、螺接、铆接等方式连接于支撑纵梁123，第二安装部1242可以供电子设备通过角件螺接。当然，在其他实施例中，也可以是，安装航梁124设置为直板结构或空心管结构。

进一步地，在本实施例中，如图5所示，支撑纵梁123中，具有两个支撑边纵梁123a，在航向上位于同一侧的两支撑边纵梁123a通过加强斜支撑126连接，加强斜支撑126与支撑边纵梁123a可拆卸地连接。可以理解，当插拔口位于航向上时，加强斜支撑126将安装在插拔口，在需要拆装电子设备时，先将加强斜支撑126拆下，即不会阻碍电子设备自插拔口进出第一安装位12a。在电子设备在第一安装位12a安装完成后，再将加强斜支撑126安装在两支撑边纵梁123a上，能提升设备安装结构12的结构稳定性，有利于保障电子设备在第一安装位12a的安装稳定性。

进一步地，在本实施例中，如图1所示，上板件121设置有紧固结构，以在上侧形成有第二安装位12b，第二安装位12b用以供电子设备紧固安装。其中紧固结构可以是在上板件121上开设的过孔，用以供紧固件穿设，也可以是，在上板件121的上侧焊接紧固件，均能将电子设备紧固安装与上板件121上侧的第二安装位12b。其中，紧固件可以是螺栓、螺钉或铆钉等。如此，电子设备能够更灵活地安装在设备安装结构12，便于对飞行器测试平台的载荷分布做调整。

进一步地，在本实施例中，如图4和图5所示，上板件121和下板件122均设置有多个加强梁125，多个加强梁125沿飞行器测试平台的航向分布，且均沿飞行器测试平台的展向延伸。其中，加强梁125可以和支撑纵梁123错开分布，能提升上板件121和下板件122在航向上的应力分布的均匀程度，加强梁125的设置能够提升上板件121和下板件122的结构强度，从而进一步提升设备安装结构12的结构稳定性。

进一步地，在本实施例中，请一并参照图1、图4和图5，中部下航梁112b的两端均设有较下板件122的边侧外凸的延伸段112c，在航向上位于同一侧的两延伸段112c上设置有附加板件127，附加板件127在两展向侧各通过一附加斜支撑128连接于对应侧的支撑纵梁123，以在附加板件127上构造形成位于两附加斜支撑128之间的第三安装位12c，第三安装位12c用于供电子设备安装。第三安装位12c的设置，拓宽了设备安装结构12用于安装电子设备的区域。可以理解，一根中部下航梁112b的两延伸段112c分设于两下展梁111b的相背侧，通过延伸段112c对附加板件127支撑，再通过附加斜支撑128对附加板件127进行牵拉，能够提升第三安装位12c的抗弯性能，以保障电子设备能在第三安装位12c稳定安装。并且，两第三安装位12c对称分布在主框架11的航向两侧，使得飞行器测试平台受力平稳，有利于保障电子设备的安装稳定性。

在一实施例中，如图8至图11所示，机臂41包括两根支撑管410，支撑管410由于具有减重的管道，使得机臂41较轻。两支撑管410用以相并行地安装在飞行器测试平台的主框架11，以共同连接飞行器测试平台的螺旋桨模块42。在飞行器测试平台测试的过程中，螺旋桨模块42产生较大的升力，从而给予机臂41朝上的拉力，该拉力由两根支撑管410分担，每一支撑管410所需承受的拉力较小，支撑管410不易拉弯，从而使得机臂41的抗弯性能较强。

在一实施例中，两支撑管410相间隔地设置，以在两支撑管410之间限制出过风通道411，过风通道411用以供飞行器测试平台的用电器件设置。如此，螺旋桨模块42运行时，螺旋桨模块42的桨叶高速旋转产生的气流会流经过风通道411，气流会带走用电器件的热量，对用电器件进行散热。用电器件可但不限于包括控制器，用电器件可但不限于与支撑管410连接。然本设计不限于此，于其他实施例中，两支撑管410相抵接。

当螺旋桨模块42倾斜地设于机臂41时，在飞行器测试平台的测试过程中，倾斜的螺旋桨模块42会产生较大的倾斜升力，从而给予机臂41垂向和横向的拉力，还会给予机臂41扭矩，为提高机臂41垂向和横向的抗弯性能、及机臂41的抗扭转性能，为此，在一实施例中，机臂41还包括连接两支撑管410的第一连接板413，第一连接板413设于两支撑管410的上侧面，如此，两支撑管410和第一连接板413连接成一个整体，有利于提高机臂41的垂向和横向的抗弯性能、及机臂41的抗扭转性能，还有利于提高机臂41的强度和刚度，提高机臂41的结构稳定性。

当螺旋桨模块42倾斜地设于机臂41时，在飞行器测试平台的测试过程中，倾斜的螺旋桨模块42会产生较大的倾斜升力，从而给予机臂41垂向和横向的拉力，还会给予机臂41扭矩，为提高机臂41垂向和横向的抗弯性能、及机臂41的抗扭转性能，为此，在一实施例中，机臂41还包括连接两支撑管410的第二连接板414，第二连接板414设于两支撑管410的下侧面。如此，两支撑管410和第二连接板414连接成一个整体，有利于提高机臂41的垂向和横向的抗弯性能、及机臂41的抗扭转性能，还有利于提高机臂41的强度和刚度，提高机臂41的结构稳定性。

需要指出的是本申请的垂向指的是飞行器测试平台的升降方向，横向指的是与飞行器测试平台的升降方向及航向均垂直的方向。

在一实施例中，机臂41还包括连接两支撑管410的第一连接板413，第一连接板413设于两支撑管410的上侧面，机臂41还包括连接两支撑管410的第二连接板414，第二连接板414设于两支撑管410的下侧面，如此，如此，两支撑管410、两第一连接板413、及第二连接板414连接成一个整体，在第一连接板413和第二连接板414的共同作用下，有利于进一步提高机臂41的垂向和横向的抗弯性能、及机臂41的抗扭转性能，还有利于进一步提高机臂41的强度和刚度，提高机臂41的结构稳定性。

在一实施例中，如图8和图9所示，第一连接板413设有多个，多个第一连接板413沿支撑管410的长度方向间隔设置。如此，第一连接板413的长度可以较短，便于制得或购得第一连接板413。此外，相邻的第一连接板413间隔出与过风通道411连通的第一过风口，有利于增大过风通道411内的气流的流量，提高对用电器件的散热效果。然本设计不限于此，于其他实施例中，第一连接板413设有一个，第一连接板413自支撑管410的一端延伸至支撑管410的另一端。

