CN206766377U - 一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台 - Google Patents
一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台 Download PDFInfo
- Publication number
- CN206766377U CN206766377U CN201720430148.8U CN201720430148U CN206766377U CN 206766377 U CN206766377 U CN 206766377U CN 201720430148 U CN201720430148 U CN 201720430148U CN 206766377 U CN206766377 U CN 206766377U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- depopulated helicopter
- axis
- dcb specimen
- fixed
- along
- 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.)
- Active
Links
Landscapes
- Investigation Of Foundation Soil And Reinforcement Of Foundation Soil By Compacting Or Drainage (AREA)
Abstract
本实用新型公开了一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，包括：固定于地面的试飞框架；设于所述试飞框架、且能够沿X轴与Y轴移动的移动平台；设于所述移动平台上方、且能够沿X轴、Y轴与Z轴方向旋转的旋转部以及能够沿Z轴方向伸缩的伸缩部；用于固定交叉双旋翼无人直升机的固定盘设于所述旋转部和所述伸缩部的上方，以实现交叉双旋翼无人直升机的X轴方向、Y轴方向、Z轴方向、偏航方向、滚转方向和俯仰方向的试飞。上述无人直升机地面测试平台，可以实现无人直升机的六个自由度的试飞，对于飞控程序测试、结构系统振动测试、控制算法优化及改进起到至关重要的作用。
Description
技术领域
本实用新型涉及无人直升机地面测试平台领域，特别涉及一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台。
背景技术
众所周知，无人直升机试飞试验对无人直升机优化设计及性能测试至关重要，通过试飞可测试出无人直升机的设计性能指标、零部件设计缺陷及飞行稳定性能等；而设计人员根据测试结果进一步改进无人直升机设计进一步提高直升机性能。
未经过长时间试飞设计出来的飞机可靠性低，不可预测软硬故障多等原因，对未成型的实验阶段无人直升机，完全放开试飞不太现实。因此，可设计一个地面试飞台可保证飞机安全的同时通过可测试无人直升机的性能。在同样发动机功率下交叉双旋翼飞机比传统布局在起飞重量有优势。因此，国内外使用交叉双旋翼飞机搬运物资运输的比较多；然而在现有技术中，交叉双旋翼无人直升机的地面测试平台尚处于待完善状态，本实用新型根据自主研发的交叉双旋翼无人直升机，设计了其地面试飞台。
实用新型内容
本实用新型的目的是提供一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，该地面测试平台可以实现无人直升机的六个自由度的试飞，对于飞控程序测试、结构系统振动测试、控制算法优化及改进起到至关重要的作用。
为实现上述目的，本实用新型提供一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，包括：
固定于地面的试飞框架；
设于所述试飞框架、且能够沿X轴与Y轴移动的移动平台；
设于所述移动平台上方、且能够沿X轴、Y轴与Z轴方向旋转的旋转部以及能够沿Z轴方向伸缩的伸缩部；
用于固定交叉双旋翼无人直升机的固定盘设于所述旋转部和所述伸缩部的上方，以实现交叉双旋翼无人直升机的X轴方向、Y轴方向、Z轴方向、偏航方向、滚转方向和俯仰方向的试飞。
相对于上述背景技术，本实用新型提供的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，利用试飞框架作为与地面固定的基准，移动平台能够在试飞框架的范围内沿X轴与Y轴移动；移动平台的上方设有旋转部，其能够沿X轴、Y轴与Z轴方向旋转；伸缩部能够沿Z轴方向伸缩；位于旋转部和伸缩部的上方设有固定盘，用于固定交叉双旋翼无人直升机，并且在移动平台、旋转部以及伸缩部的作用下，实现交叉双旋翼无人直升机的X轴方向、Y轴方向、Z轴方向、偏航方向、滚转方向和俯仰方向的试飞；如此设置的无人直升机地面测试平台，能够实现无人直升机的六个自由度的试飞，对于飞控程序测试、结构系统振动测试、控制算法优化及改进起到至关重要的作用。
优选地，所述试飞框架包括两根沿Y轴设置的纵梁，所述纵梁与地面固定连接；两根所述纵梁的上方设有两根沿X轴设置的横梁。
