CN206990143U - 一种飞行器动力系统测试装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种飞行器动力系统测试装置，其属于飞行器技术领域，通过电机控制桨叶转动并由测试组件测试所述桨叶转动时产生的升力和扭力，能够测量系统升力和不同升力下对应的电机电流、系统扭力、桨叶转速，根据测量的数值判断出系统最大升力、电机最大负载电流、电机悬停电流，也可推算出电机的负载空载比、桨叶的力效、电机的输出功率、电机的效率；可测试的参数全面，进而对飞行器系统的评估精确，为无人机开发阶段的动力系统匹配和动力系统优化提供可靠的参考。
Description
技术领域
本实用新型涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种飞行器动力系统测试装置。
背景技术
航空器的动力系统在整个系统的运行中起着心脏的作用，影响着整个飞行器的飞行质量。测试动力系统的性能是在研发过程中必不可少的一部分，可以了解飞行器的飞行状况。
现有的飞行器测试系统比较简单，可测试的参数不够全面，进而对飞行器系统的评估不够精确，影响整个飞行器的正常使用。
实用新型内容
本实用新型的目的在于提供一种飞行器动力系统测试装置，以解决现有技术中存在的测试的参数不够全面，对飞行器系统的评估不够精确的技术问题。
如上构思，本实用新型所采用的技术方案是：
一种飞行器动力系统测试装置，通过电机控制桨叶转动并由测试组件测试所述桨叶转动时产生的升力和扭力。
其中，所述电机的输出轴的一端与所述桨叶转动连接，所述输出轴的另一端连接有第一转轴，所述第一转轴转动设置在轴套内；
所述测试组件包括设置在底座上并与所述轴套连接的升力测试组件和扭力测试组件。
其中，所述升力测试组件包括：
第一力臂，其一端与所述轴套连接，另一端与第二转轴转动连接；
第二力臂，其一端与所述第一力臂靠近所述第二转轴的一端连接，另一端搭接在电子称上。
其中，所述扭力测试组件包括第三力臂和推拉力计，所述第三力臂的一端与所述轴套连接，所述第三力臂的另一端与所述推拉力计连接，所述推拉力计固定在所述底座上。
其中，所述第二力臂与所述第一力臂的长度相等且垂直连接。
其中，所述第一力臂有多个并沿所述第二力臂的延伸方向排布。
其中，所述第二力臂上设置有配重块。
其中，所述第二转轴的两端与转轴支架转动连接，所述转轴支架与所述底座固定连接，所述电子称通过电子称支座与所述底座固定连接。
其中，所述电机上连接有电子调速器，所述电子调速器与接收机相连。
其中，所述电子调速器由遥控器控制。
本实用新型的有益效果：
本实用新型提出的飞行器动力系统测试装置，通过电机控制桨叶转动并由测试组件测试桨叶转动时产生的升力和扭力，能够测量系统升力和不同升力下对应的电机电流、系统扭力、桨叶转速，根据测量的数值判断出系统最大升力、电机最大负载电流、电机悬停电流，也可推算出电机的负载空载比、桨叶的力效、电机的输出功率、电机的效率；可测试的参数全面，进而对飞行器系统的评估精确，为无人机开发阶段的动力系统匹配和动力系统优化提供可靠的参考。
附图说明
图1是本实用新型提供的飞行器动力系统测试装置的结构示意图。
图中：
1、电机；2、桨叶；3、第一转轴；4、轴套；5、升力测试组件；6、扭力测试组件；7、底座；
51、第一力臂；52、第二力臂；53、第二转轴；54、电子称；55、配重块；56、转轴支架；57、电子称支座；
61、第三力臂；62、推拉力计。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式进一步说明本实用新型的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本实用新型，而非对本实用新型的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本实用新型相关的部分而非全部。
参见图1，本实用新型实施例提供一种飞行器动力系统测试装置，通过电机1控制桨叶2转动并由测试组件测试桨叶2转动时产生的升力和扭力。
电机1的输出轴的一端与桨叶2转动连接，输出轴的另一端连接有第一转轴3，第一转轴3转动设置在轴套4内；测试组件包括设置在底座7上并与轴套4连接的升力测试组件5和扭力测试组件6。
能够测量系统升力和不同升力下对应的电机1的电流、系统扭力、桨叶2转速，根据测量的数值判断出系统最大升力、电机1的最大负载电流、电机1的悬停电流，也可推算出电机1的负载空载比、桨叶2的力效、电机1的输出功率、电机1的效率；可测试的参数全面，进而对飞行器系统的评估精确，为无人机开发阶段的动力系统匹配和动力系统优化提供可靠的参考。
升力测试组件5包括第一力臂51和第二力臂52，第一力臂51的一端与轴套4连接，另一端与第二转轴53转动连接；第二力臂52的一端与第一力臂51靠近第二转轴53的一端连接，另一端搭接在电子称54上。
在本实施例中，为了便于计算，设置第二力臂52与第一力臂51的长度相等且垂直连接，第二力臂52与第一力臂51的连接处刚好位于第二转轴53处。这样第一力臂51上受到的升力的大小就与电子称54上显示的读数的大小相同，避免了中间的换算环节，更直观方便，节省时间。
第一力臂51有多个并沿第二力臂52的延伸方向排布，使得整个装置更稳固。在本实施例中，第一力臂51有两个。