在一实施例中，第二连接板414设有多个，多个第二连接板414沿支撑管410的长度方向间隔设置。如此，第二连接板414的长度可以较短，便于制得或购得第二连接板414。此外，相邻的第二连接板414间隔出与过风通道411连通的第二过风口，有利于增大过风通道411内的气流的流量，提高对用电器件的散热效果。然本设计不限于此，于其他实施例中，第二连接板414设有一个，第二连接板414自支撑管410的一端延伸至支撑管410的另一端。

在一实施例中，第一连接板413的材质为碳纤维，如此，使得第一连接板413较轻，且有利于提高机臂41抗弯及抗屈曲性能。当然，在其他实施例中，第一连接板413的材质为钢材。

在一实施例中，第二连接板414的材质为碳纤维。如此，使得第二连接板414较轻，且有利于提高机臂41抗弯及抗屈曲性能。当然，在其他实施例中，第二连接板414的材质为钢材。

在一实施例中，机臂41还包括设于过风通道411的流速测试装置，流速测试装置用以测试螺旋桨模块42的流速。具体而言，如此，螺旋桨模块42运行时，螺旋桨模块42的桨叶高速旋转产生的气流会流经过风通道411，使得位于过风通道411的流速测试装置测得螺旋桨模块42的流速，测得的流速可以用于实验验证，实用性好。

在一实施例中，机臂41还包括多种螺旋桨安装座415，不同种的螺旋桨安装座415的规格不同，不同种的螺旋桨安装座415用以与不同规格的螺旋桨模块42可拆卸连接，择一种螺旋桨安装座415可拆卸连接于两支撑管410。如此，机臂41可以通过更换不同种的螺旋桨安装座415来适应不同规格的螺旋桨模块42，有利于实现更大范围的真机模拟。进一步地，在一实施例中，螺旋桨模块42包括与螺旋桨安装座415的螺旋桨电机、及与螺旋桨电机驱动连接的桨叶，不同规格的螺旋桨模块42的螺旋桨电机具有不同规格，如此，机臂41可以通过更换不同种的螺旋桨安装座415来适应不同规格的螺旋桨电机。

在一实施例中，机臂41还包括多种螺旋桨安装座415，螺旋桨安装座415设有供螺旋桨模块42可拆卸连接的安装面，不同种的螺旋桨安装座415的安装面与支撑管410所呈的角度不同，择一螺旋桨安装座415可拆卸连接于两支撑管410。如此，机臂41可以更换不同种的螺旋桨安装座415使得安装面与支撑管410所呈的角度不同，从而获得所需的螺旋桨模块42与支撑管410的所呈的角度。进一步地，在一实施例中，螺旋桨模块42包括与螺旋桨安装座415的螺旋桨电机、及与螺旋桨电机驱动连接的桨叶，如此，机臂41可以更换不同种的螺旋桨安装座415来获得对应的螺旋桨电机的安装角度。

在一实施例中，如图10和图11所示，螺旋桨安装座415跨接于两支撑管410，如此，螺旋桨安装座415与支撑管410的连接面积较多，有利于螺旋桨安装座415与支撑管410连接稳定，具体而言，在一实施例中，螺旋桨安装座415与两支撑管410的上表面连接，螺旋桨安装座415还连接一支撑管410背离另一支撑管410的侧面、及另一支撑管410背离另一支撑管410的侧面。

在一实施例中，如图8和图9所示，支撑管410设有减重孔412，如此，支撑管410较轻，有利于机臂41轻量化。

在一实施例中，如图8至图11所示，机臂41还包括设于支撑管410的系留结构416，系留结构416用以供飞行器测试平台的系留物连接，系留结构416通过系留物系留于地面，如此可使得飞行器测试平台具备飞行系留测试及地面系留测试两种功能，提高飞行器测试平台的试验安全性。具体而言，地面测试期间，通过系留物将飞机系留于地面，保证试验期间飞机不离开地面。飞行测试期间，通过调整系留物的长度调节框架试验飞机最大可达到的高度。需要指出的是，系留物可但不限于为绳索。

在一实施例中，系留结构416连接两支撑管410，如此，两支撑管410和系留结构416连接成一个整体，有利于提高机臂41的垂向和横向的抗弯性能、及机臂41的抗扭转性能，还有利于提高机臂41的强度和刚度，提高机臂41的结构稳定性。当然，在其他实施例中，系留结构416也可以通过第二连接板414间接地与支撑管410连接，或者系留结构416仅与一支撑管410直接连接。

在一实施例中，系留结构416设于螺旋桨安装座415的下方，且系留结构416与螺旋桨安装座415相对设置，如此，机臂41应用于飞行器测试平台时，系留结构416位于螺旋桨模块42的正下方，如此，系留结构416和螺旋桨模块42的传力路径较短，受力可靠，可有效提高飞行器测试平台的试飞安全性。

在一实施例中，系留结构416与支撑管410铆接。然本设计不限于此，在其他实施例中，系留结构416与支撑管410螺钉锁附。

在一实施例中，支撑管410配置为型材。型材在市面上容易获得，有利于提高生产机臂41的效率。

在一实施例中，支撑管410的断面的外周缘呈矩形设置，如此，支撑管410的外周面具有四个较为平整的表面，支撑管410的上表面用以与飞行器测试平台的主框架11的一平面连接，如此，支撑管410与主框架11之间的间隙较小，有利于机臂41与主框架11紧密连接，机臂41与主框架11传力效果好。然本设计不限于此，在其他实施例中，支撑管410的断面的外周缘呈圆形设置。

在一实施例中，如图3所示，上展梁111a的下侧形成有机臂安装口11a，机臂安装口11a用以供机臂穿设，且机臂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，如图3所示，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，如图3所示，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。

在一实施例中，如图1所示，两机翼区域10c的相背侧均设有第一防倾结构21，第一防倾结构21的下侧缘低于下展梁111b的端部的下侧缘。本实施例中，通过第一防倾结构21作为飞行器测试平台在展向上的防倾覆结构，能够提升飞行器测试平台在展向上的防倾覆能力，从而降低倾覆的风险，以保护主框架11不受倾覆影响而损坏，进而提升飞行器测试平台的安全性。

在一实施例中，飞行器测试平台还包括至少两第二防倾结构，至少一第二防倾结构设于起落架30或主框架11在航向方向上的一端，至少一第二防倾结构设于起落架30或主框架11在航向方向上的另一端。具体而言，在第二防倾结构设有两个的实施例中，可以是两第二防倾结构分设于起落架30在航向方向上的相对两端，也可以是两第二防倾结构分设于主框架11在航向方向上的相对两端，还可以是一第二防倾结构设于主框架11的一端，另一第二防倾结构设于起落架30的另一端。如此，通过第一防倾结构21和第二防倾结构分别作为飞行器测试平台在展向和航向上的防倾覆结构，能够提升飞行器测试平台在展向和航向上的防倾覆能力，从而降低总体的倾覆的风险，以保护主框架11不受倾覆影响而损坏，进而提升飞行器测试平台的安全性。当然，在其他实施例中，还可以不设置第二防倾结构，或者是只在航向方向上的一端设有第二防倾结构，例如在飞行器本体的前侧设有第二防倾结构。