优选地，所述移动平台包括：
与两根所述横梁可滑动连接、用以实现沿X轴运动的矩形框体；
与所述矩形框体的内侧可滑动连接、用以实现沿Y轴运动的支撑车。
优选地，所述旋转部包括：
固定于所述移动平台上表面的底柱；
位于所述底柱顶部、且能够旋转的旋转盘；
固定于所述旋转盘的顶柱，所述顶柱的顶端位于所述固定盘的下方；
设于所述底柱与所述顶柱之间、且能够沿X轴与Y轴旋转的万向节。
优选地，所述伸缩部包括：
位于所述顶柱四周、且能够沿Z轴伸缩的阻尼器；
所述阻尼器的顶端连接所述固定盘，底端连接所述旋转盘。
优选地，所述底柱的四周设有支撑梁；且所述支撑梁的底端固定于所述移动平台，顶端固定于位于所述底柱上方的圆盘体，所述圆盘体位于所述旋转盘的下方。
优选地，四个所述阻尼器均匀分布于所述顶柱的四周。
优选地，所述圆盘体与所述旋转盘的表面积大于所述移动平台的上表面面积。
优选地，四个所述阻尼器由下自上朝向所述顶柱轴线方向收拢。
优选地，所述固定盘的顶端设有用以固定交叉双旋翼无人直升机的固定支座。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型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实用新型的实施例，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为本实用新型实施例所提供的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台的示意图；
图2为图1中的测试平台搭载交叉双旋翼无人直升机的示意图。
具体实施方式
下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
为了使本技术领域的技术人员更好地理解本实用新型方案，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步的详细说明。
请参考图1和图2，图1为本实用新型实施例所提供的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台的示意图；图2为图1中的测试平台搭载交叉双旋翼无人直升机的示意图。
本实用新型提供的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，主要包括试飞框架1、移动平台、旋转部、伸缩部以及固定盘5。
试飞框架1固定于地面，移动平台能够在试飞框架1的范围内沿X轴与Y轴移动；与移动平台连接旋转部和伸缩部，旋转部能够沿X轴、Y轴与Z轴方向旋转，伸缩部能够沿Z轴方向伸缩；位于旋转部和伸缩部的上方设有固定盘5，用于将交叉双旋翼无人直升机9固定；也即，在移动平台、旋转部和伸缩部的作用下，固定于固定盘5的交叉双旋翼无人直升机9能够实现X轴方向、Y轴方向、Z轴方向、偏航方向、滚转方向和俯仰方向的试飞。
具体来说，可以用卡子等限位装置限制移动平台相对于试飞框架1的移动，并且限制旋转部的旋转(俯仰及滚转)，再使用偏航插销固定偏航角，可实现只有一个垂直方向的1自由度试飞方案；
还可以用卡子等限位装置限制移动平台相对于试飞框架1的移动，并且限制旋转部的俯仰及滚转方向，可实现一个垂直方向及偏航方向的2自由度试飞方案；
还可以用卡子等限位装置限制移动平台相对于试飞框架1的移动，并且限制旋转部的俯仰方向，可实现有垂直方向、偏航方向和滚转方向的3自由度试飞方案；
还可以用卡子等限位装置限制移动平台相对于试飞框架1的移动，并且限制旋转部的滚转方向，可实现有垂直方向、偏航方向和俯仰方向的3自由度试飞方案；
还可以仅仅用卡子等限位装置限制移动平台相对于试飞框架1的移动，即可实现有垂直方向、偏航方向、滚转方向和俯仰方向的4自由度试飞方案；
还可以用卡子等限位装置限制移动平台相对于试飞框架1的Y轴移动，可实现有垂直方向、X轴方向、偏航方向、滚转方向和俯仰方向的5自由度试飞方案；
可以用卡子等限位装置限制移动平台相对于试飞框架1的X轴移动，可实现有垂直方向、偏航方向、Y方向、滚转方向和俯仰方向的5自由度试飞方案；
倘若不限制上述任何部件的移动，则可实现有垂直方向、平面X方向、平面Y方向、偏航方向、滚转方向和俯仰方向的6自由度试飞方案。
本实用新型中，试飞框架1可以包括两根沿Y轴设置的纵梁11，纵梁11与地面固定连接；两根纵梁11的上方设有两根沿X轴设置的横梁12。利用地脚螺栓将纵梁11与地面固定，两根横梁12设于纵梁11的上方，也可以采用螺栓等方式固定连接。
两根纵梁11与两根横梁12构成矩形框架，且横梁12与纵梁11均可以采用H型钢，以构成无人直升机地面测试平台的试飞框架1。
上述移动平台包括矩形框体13与支撑车2。矩形框体13能够以两根横梁12为基准滑动，由于两根横梁12为H型钢，H型钢的中间部位作为矩形框体13侧壁的滑轮的轨道从而实现滑动，达到了沿X轴运动的目的。
矩形框体13的内侧设有支撑车2，矩形框体13可以采用H型钢焊接而成；也即，支撑车2的滚轮能够在矩形框体13的H型钢的中间部位内滑动，进而实现支撑车2沿Y轴方向滑动。如此设置的移动平台，能够实现在试飞框架1的范围内沿X轴与Y轴方向滑动，且移动平台的结构稳固，工作可靠。