第二力臂52上设置有配重块55，配重块55可沿第二力臂52滑动并通过螺栓定位，配重块55上开设有螺纹孔，螺栓的一端穿过螺纹孔并顶紧在第二力臂52上，将配重块55定位。当桨叶2不旋转时，第二力臂52上的配重块55用于平衡第一力臂51上的电机1和桨叶2的重量，使得第二力臂52刚好与电子称54接触并不对电子称54施加压力。考虑到刚好接触的程度不太好把握，也可以使第二力臂52对电子称54施加一定的预压力，在测量结果上减去预压力即是桨叶2的升力。
第二转轴53的两端与转轴支架56转动连接，转轴支架56与底座7固定连接，电子称54通过电子称支座57与底座7固定连接。
扭力测试组件6包括第三力臂61和推拉力计62，第三力臂61的一端与轴套4连接，第三力臂61的另一端与推拉力计62连接，推拉力计62固定在底座7上。
电机1上连接有电子调速器，电子调速器根据控制信号调节电机1的转速，电子调速器由遥控器控制。电子调速器由直流稳压电源保持恒压电压供电，电子调速器输入的是直流，输出的是三相交流，电子调速器的输出端直接与电机1的三相输入端相连，电子调速器上还有三根信号线用于与接收机相连。接收机包括滤波器、放大器和A/D转换器，能将电信号转换成数字信号输出。
使用前，先调节系统平衡，使得第二力臂52刚好与电子称54接触并不对电子称54施加压力，此时，电子称54的读数为零。
使用时，由遥控器的油门控制电机1的转速，电机1带动桨叶2转动，桨叶2转动所产生的升力通过第一转轴3、轴套4传递到第一力臂51，带动第一力臂51沿第二转轴53转动，第一力臂51带动第二力臂52转动，第二力臂52按压电子称54显示读数，因第二力臂52与第一力臂51等长，通过力矩平衡的原理，电子称54显示读数可近似为桨叶2转动时所获得的升力。
电机1带动桨叶2转动的同时，桨叶2转动所产生的扭力通过第一转轴3、轴套4传递到第三力臂61，通过第三力臂61反馈到推拉力计62上，从推拉力计62上可直接读出该系统下的桨叶2扭力，并可计算出扭矩。
由以上可测出：系统的最大升力，计算出飞机的推动比；可测出系统在获取不同升力时所对应的电压、电流、转速、扭力。通过电压与电流可计算出输入功率，再用相对应的升力除以输入功率得到桨叶2的力效；通过扭力与力臂可计算出扭矩，再加上转速即可计算出系统的输出功率；通过输出功率与输入功率计算出系统的效率；通过电机1的最大负载转速与工作电压及额定电压值可计算出电机1的负载空载比。
以上实施方式只是阐述了本实用新型的基本原理和特性，本实用新型不受上述实施方式限制，在不脱离本实用新型精神和范围的前提下，本实用新型还有各种变化和改变，这些变化和改变都落入要求保护的本实用新型范围内。本实用新型要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
Claims (10)
1.一种飞行器动力系统测试装置，其特征在于，通过电机控制桨叶转动并由测试组件测试所述桨叶转动时产生的升力和扭力。
2.根据权利要求1所述的飞行器动力系统测试装置，其特征在于，所述电机的输出轴的一端与所述桨叶转动连接，所述输出轴的另一端连接有第一转轴，所述第一转轴转动设置在轴套内；
所述测试组件包括设置在底座上并与所述轴套连接的升力测试组件和扭力测试组件。
3.根据权利要求2所述的飞行器动力系统测试装置，其特征在于，所述升力测试组件包括：
第一力臂，其一端与所述轴套连接，另一端与第二转轴转动连接；
第二力臂，其一端与所述第一力臂靠近所述第二转轴的一端连接，另一端搭接在电子称上。
4.根据权利要求2所述的飞行器动力系统测试装置，其特征在于，所述扭力测试组件包括第三力臂和推拉力计，所述第三力臂的一端与所述轴套连接，所述第三力臂的另一端与所述推拉力计连接，所述推拉力计固定在所述底座上。
5.根据权利要求3所述的飞行器动力系统测试装置，其特征在于，所述第二力臂与所述第一力臂的长度相等且垂直连接。
6.根据权利要求5所述的飞行器动力系统测试装置，其特征在于，所述第一力臂有多个并沿所述第二力臂的延伸方向排布。
7.根据权利要求3所述的飞行器动力系统测试装置，其特征在于，所述第二力臂上设置有配重块。
8.根据权利要求3所述的飞行器动力系统测试装置，其特征在于，所述第二转轴的两端与转轴支架转动连接，所述转轴支架与所述底座固定连接，所述电子称通过电子称支座与所述底座固定连接。
9.根据权利要求1-8任一项所述的飞行器动力系统测试装置，其特征在于，所述电机上连接有电子调速器，所述电子调速器与接收机相连。
10.根据权利要求9所述的飞行器动力系统测试装置，其特征在于，所述电子调速器由遥控器控制。
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| CN201720626039.3U CN206990143U (zh) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | 一种飞行器动力系统测试装置 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107024310A (zh) * | 2017-06-01 | 2017-08-08 | 上海未来伙伴机器人有限公司 | 一种飞行器动力系统测试装置 |
| CN115371741A (zh) * | 2022-10-24 | 2022-11-22 | 华东交通大学 | 一种推进电机推力、转速和转矩检测系统及方法 |
| CN115901046A (zh) * | 2023-02-15 | 2023-04-04 | 灵翼飞航（天津）科技有限公司 | 一种多负载的无人机发动机测功机 |
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