当飞行器测试平台停放在地面，若飞行器测试平台受到意外的外力作用，例如受强力气流的冲击时，飞行器测试平台会产生倾覆趋势。或者是，当飞行器测试平台在起降过程中未能保持主框架11的正常姿态时，飞行器测试平台也会产生倾覆趋势。

当飞行器测试平台在展向上产生倾覆趋势时，第一防倾结构21的下侧缘会先于主框架11抵接在地面上，从而保护主框架11不受损伤，并在地面的反作用力下使飞行器测试平台产生回正的趋势。同理，当飞行器测试平台在航向上产生倾覆趋势时，第二防倾结构也能保护主框架11不受损伤，并在地面的反作用力下使飞行器测试平台产生回正的趋势。如此，第一防倾结构21和第二防倾结构共同起到了防倾覆及保护作用，以使飞行器能恢复至正常姿态。

请参照图12，在一实施例中，第一防倾结构21通过紧固件可拆卸连接于主框架11，紧固件包括捆绑件23和/或螺栓。如此，能方便第一防倾结构21的安装和拆卸，以便在其损坏后及时更换。具体可选地，捆绑件23可以是金属丝、尼龙绳或扎带等。当然，在其他实施例中，第一防倾结构21通还可以通过铆钉等紧固件安装到主框架11上，或者是直接焊接固定在主框架11上。

在一实施例中，第一防倾结构21还包括分设于弧形杆段211的相对两端的两安装杆段212，两安装杆段212分别设于主框架11在航向方向上的相对两侧。如此，能够提升第一防倾结构21的安装可靠性。当然，在其他实施例中，还可以只设置一安装杆段。

在一实施例中，主框架11在端部设有支撑板115，支撑板115的底面抵接于安装杆段212的上端面。第一防倾结构21受到的地面冲击力能够经由与支撑板115的抵接面传递至支撑板115，进而传递至主框架11，如此，能够增加第一防倾结构21和主框架11之间的传力路径，有利于冲击力在第一防倾结构21和主框架11上的分散与传递，并能通过支撑板115向第一防倾结构21提供良好的支撑作用。具体可选地，支撑板115可以是通过螺接、铆接或焊接安装在主框架11上的支架，也可以是与主框架11一体成型设置。当然，在其他实施例中，还可以不设置支撑板115。

在一实施例中，如图13和图14所示，起落架30包括滑橇31、第一缓冲梁321、及第二缓冲梁322。滑橇31设有两个，两滑橇31相并行设置。第一缓冲梁321连接两滑橇31，第一缓冲梁321朝上凸设，如此，在飞行器测试平台降落的过程中，当两滑橇31朝相远离的方向滑移于地面时，第一缓冲梁321发生形变吸能，第一缓冲梁321具有被两滑橇31拉直的趋势。第二缓冲梁322，连接两滑橇31，第二缓冲梁322朝上凸设，如此，在飞行器测试平台降落的过程中，当两滑橇31朝相远离的方向滑移于地面时，两滑橇31朝相远离的方向移动过程中，第二缓冲梁322发生形变吸能，第二缓冲梁322具有被两滑橇31拉直的趋势。第二缓冲梁322的长度小于第一缓冲梁321的长度，第一缓冲梁321的结构和第二缓冲梁322的结构不同，使得两缓冲梁的形变程度不同，也即第一缓冲梁321呈现出一级吸能，第二缓冲梁322呈现出另一级吸能，第一缓冲梁321和第二缓冲梁322配合下为起落架30提供两级吸能，如此，提高了起落架30的带俯仰角着陆时的缓冲性能，从而保证装有该起落架30的飞行器测试平台的使用安全性。

值得一提的是，当第二缓冲梁322被两滑橇31拉直时，第二缓冲梁322甚至可以被两滑橇31拉断来吸收能量，使得起落架30的缓冲性能较好。

在一实施例中，第二缓冲梁322呈弧形设置，如此，使得第二缓冲梁322整体应力分布更为均匀，有利于提高第二缓冲性的吸能效果，从而提高起落架30的缓冲性能。然本设计不限于此，于其他实施例中，第二缓冲梁322包括连接一滑橇31的第一连接段、及连接另一滑橇31的第二连接段，第一连接段与第二连接段呈角度连接。

在一实施例中，第一缓冲梁321包括分别连接两滑橇31的两缓冲段333，及连接两缓冲段333的安装段334，缓冲段333呈弧形设置，缓冲段333朝上凸设并呈弧形设置。如此，有利于提高第一缓冲梁321的吸能效果，从而提高起落架30的缓冲性能。然本设计不限于此，于其他实施例中，缓冲段333呈直线段设置。

在一实施例中，缓冲段333呈椭圆弧设置，如此，缓冲段333能够在一滑橇31到另一滑橇31的方向上产生较大的位移量，有利于提高第一缓冲梁321的吸能效果，从而提高起落架30的缓冲性能，并且能够有效降低缓冲段333的应力水平。然本设计不限于此，于其他实施例中，缓冲段333呈圆弧设置。

一并参照图7，在一实施例中，安装段334设有连接座340，连接座340用以供飞行器测试平台的主框架11连接。连接座340可但不限于通过螺钉与主框架11锁附在一起。值得一提的是，在一实施例中，安装段334高于第二缓冲梁322，如此，可以避免第二缓冲梁322与主框架11干涉。当然，在其他实施例中，安装段334也可以低于第二缓冲梁322，只要避免第二缓冲梁322与飞行器测试平台的主框架11相干涉即可。

在一实施例中，如图19和图20所示，连接座340包括连接于安装段334的基座341以及凸设于基座341上侧的四个限位部342，四个限位部342呈方形阵列，且两两之间具有间隔，展向梁111和航向梁112的连接处适配安装于连接座340。具体而言，下展梁111b和航向梁112的连接处呈十字交叉状，适配安装在四个限位部342之间，由于下展梁111b和航向梁112的连接处设置有斜支撑梁114和连接件116，结构强度、抗弯性能有所保障，连接座340安装在该处，能够保障起落架30和主框架11的连接稳定性。

在一实施例中，第一缓冲梁321设有多个，第二缓冲梁322设有多个，可以理解，第一缓冲梁321和第二缓冲梁322的数量越多，则起落架30的缓冲性能越好。此外，第一缓冲梁321、第二缓冲梁322及滑橇31均呈管状，如此，起落架30的重量可以较小。