本实用新型中，旋转部包括底柱41、旋转盘44、顶柱45和万向节；其中，底柱41固定于移动平台上表面；底柱41可以固定于支撑车2的上表面；旋转盘44位于底柱41顶部、且能够沿Z轴方向旋转；顶柱45固定于旋转盘44，且顶柱45的顶端位于固定盘5的下方；万向节设于底柱41与顶柱45之间、且能够沿X轴与Y轴方向旋转，如说明书附图1与附图2所示。
如此设置的旋转部，当交叉双旋翼无人直升机9固定于固定盘5，仅仅利用旋转部的旋转即可实现无人直升机的偏航、俯仰和滚转的试飞测试，进而对交叉双旋翼无人直升机地面测试提供了可靠的数据。
本实用新型的伸缩部包括阻尼器3，阻尼器3位于顶柱45的四周、且能够沿Z轴伸缩；阻尼器3的顶端连接固定盘5，阻尼器3的底端连接旋转盘44。
阻尼器3在完全伸展状态下，固定盘5位于顶柱45上方，且固定盘5与顶柱45不接触，当交叉双旋翼无人直升机9固定于固定盘5，对交叉双旋翼无人直升机9进行垂直方向试飞时，则阻尼器3被下压，且阻尼器3的极限位置为阻尼器3与顶柱45相抵的状态。
阻尼器3的个数可以设为四个，并且四个阻尼器3均匀分布于顶柱45的四周，四个阻尼器3由下自上朝向顶柱45轴线方向收拢；也即，阻尼器3的底部距离顶柱45轴线方向较远，阻尼器3的顶部距离顶柱45轴线方向较进；如此设置，使得四个阻尼器3能够承载多种不同型号的交叉双旋翼无人直升机，适用范围较广。
为了提升无人直升机地面测试平台的结构可靠性，底柱41的四周设有支撑梁42；且支撑梁的底端固定于移动平台，顶端固定于位于底柱41上方的圆盘体43，圆盘体43位于旋转盘44的下方。
支撑梁42均匀分布于底柱41的四周，支撑梁42与底柱41共同支撑圆盘体43、旋转盘44、顶柱45、固定盘5以及交叉双旋翼无人直升机9，以减轻底柱41的受力，提高结构可靠性。
本实用新型最好将圆盘体43与旋转盘44的表面积大于移动平台的上表面面积；也即，支撑车2的上表面面积较小，而圆盘体43与旋转盘44的表面积较大，此举有利于进一步提高无人直升机地面测试平台的结构强度，确保其工作可靠。
固定盘5的顶端设有用以固定交叉双旋翼无人直升机9的固定支座51，固定支座51类似于花篮锁，分为底扣与顶扣，底扣与顶扣可以分离，也可以通过螺栓将两者连接，以固定位于两者之间的无人直升机架体。
本实用新型所提供的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，在地面试飞台上可以实现无人直升机的六个自由度的试飞，比如：悬停、小范围前飞、侧飞、滚装俯仰及起飞降落等试飞实验。地面试验台试飞实验对测试无人直升机飞控程序测试、结构系统振动测试、控制算法优化及改进起到至关重要的作用；同时也降低安全事故风险、降低研发成本的有效方法。
需要说明的是，在本说明书中，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。
以上对本实用新型所提供的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本实用新型的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本实用新型的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以对本实用新型进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本实用新型权利要求的保护范围内。
Claims (10)
1.一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，包括：
固定于地面的试飞框架(1)；
设于所述试飞框架(1)、且能够沿X轴与Y轴移动的移动平台；
设于所述移动平台上方、且能够沿X轴、Y轴与Z轴方向旋转的旋转部以及能够沿Z轴方向伸缩的伸缩部；
用于固定交叉双旋翼无人直升机的固定盘(5)设于所述旋转部和所述伸缩部的上方，以实现交叉双旋翼无人直升机的X轴方向、Y轴方向、Z轴方向、偏航方向、滚转方向和俯仰方向的试飞。
2.根据权利要求1所述的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，所述试飞框架(1)包括两根沿Y轴设置的纵梁(11)，所述纵梁(11)与地面固定连接；两根所述纵梁(11)的上方设有两根沿X轴设置的横梁(12)。
3.根据权利要求2所述的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，所述移动平台包括：
与两根所述横梁(12)可滑动连接、用以实现沿X轴运动的矩形框体(13)；
与所述矩形框体(13)的内侧可滑动连接、用以实现沿Y轴运动的支撑车(2)。
4.根据权利要求1～3任意一项所述的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，所述旋转部包括：
固定于所述移动平台上表面的底柱(41)；
位于所述底柱(41)顶部、且能够沿Z轴方向旋转的旋转盘(44)；
固定于所述旋转盘(44)的顶柱(45)，所述顶柱(45)的顶端位于所述固定盘(5)的下方；