在一实施例中，一第二缓冲梁322对应地与一第一缓冲梁321靠近设置，如此，在飞行器测试平台降落的过程中，当两滑橇31滑移于地面时，由滑橇31到主框架11的传力路径较短，有利于提高装有该起落架30的飞行器测试平台的稳定性和可靠性。以第一缓冲梁321设有两根、及第二缓冲梁322设有两根为例，两第二缓冲梁322设于两第一缓冲梁321之间，一第二缓冲梁322对应地与一第一缓冲梁321之间的距离小于两第一缓冲梁321之间的距离的二分之一。当然，在其他实施例中，两第一缓冲梁321设于两第二缓冲梁322之间，一第二缓冲梁322对应地与一第一缓冲梁321之间的距离小于两第一缓冲梁321之间的距离的二分之一。

在一实施例中，第一缓冲梁321与滑橇31可拆卸连接，如此，当第一缓冲梁321损坏时，更换第一缓冲梁321即可，无需更换整个起落架30，有利于节省维修成本。当然，在其他实施例中，第一缓冲梁321与滑橇31不可拆卸连接，例如第一缓冲梁321与滑橇31焊接。

在一实施例中，第二缓冲梁322与滑橇31可拆卸连接，如此，当第二缓冲梁322损坏时，更换第二缓冲梁322即可，无需更换整个起落架30，有利于节省维修成本。当然，在其他实施例中，第二缓冲梁322与滑橇31不可拆卸连接，例如第二缓冲梁322与滑橇31焊接。

在一实施例中，两滑橇31分别通过一第一抱箍350与第一缓冲梁321连接，两滑橇31分别通过一第二抱箍360与第二缓冲梁322连接，如此，有利于简化第一缓冲梁321、第二缓冲梁322及滑橇31的结构，降低第一缓冲梁321、第二缓冲梁322及滑橇31的制造难度。当然，在其他实施例中，第一缓冲梁321设有第一扣部与滑橇31扣接，第二缓冲梁322设有第二扣部与滑橇31扣接。

一并参照图15和图16，在一实施例中，第一抱箍350包括第一箍体351、第二箍体352、及第三箍体353，第一箍体351和第二箍体352限制出供第一缓冲梁321穿设的第一通道354，第一箍体351和第二箍体352配合以抱紧第一缓冲梁321，第一箍体351、第二箍体352、及第三箍体353限制出供滑橇31穿设的第二通道355，第一箍体351和第三箍体353配合以抱紧滑橇31，第二箍体352和第三箍体353配合以抱紧滑橇31。如此，便于第一缓冲梁321通过第一抱箍350快速拆装于滑橇31。进一步地，在一实施例中，第一箍体351、第二箍体352、及第三箍体353相互通过螺钉锁附在一起，需要指出的是，螺钉可用于调节第一箍体351和第二箍体352配合抱紧第一缓冲梁321的力、第一箍体351和第三箍体353饱和抱紧滑橇31的力、及第二箍体352和第三箍体353配合抱紧滑橇31的力。

一并参照图17和图18，在一实施例中，第二抱箍360包括第四箍体361和第五箍体362，第四箍体361和第五箍体362限制出供第二缓冲梁322穿设的第三通道363、及供滑橇31穿设的第四通道364，第四箍体361和第五箍体362配合以抱紧第二缓冲梁322和滑橇31。如此，便于第一缓冲梁321通过第一抱箍350快速拆装于滑橇31。如此，便于第二缓冲梁322通过第二抱箍360快速拆装于滑橇31。进一步地，在一实施例中，第四箍体361和第五箍体362通过螺钉锁附在一起，需要指出的是，螺钉可用于调节第四箍体361和第五箍体362配合抱紧第二缓冲梁322、及滑橇31的力。

在一实施例中，如图13所示，滑橇31包括两个防护杆段312、及设于两防护杆段312之间的中部杆段311。防护杆段312远离中部杆段311的一端朝上弯曲设置，以提高滑橇31带俯仰角着陆时的缓冲性能，保证飞行器测试平台俯仰缓冲着落。中部杆段311呈直线状，以使得第一抱箍350可通过第一箍体351、第二箍体352、及第三箍体353可选择地抱紧中部杆段311的任一位置、及第二抱箍360可通过第四箍体361、及第五箍体362可选择地抱紧中部杆段311的任一位置。如此，可通过第一抱箍350相对中部杆段311的位置来改变第一缓冲梁321相对中部杆段311的相对位置，此外，还可通过改变第二抱箍360相对中部杆段311的位置来改变第二缓冲梁322相对中部杆段311的位置，如此，起落架30的适应性较高，有利于适配不同尺寸、不同重量级的飞行器测试平台。特别地，防护杆段312还可作为第二防倾结构，如此，当飞行器测试平台产生航向上的倾覆趋势时，朝上翘起的防护杆段312能够抵接在地面上，从而保护主框架11不受损伤，并在地面的反作用力下使飞行器测试平台产生回正的趋势，结构简单，从而降低飞行器测试平台的制造成本及重量。

飞行器测试平台在测试的过程中，若起落架30测试所得的数据不够好，则需要对起落架30的结构进行优化，为此，在一实施例中，第一缓冲梁321设有多种，不同种的第一缓冲梁321的尺寸和/或材质不同，择一种第一缓冲梁321与滑橇31可拆卸连接。如此，可以通过更换不同种的第一缓冲的方式来改变起落架30在飞行器测试平台在测试过程中的表现，以使得起落架30测试所得的数据足够好。具体而言，第二缓冲梁322的尺寸可但不限于包括第二缓冲梁322的外径、及朝上凸设的弧度。

飞行器测试平台在测试的过程中，若起落架30测试所得的数据不够好，则需要对起落架30的结构进行优化，为此，在一实施例中，第二缓冲梁322设有多种，不同种的第二缓冲梁322的尺寸和/或材质不同，择一种第二缓冲梁322与滑橇31可拆卸连接。如此，可以通过更换不同种的第二缓冲的方式来改变起落架30在飞行器测试平台在测试过程中的表现，以使得起落架30测试所得的数据足够好。具体而言，第二缓冲梁322的尺寸可但不限于包括第二缓冲梁322的外径、及朝上凸设的弧度。

在一实施例中，第一缓冲梁321和/或第二缓冲梁322和/或第一抱箍350和/或第二抱箍360的材质为铝合金材质，铝合金密度较钢、钛等材料更低，使结构更加轻量化。同时，其弹性模量较钢、钛等材料也更低，便于加工。具体而言，在一实施例中，第一缓冲梁321和/或第二缓冲梁322和/或第一抱箍350和/或第二抱箍360的材质为7075系铝合金材质。然本设计不限于此，于其他实施例中第一缓冲梁321和/或第二缓冲梁322和/或第一抱箍350和/或第二抱箍360的材质还可以为钢材。

将飞行器测试平台自一个地方搬运至另一个地方较为耗费体力，为此，在一实施例中，一并参照图21和图22，起落架30还包括多个与滑橇30可拆卸连接的转运机构370，转运机构370包括转运轮371，一滑橇31至少设有一转运机构370，另一滑橇30至少设有两转运机构370。如此，两个滑橇30总共至少由三个转运轮371支撑，使得起落架30可以稳定地滑移于地面，如此，通过转运轮371来改变飞行器测试平台的位置，较为节省体力，当需要对飞行器测试平台进行测试时，将转运机构370从滑橇30上拆卸，如此，可避免转运机构370对飞行器测试平台的模态的产生影响。

在一实施例中，转运机构370还包括与转运轮371传动连接的起降驱动件372，起降驱动件372用以驱使转运轮371相对滑橇30下降，以抬升滑橇30。如此，当需要转移飞行器测试平台时，可通过起降驱动件372驱使转运轮371下降，使得转运轮371抵压于地面，转运机构370给予滑橇30上升的力，从而抬升滑橇30，使得滑橇30脱离地面。如此，实现对飞行器测试平台的转运。

在一实施例中，起降驱动件372包括一端与滑橇31转动连接的杠杆374，转运轮371连接杠杆374，杠杆374的转动轴线的延伸方向为一滑橇31到另一滑橇31的方向，如此，可以通过手动转动杠杆374来带动转运轮371绕杠杆374的转动轴线转动，从而实现转运轮371的相对滑橇30下降，从而抬升滑橇30。

在一实施例中，起降驱动件372还包括连接杠杆374的转运连接座373，转运轮371设有多个，转运轮371设于转运连接座373，多个转运轮371通过转运连接座373与杠杆374间接连接。

在一实施例中，转运机构370还包括设于杠杆374的限位座375，在杠杆374的转动方向上，限位座375与滑橇31相对设置，在杠杆374转动的过程中，当限位座375抵止于滑橇31时，转运轮371的最低处低于滑橇31的最低处。值得一提的是，在一实施例中，当限位座375抵止于滑橇31时，转运轮371的最低处低于滑橇31的最低处，且转运轮371的最低处与滑橇31最低处的高度差最大。如此，飞行器测试平台在转运的过程中，滑橇31离地面的距离最大，滑橇31可以较为轻松地越过地面的障碍物或凹凸不平的路面，提高飞行器测试平台的转运效率。

在一实施例中，转运机构370靠近第一缓冲梁321设置，滑橇30此位置强度及刚度较大，避免应转运机构370撬起起落架30时集中载荷导致起落架30变形及破坏，有利于提高转运效率和经济耐用性。

在一实施例中，起落架30还包括设于滑橇31下方的缓冲垫，如此，进一步提高起落架30的缓冲性能，缓冲垫、第一缓冲梁321及第二缓冲梁322的共同作用下，能够有效吸收着陆动能，防止飞行器测试平台过度弹跳，减少飞行器测试平台着陆时的惯性过载。此外，缓冲垫还能够通过摩擦吸收着陆过程中的一滑橇31到另一滑橇31方向上的动能。缓冲垫的材质可但不限于为橡胶材质。

在一实施例中，请一并参照图23和图24，张紧机构50包括锁紧器51和两连接绳索53，两连接绳索53分别锁附在起落架30和主框架11上，锁紧器51的两端各设置有一可收缩的调节部52，一连接绳索53对应地连接于一调节部52。其中，连接绳索53可以是钢丝绳或钢绞线或高性能纤维绳或其他材质的能满足强度要求的绳索。将锁紧器51解锁，改变调节部52伸入锁紧器的长度，以改变钢丝绳的松紧状态，调节完成后，再通过锁紧器51将调节部52锁紧，即可使钢丝绳维持当前的松紧度。锁紧器51可以在侧部设置通槽，通过在该通槽穿入螺栓，将调节部52抵死，以实现对调节部52的锁紧，将螺栓调松，即可解锁调节部53。

具体而言，连接于起落架的连接绳索53绕设在第一缓冲梁321的第一抱箍350上，滑橇31能够提供对该连接绳索53起到限位作用；连接于主框架11的连接绳索53绕设在下展梁111b与航向梁112及纵向梁113的连接处，此处的纵向梁113和航向梁112均能对该连接绳索53起到限位作用。如此，能保障张紧机构50对主框架11和起落架30的拉紧作用。并且，该两处的结构强度都有所保障，能够承受连接绳索53的拉紧力，使得张紧机构50能够稳定地连接于主框架11和起落架30，并在二者之间提供张紧力。

本发明还提出一种飞行器测试平台的设计方法。在本发明的设计方法中，各步骤的执行主语可以是控制器，控制器通过利用计算机软件（如建模软件、力学性能分析软件、仿真软件等）实现各步骤。

在本发明一实施例中，请参照图27，飞行器测试平台的设计方法包括控制律耦合设计步骤S40，步骤S40包括：

S41、获取飞行器测试平台的模态信息，并判断模态信息是否符合预设条件，以判断飞行器测试平台的结构和控制律是否耦合；其中，预设条件包括：模态信息中的固有频率和控制律的控制频率的差值符合预设差值；

若模态信息符合预设条件，则执行步骤：

S42、判定飞行器测试平台和控制律不耦合，飞行器测试平台符合要求；

若模态信息不符合预设条件，则执行步骤：

S43、判定飞行器测试平台和控制律耦合，并对飞行器测试平台和/或对控制律进行优化迭代，直至飞行器测试平台和控制律不耦合。

在本发明技术方案中，通过对飞行器测试平台进行控制律耦合设计步骤，能够优化飞行器测试平台的结构和控制律之间的耦合关系，避免飞行器测试平台的结构和控制律之间发生耦合，而影响飞行器测试平台的飞控品质。由于飞行器测试平台最终的成品机是基于上述控制律耦合设计步骤得到的，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。

具体地，可以基于飞行器测试平台的仿真模型进行模态仿真，或是对飞行器测试平台的样机进行地面模态试验，获取飞行器测试平台的模态信息，将模态信息放入飞行器测试平台的控制模型中，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飞行器测试平台的结构和控制律中的至少一者进行优化迭代，直至飞行器测试平台和控制律耦合合格。其中，需要特别关注到飞行器测试平台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，即代表飞行器测试平台的固有频率避开了控制律的控制频率，能够避免飞行器测试平台受飞控过程影响而产生共振现象，从而使得飞行器测试平台能够满足飞控品质要求。

在进行优化迭代时，优先选择对飞行器测试平台的结构进行优化迭代，例如，可以通过调整起落架的规格参数、起落架的张紧机构以及主框架的加强结构的参数（如斜支撑梁的数量和规格等），从而改变飞行器测试平台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。