设于所述底柱(41)与所述顶柱(45)之间、且能够沿X轴与Y轴旋转的万向节。
5.根据权利要求4所述的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，所述伸缩部包括：
位于所述顶柱(45)四周、且能够沿Z轴伸缩的阻尼器(3)；
所述阻尼器(3)的顶端连接所述固定盘(5)，底端连接所述旋转盘(44)。
6.根据权利要求4所述的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，所述底柱(41)的四周设有支撑梁(42)；且所述支撑梁的底端固定于所述移动平台，所述支撑梁的顶端固定于位于所述底柱(41)上方的圆盘体(43)，所述圆盘体(43)位于所述旋转盘(44)的下方。
7.根据权利要求5所述的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，四个所述阻尼器(3)均匀分布于所述顶柱(45)的四周。
8.根据权利要求6所述的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，所述圆盘体(43)与所述旋转盘(44)的表面积大于所述移动平台的上表面面积。
9.根据权利要求7所述的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，四个所述阻尼器(3)由下自上朝向所述顶柱(45)轴线方向收拢。
10.根据权利要求7所述的交叉双旋翼无人直升机地面测试平台，其特征在于，所述固定盘(5)的顶端设有用以固定交叉双旋翼无人直升机的固定支座(51)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201720430148.8U CN206766377U (zh) | 2017-04-21 | 2017-04-21 | 一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201720430148.8U CN206766377U (zh) | 2017-04-21 | 2017-04-21 | 一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN206766377U true CN206766377U (zh) | 2017-12-19 |
Family
ID=60634421
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201720430148.8U Active CN206766377U (zh) | 2017-04-21 | 2017-04-21 | 一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN206766377U (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108945513A (zh) * | 2018-04-19 | 2018-12-07 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种可移动的直升机系留悬停试验装置 |
| CN109850183A (zh) * | 2019-03-20 | 2019-06-07 | 绵阳富莱特航空科技有限公司 | 一种用于无人机翻滚俯仰装配的装置 |
| WO2019232753A1 (zh) * | 2018-06-07 | 2019-12-12 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 无人飞行器基站及其定位机构 |
| RU207631U1 (ru) * | 2021-07-30 | 2021-11-08 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Основание для поворотной платформы испытательной установки авариестойкой топливной системы вертолета |
-
2017
- 2017-04-21 CN CN201720430148.8U patent/CN206766377U/zh active Active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108945513A (zh) * | 2018-04-19 | 2018-12-07 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种可移动的直升机系留悬停试验装置 |
| WO2019232753A1 (zh) * | 2018-06-07 | 2019-12-12 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 无人飞行器基站及其定位机构 |