在对飞行器测试平台的样机进行地面模态试验时，需要针对地面支持状态及悬挂状态两种状态开展，具体试验方法可参照GJB 67.9A-2008《军用飞机结构强度规范-地面试验》及HB 5861-1984《飞机地面振动试验标准》实施。通过框架试验飞机地面模态试验获取机体结构的模态信息，包括模态频率、振型和阻尼系数，以验证飞行器测试平台样机的结构刚度是否满足要求，满足刚度要求的飞行器测试平台样机才可作为飞行器测试平台的成品机。此外，模态信息还可用于修正飞行器测试平台的动力学分析模型，为控制律设计提供基础数据。

另外，请参照图27，飞行器测试平台样机还需要静强度试验和振动试验，静强度试验用于考核飞行器测试平台样机的主框架是否满足悬停测试、平飞测试的强度要求以及刚度要求，振动试验根据RTCA/DO-160G进行，用以确定动力电池、电驱等关键电子设备在承受其安装位置规定的振动量级时是否符合其性能标准要求，具体地，通过开桨试验，采集飞行器测试平台试验时前述关键电子设备的相关性能。满足静强度试验和振动试验的验证要求的飞行器测试平台样机才可作为飞行器测试平台的成品机。

进一步地，请参照图27，在确定飞行器测试平台的成品机之前，还需要对飞行器测试平台做应急设计，并根据振动试验获取的相关数据对相关结构做减震设计。进行应急设计时，通过多传力冗余设计保证紧急情况下能安全降落，同时，保障主框架的空间开敞，以便于后续应急救援。进行减震设计时，可在相应型材上为起落架的橇杆、动力电池、电驱等主要设备加装橡胶垫，相应型材包括与上述部件相连接的结构或者上述部件的安装结构，如起落架的滑橇和其他结构的连接位置或者设备安装结构等。

进一步地，请参照图25，在本实施例中，在步骤S40之前，飞行器测试平台的设计方法还包括主框架的设计步骤S10，步骤S10包括以下步骤：

S11、构建主框架初始线框模型；

其中，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；

S12、根据主框架初始线框模型构建主框架初级仿真模型，并进行力学性能分析；

其中，在构建主框架初级仿真模型时，将展向梁、航向梁和纵向梁之间的连接方式均模拟为共节点的连接方式；

若主框架初级仿真模型的力学性能符合要求，则执行步骤：

S13、判定主框架初级仿真模型合格；

若主框架初级仿真模型的力学性能符合要求，则执行步骤：

S14、对主框架初级仿真模型进行迭代优化，直至其合格。

在步骤S11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，然后对其进行逐个的仿真分析，以明确能够符合力学性能要求的主框架的结构形式。

在步骤S12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，先对主框架初级仿真模型进行强度分析，再对强度值达到预设范围的初级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。

在步骤S14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，设定主框架的力学性能要求，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力学性能要求。

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。

请参照图25，在一实施例中，步骤S12包括以下步骤：

S121、根据主框架初始线框模型构建主框架的一维梁单元模型，并进行强度分析和/或模态仿真分析；

S122、若一维梁单元模型的强度和/或模态不符合要求，则优化迭代一维梁单元模型，直至符合要求；

S123、若一维梁单元模型的强度和/或模态不符合要求，根据一维梁单元模型构建主框架的二维壳单元模型；

S124、对二维壳单元模型进行强度分析和/或模态仿真分析；

S125、若二维壳单元模型的强度和/或模态不符合要求，则优化迭代一维梁单元模型和/或二维壳单元模型，直至符合要求；

S126、若二维壳单元模型的强度和/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。

进一步地，在本实施例中，请参照图26，在步骤S40之前，飞行器测试平台的设计方法还包括起落架的设计步骤S20，步骤S20包括：

S21、构建起落架初始线框模型；

其中，起落架初始线框模型包括起落架的两滑橇以及连接于两滑橇之间的缓冲梁，缓冲梁包括朝上凸设的第一缓冲梁和第二缓冲梁；

S22、根据起落架初始线框模型构建起落架初级仿真模型，并进行力学性能分析；

其中，在构建起落架初级仿真模型时，将滑橇和缓冲梁之间的连接方式模拟为共节点的连接方式；

若起落架初级仿真模型的力学性能不符合要求，则执行步骤：

S24、对起落架初级仿真模型进行优化迭代，直至其符合要求；

若起落架初级仿真模型的力学性能符合要求，则执行步骤：

S23、根据起落架初级仿真模型以及连接滑橇和缓冲梁的第一连接结构，构建起落架次级仿真模型，并对起落架次级仿真模型进行落震仿真分析以及静力学性能分析；

若起落架次级仿真模型的落震仿真分析结果及静力学性能均符合要求，则执行步骤：

S231、判定起落架次级仿真模型合格；

若起落架次级仿真模型的落震仿真分析结果和静力学性能的任一者不符合要求，则执行步骤：

S232、对起落架次级仿真模型进行优化迭代，直至其符合要求。

本实施例中，在起落架初级仿真模型中将滑橇和缓冲梁的第一连接结构（也即第一抱箍和第二抱箍）简化为共节点的连接方式，并对起落架初级仿真模型进行初步的仿真分析，以明确起落架的结构形式；若起落架初级仿真模型的力学性能符合要求，再对第一连接结构进行细化，构建起落架次级仿真模型，并进一步仿真分析，以明确第一连接结构的具体结构。如此，能够显著减少计算机仿真分析的计算量，能够快速明确起落架的设计优化思路，从而缩短起落架的设计周期。

在进行步骤S21时，需要根据起落架设计的外部约束，构建起落架初始线框模型，具体地，根据飞行器起降及停机要求确定起落架的两滑橇的相对位置，根据主框架上用于供起落架连接的位置确定第一缓冲梁的安装段的位置。

在进行步骤S22时，需要对起落架初级仿真模型进行静力学分析和动力学仿真分析，以分别验证起落架初级仿真模型的静力学性能和动力学性能，其中，静力学分析可以先于动力学仿真分析进行。

在进行步骤S23时，通过落震仿真分析确定起落架在飞行器测试平台着陆过程中的应力响应，并通过静力学分析开展静强度的校核。其中，通过落震仿真分析能够得到起落架应力、应变、吸能特性曲线及机上主要设备过载条件，据此进行结构参数优化设计。进一步地，在一实施例中，还需要通过模态分析进行校核，以对起落架的刚度和阻尼合理分配，避免“地面共振”的发生。若所述起落架次级仿真模型的落震仿真分析结果和静力学性能、及模态分析结果的任一者不符合要求，则执行步骤S232。若均符合要求，则执行步骤S231。

在进行S232，对起落架次级仿真模型进行优化迭代时，可以适应性地对起落架的三级能量吸收结构的相关参数做调整。可以理解，滑橇和抱箍之间配合作为第一级能量吸收结构，通过摩擦做功吸收第一级能量，第二缓冲梁的长度小于第一缓冲梁的长度，作为第二级能量吸收结构，通过变形吸收第二级能量，第一缓冲梁作为第三级能量吸收结构，通过变形吸收第三级能量。若对第一级能量吸收结构的吸能能力进行调整，则可调整抱箍和滑橇之间的摩擦系数；若对第二级能量吸收结构的吸能能力进行调整，则可调整第二缓冲梁的管径、管壁厚以及椭圆弓形弧线；若对第三级能量吸收结构的吸能能力进行调整，则可调整第一缓冲梁的管径、管壁厚以及椭圆弓形弧线。

请参照图26，在一实施例中，步骤S22包括以下步骤：

S221、根据起落架初始线框模型构建起落架的一维梁单元模型，并进行静力学性能分析；

S222、若一维梁单元模型的静力学性能不符合要求，则执行步骤：

S222、优化迭代一维梁单元模型，直至一维梁单元模型符合静力学性能要求；

若一维梁单元模型的静力学性能符合要求，则执行步骤：

S223、对一维梁单元模型进行动力学仿真分析；

若一维梁单元模型的动力学性能不符合要求，则执行步骤：

S225、优化迭代一维梁单元模型，直至一维梁单元模型符合动力学性能要求；

若一维梁单元模型的动力学性能符合要求，则执行步骤：

S226、根据一维梁单元模型构建起落架的二维壳单元模型，并进行静力学分析；

若二维壳单元模型的静力学性能不符合要求，则执行步骤：

S227、优化迭代二维壳单元模型，直至二维壳单元模型符合静力学性能要求；

若二维壳单元模型的静力学性能符合要求，则执行步骤：

S228、将对应的二维壳单元模型作为合格的起落架初级仿真模型输出。

在构建起落架初级仿真模型时，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。参数设计模型以结构初步模型为基础，建立更为详细的二维壳单元模型，零件之间的连接依然采用共节点的方式。其中，在基于静力学分析结果对一维梁单元模型进行优化迭代，直至其符合要求时，能够优化结构的传力路径，并减小结构应力集中；在基于动力学仿真结果对一维梁单元模型进行优化迭代，直至其符合要求时，需要关注结构的固有模态及冲击响应；在基于静力学分析结果对二维壳单元模型行优化迭代时，需要关注零件在使用工况下的应力分布情况，确定结构细节参数如圆管直径、壁厚等。

请参照图27，进一步地，在进行步骤S10和步骤S20之后，飞行器测试平台的设计方法还包括主框架和起落架的连接设计步骤S30，步骤S30包括：

S31、获取主框架的设计步骤得到的合格的主框架初级仿真模型和起落架的设计步骤得到的合格的起落架次级仿真模型；

S32、通过共节点连接的方式模拟主框架初级仿真模型和起落架次级仿真模型之间的连接，构建测试平台初级仿真模型，并对平台初级仿真模型进行力学性能分析；

若测试平台初级仿真模型的力学性能不符合要求，则执行步骤：

S33、调整主框架初级仿真模型和起落架次级仿真模型，直至测试平台初级仿真模型的力学性能符合要求；

若测试平台初级仿真模型的力学性能符合要求，则执行步骤：

S34、根据平台初级仿真模型、主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的第二连接结构以及连接主框架和起落架的第三连接结构，构建测试平台次级仿真模型，并对测试平台次级仿真模型进行力学性能分析；

若测试平台次级仿真模型的力学性能符合要求，则执行步骤：

S341、输出测试平台次级仿真模型，以供生产飞行器测试平台样机；

若测试平台次级仿真模型的力学性能不符合要求，则执行步骤：

S342、对第二连接结构和/或第三连接结构进行优化迭代，直至测试平台次级仿真模型的力学性能符合要求。

本实施例中，通过在测试平台初级仿真模型中，将通过第二连接结构（也即连接件）连接的主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的连接方式、以及通过第三连接结构（也即连接座）连接的起落架和主框架之间的连接方式均简化为共节点的连接方式，并对测试平台初级仿真模型进行初步仿真分析，以明确主框架和起落架的连接位置；若测试平台初步仿真模型的力学性能符合要求，再对第二连接结构和第三连接结构细化，构建测试平台次级仿真模型，并进行进一步仿真分析，以明确第二连接结构和第三连接结构的具体结构参数。如此，通过将第三连接结构先简化仿真，初步分析，而后细化仿真，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和起落架的连接设计优化思路，从而缩短飞行器测试平台的设计周期；另外，本实施例中将第二连接结构和第三连接结构集中细化模拟，能进一步缩短飞行器测试平台的设计周期。当然，在其他实施例中，也可以是，先根据主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的第二连接结构及验证合格的主框架初级仿真模型，构建主框架次级仿真模型，并对主框架次级仿真模型进行落震仿真分析以及静力学性能分析，以验证第二连接结构的相关参数是否符合要求。

具体地，在步骤S32中，对测试平台初级仿真模型进行力学性能分析，主要用于验证主框架的结构及起落架的结构是否满足结构应力的要求以及应变不超出设计许用值的要求，并验证起落架是否可吸收着陆动能以及关键成品过载是否不超限要，力学性能分析的具体手段为落震仿真分析，在进行落震仿真分析时，需要验证动力电池在着陆过程中是否有超过过载许用值的风险，例如下降的加速度是否超出动力电池的加速度过载许用值。

具体地，在步骤S34中，对测试平台次级仿真模型进行力学性能分析的手段包括静力学性能分析以及落震仿真分析，其中，静力学分析可以先于落震仿真分析进行。其中，在平台次级仿真模型中，主框架和起落架的仿真模型均为二维壳单元模型，第二连接结构和第三连接结构中的关键连接结构仿真为四面体单元，标准件简化为RBE2，局部危险部位的连接结构简化为一维梁单元。进一步地，还根据真机载荷工况要求，进行静强度设计，具体而言：载荷通过RBE3施加于螺旋桨安装座的位置，主框架上安装的各设备均模拟为质量点，以此仿真模拟飞行器测试平台的质量分布，并且，同时采用惯性释放方法考虑全机惯性力的影响，计算工况包括悬停、螺旋桨失效等典型工况。如此，以验飞行器测试平台全部结构的应力、应变、稳定性、变形量等参数是否满足强度要求。

通过步骤S30得到合格的测试平台次级仿真模型后，该测试平台次级仿真模型可以用作模态仿真分析，以获取飞行器测试平台的模态信息，并且，还可根据该测试平台次级仿真模型生产飞行器测试平台样机，而后，通过对飞行器测试平台样机进行相关试验，验证合格的飞行器测试平台样机即可作为飞行器测试平台的成品机。