| CN109850183A (zh) * | 2019-03-20 | 2019-06-07 | 绵阳富莱特航空科技有限公司 | 一种用于无人机翻滚俯仰装配的装置 |
| RU207631U1 (ru) * | 2021-07-30 | 2021-11-08 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Основание для поворотной платформы испытательной установки авариестойкой топливной системы вертолета |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106927064A (zh) | 一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台 | |
| CN206766377U (zh) | 一种交叉双旋翼无人直升机地面测试平台 | |
| CN103552682B (zh) | 一种飞翼与前掠翼联翼布局飞机 | |
| US11926434B2 (en) | Aircraft fuselage configurations for avoiding tail strike while allowing long payloads | |
| US20160023756A1 (en) | Direct orientation vector rotor | |
| CN104931250B (zh) | 一种高升力系统全机加载动态试验方法 | |
| CN105564664B (zh) | 超短距飞机起飞方法 | |
| CN107600862A (zh) | 一种存物及取物方法 | |
| US20240124119A1 (en) | Aircraft fuselage configurations for upward deflection of art fuselage | |
| CN109827722A (zh) | 固定翼飞机全机强度及模态试验框架系统 | |
| CN104029824A (zh) | 大型推力器设置到航天器底部的调姿装配工艺 | |
| CN206012589U (zh) | 铁路货车及具有其的货运装载系统 | |
| CN207396615U (zh) | 射频仿真暗室吸波材料翻转复位机构 | |
| WO2021046558A1 (en) | Volumetrically efficient cargo aircraft | |
| Altaf et al. | Influence of a reverse delta-type add-on device on wake vortex alleviation | |
| CN113071704B (zh) | 模拟机翼变形的试验方法和系统 | |
| CN107082122A (zh) | 一种大展弦比无人机支撑测量装置系统 | |
| WO2023014388A1 (en) | Aircraft fuselage wing attachment cutout configurations incorporating perimeter box beams | |
| CN207081483U (zh) | 一种连接装置 | |
| CN209521882U (zh) | 一种登机桥伸缩通道 | |
| CN205256649U (zh) | 一种小型飞机的改进结构 | |
| CN206297730U (zh) | 固定翼旋翼混合布局无人机 | |
| CN206456550U (zh) | 一种无人直升机桨叶及无人直升机 | |
| CN110861766A (zh) | 一种慢速的可垂直起降飞行器 | |
| CN111688935A (zh) | 一种锥式伸缩多轴旋翼无人机助降落装置与方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CP01 | Change in the name or title of a patent holder |
Address after: 100084 CB108-002, No. 8, building 8, Zhongguancun East Road, Haidian District, Beijing. Patentee after: Beijing Qing voyage Bauhinia Equipment Technology Co., Ltd. Address before: 100084 CB108-002, No. 8, building 8, Zhongguancun East Road, Haidian District, Beijing. Patentee before: Beijing Jianzhong Digital Technology Co., Ltd. |
|
| CP01 | Change in the name or title of a patent holder |