以上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 (12)

1.一种飞行器测试平台，应用于支持测试垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器测试平台包括：

主框架，所述主框架的中部形成有设备安装结构，所述设备安装结构形成有多个沿纵向分布的第一安装位，每一所述第一安装位均能供一动力电池独立安装；

主框架配置为桁架结构，包括相对设置的上展梁和下展梁；

螺旋桨模块，通过机臂安装于所述主框架；所述机臂安装于所述上展梁下方，所述机臂的上侧面抵接于所述上展梁的下侧面；以及

起落架，安装于所述主框架的下侧，且所述起落架和所述主框架之间设有张紧力可调的张紧机构。

2.如权利要求1所述的飞行器测试平台，其特征在于，所述机臂上设置有系留结构，用以供系留绳索连接，以使所述飞行器测试平台能通过所述系留绳索系留于地面；

和/或，所述机臂还设有螺旋桨安装座，所述螺旋桨安装座与所述机臂和所述螺旋桨模块中的至少一者可拆卸连接。

3.如权利要求1所述的飞行器测试平台，其特征在于，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穿设，且所述机臂的上侧面抵接于所述上展梁的下侧面。

4.如权利要求3所述的飞行器测试平台，其特征在于，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，所述主框架还包括端纵梁、外端支架、第一斜支架和多个连接件，所述端纵梁连接于所述上展梁端部，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一个所述连接件连接于所述外端支架，且另一端通过另一个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。

5.如权利要求4所述的飞行器测试平台，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，多个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。

6.如权利要求2所述的飞行器测试平台，其特征在于，所述主框架在展向两端均设有第一防倾结构，所述第一防倾结构的下侧缘低于所述下展梁的端部的下侧缘。

7.如权利要求1所述的飞行器测试平台，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，所述起落架连接于所述中部梁段；

所述主框架还包括航向梁，所述斜伸梁段的上端连接有所述航向梁。

8.如权利要求1至7任一项所述的飞行器测试平台，其特征在于，所述起落架包括两个滑橇以及连接两所述滑橇的第一缓冲梁和第二缓冲梁，所述第一缓冲梁和所述第二缓冲梁均朝上凸设，且所述第二缓冲梁的长度小于所述第一缓冲梁的长度。

9.如权利要求8所述的飞行器测试平台，其特征在于，所述第一缓冲梁包括分别连接两所述滑橇的两缓冲段，及连接两所述缓冲段的安装段，所述缓冲段呈弧形设置，所述缓冲段朝上凸设并呈弧形设置；

和/或，所述滑橇沿航向延伸，所述滑橇包括中部杆段、分设于所述中部杆段的相对两端的两防护杆段，所述防护杆段沿远离所述主框架的方向朝上倾斜延伸，以作为第二防倾结构。

10.一种飞行器测试平台的设计方法，其特征在于，所述飞行器测试平台的设计方法包括控制律耦合设计步骤，所述控制律耦合设计步骤包括：

获取飞行器测试平台的模态信息，并判断所述模态信息是否符合预设条件，以判断所述飞行器测试平台的结构和控制律是否耦合；其中，所述预设条件包括：所述模态信息中的固有频率和所述控制律的控制频率的差值符合预设差值；

若所述模态信息符合预设条件，则判定所述飞行器测试平台和控制律不耦合，所述飞行器测试平台符合要求；

若所述模态信息不符合预设条件，则判定所述飞行器测试平台和控制律耦合，并对所述飞行器测试平台和/或对所述控制律进行优化迭代，直至所述飞行器测试平台和控制律不耦合。

11.如权利要求10所述的飞行器测试平台的设计方法，其特征在于，在所述控制律耦合设计步骤之前，所述飞行器测试平台的设计方法还包括主框架的设计步骤，所述主框架的设计步骤包括：

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、纵向梁和斜支撑梁；

根据所述主框架初始线框模型构建主框架初级仿真模型，并进行力学性能分析；其中，在构建所述主框架初级仿真模型时，将所述展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的连接方式均模拟为共节点的连接方式；

若所述主框架初级仿真模型的力学性能符合要求，则判定所述主框架初级仿真模型合格；

若否，则对所述主框架初级仿真模型进行迭代优化，直至其合格；

和/或，在所述控制律耦合设计步骤之前，所述飞行器测试平台的设计方法还包括起落架的设计步骤，所述起落架的设计步骤包括：

构建起落架初始线框模型；其中，所述起落架初始线框模型包括起落架的两滑橇以及连接于两滑橇之间的缓冲梁，所述缓冲梁包括朝上凸设的第一缓冲梁和第二缓冲梁；

根据所述起落架初始线框模型构建起落架初级仿真模型，并进行力学性能分析；其中，在构建所述起落架初级仿真模型时，将所述滑橇和所述缓冲梁之间的连接方式模拟为共节点的连接方式；

若所述起落架初级仿真模型的力学性能符合要求，则根据所述起落架初级仿真模型以及连接滑橇和缓冲梁的第一连接结构，构建起落架次级仿真模型，并对所述起落架次级仿真模型进行落震仿真分析以及静力学性能分析；

若否，则对所述起落架初级仿真模型进行优化迭代，直至其符合要求；

若所述起落架次级仿真模型的落震仿真分析结果及静力学性能均符合要求，则判定所述起落架次级仿真模型合格；

若否，则对所述起落架次级仿真模型进行优化迭代，直至其符合要求。

12.如权利要求11所述的飞行器测试平台的设计方法，其特征在于，在进行所述主框架的设计步骤和所述起落架的设计步骤之后，所述飞行器测试平台的设计方法还包括主框架和起落架的连接设计步骤，所述主框架和起落架的连接设计步骤：

获取所述主框架的设计步骤得到的合格的所述主框架初级仿真模型和所述起落架的设计步骤得到的合格的所述起落架次级仿真模型；

通过共节点连接的方式模拟所述主框架初级仿真模型和所述起落架次级仿真模型之间的连接，构建测试平台初级仿真模型，并对所述测试平台初级仿真模型进行力学性能分析；

若所述测试平台初级仿真模型的力学性能符合要求，则根据所述测试平台初级仿真模型、所述主框架的展向梁、航向梁、纵向梁和斜支撑梁之间的第二连接结构以及连接主框架和起落架的第三连接结构，构建测试平台次级仿真模型，并对所述测试平台次级仿真模型进行力学性能分析；

若否，则调整所述主框架初级仿真模型和所述起落架次级仿真模型，直至所述测试平台初级仿真模型的力学性能符合要求；

若所述测试平台次级仿真模型的力学性能符合要求，则输出所述测试平台次级仿真模型；

若否，则对所述第二连接结构和/或所述第三连接结构进行优化迭代，直至其符合要求，直至所述测试平台次级仿真模型的力学性能符合要求。

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