CN209258418U - 无人机旋翼单向动平衡测试系统 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供一种无人机旋翼单向动平衡测试系统，包括框架底座部，含有驱动电机、联轴器、旋翼轴、定位轴套和旋翼桨毂的旋翼驱动部，含有舵机、总距摇臂、支撑座、总距滑块和变距拉杆的总距调整部，含有角位移传感器和应力传感器组的平衡检测部，以及含有数据处理单元和数据记录仪的采集记录部；采用应力传感器组准确实时地检测旋翼桨叶的合气动力矩；通过分析传感器底座承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，检测不同旋翼桨叶之间的气动力矩差异；对比气动力矩和方位角对应关系，确定产生动不平衡的旋翼桨叶，从而有针对性地开展旋翼桨叶调整工作，直到实现全部旋翼桨叶的动平衡；具有测量准确、简单直观、实时性好的特点。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种无人机旋翼单向动平衡测试系统,用于检测无人机旋翼桨叶动平衡的测试系统，能够在准确实时安全地检测旋翼桨叶的动平衡特性，主要应用在航空航天和无人机等技术领域。
背景技术
直升机、多旋翼飞行器等旋翼类垂直起降飞行器的旋翼通常由多片桨叶组成，每片桨叶的气动力可能存在一定的差异。在旋翼高速旋转的情况下，上述气动力差异会对旋翼轴产生交变载荷，表现为动不平衡。动不平衡现象不仅引起飞行器的振动和噪声，而且会降低飞行性能、操纵品质和使用寿命。为消除上述现象，有必要开展旋翼的动平衡分析工作。目前的动平衡分析大多是在旋翼桨叶高速旋转的条件下，通过测量旋翼桨尖的运动轨迹，进而检测旋翼的动平衡。由于桨尖运动轨迹是桨叶所受气动力、离心力、重力，以及桨叶挠度等多方面因素共同作用的结果，因此桨尖平面特性并不完全是桨叶气动力的真实反映。
本发明通过采用应力传感器组，能够准确实时地检测旋翼桨叶气动力的差异；通过采用角位移传感器，能够准确实时地检测旋翼桨毂的方位角和角速度；通过对比分析旋翼桨叶的气动力、方位角和角速度数据，可以准确分析旋翼桨叶的动平衡水平。本发明的优点在于：测量精确、实时性好、结构简单、整体测试效果好、速度变化范围宽，适合旋翼类垂直起降飞行器旋翼系统的动平衡测试与调整。
实用新型内容
本实用新型所要解决的技术问题是：为了克服现有技术中的不足，本实用新型提供一种无人机旋翼单向动平衡测试系统。
本实用新型解决其技术问题所要采用的技术方案是：一种无人机旋翼单向动平衡测试系统，含有：框架底座部、总距调整部、旋翼驱动部、平衡检测部和采集记录部，其中：
框架底座部，含有：上面板、下面板，以及位于上、下两块面板之间起支撑作用的支撑柱组件；所述下面板含有固定装置，用于将整个系统牢固地固定在地面上。
旋翼驱动部，含有：驱动电机、联轴器、旋翼轴、定位轴套以及旋翼桨毂；所述驱动电机底面固定在下面板上，且驱动电机的输出轴通过联轴器连接旋翼轴一端，并允许所述旋翼轴产生一定程度的角偏移和轴向偏移；所述旋翼轴另一端依次穿过所述定位轴套和所述上面板后，与所述旋翼桨毂相连，所述旋翼桨毂上端连接旋翼桨叶；所述定位轴套内部通过轴承与旋翼轴连接，所述定位轴套能够在旋翼轴上保持固定的轴向位置，并承受旋翼桨毂的拉力。
总距调整部，含有：舵机、总距摇臂、支撑座、总距滑块以及变距拉杆；所述舵机一端以固定连接或转动连接的方式安装在所述上面板上，另一端与总距摇臂一端转动连接；所述总距摇臂另一端与总距滑块连接，所述支撑座上端与所述总距摇臂中部转动连接，且连接处形成支点，所述支撑座下端连接在上面板上，用于支撑总距摇臂；所述舵机能够偏转角度或改变长度，以驱动总距摇臂偏转；总距摇臂采用杠杆原理，支撑座用于支撑总距摇臂的支点，支点与支撑座转动连接，总距摇臂一端与所述舵机转动连接，另一端与总距滑块连接；所述总距摇臂包括摇臂本体，摇臂本体为矩形板状刚体，所述摇臂本体一端设有用于连接舵机的第一U型臂，另一端设有用于连接总距滑块的第二U型臂，所述舵机上端位于第一U型臂内侧，且通过转轴与第一U型臂转动连接，所述总距滑块位于第二U型臂内侧，且通过转轴与第二U型臂转动连接；总距滑块分上部和下部两部分，上部和下部并通过轴承转动连接，并可沿旋翼轴同步上下滑动；其中，下部不绕旋翼轴旋转，下部与总距摇臂连接；上部与旋翼轴同步旋转，上部依次与变距拉杆和旋翼桨毂连接，用于同步改变旋翼桨叶的桨距角。所述支撑座包括支撑块和支撑臂，所述支撑块下端与上面板连接，上端连接两个相对设置的支撑臂，两支撑臂与支撑块形成U型安装槽，所述总距摇臂的支点位于U型安装槽内，两支撑臂之间的支撑块的前后均设有避让斜面，前后避让斜面使支撑块形成顶部窄底部宽的梯形或三角形截面，用于总距摇臂在绕支点转动时防止碰撞，所述支撑块和支撑臂一体连接。
平衡检测部，含有：角位移传感器、应力传感器组和传感器底座；所述角位移传感器用于检测所述旋翼桨毂的方位角ψ和角速度ω，计算公式为：
ω＝f(Δψ/ΔT)
其中，根据所述角位移传感器在每个采样周期ΔT内，检测到的所述旋翼桨毂的方位角的变化量Δψ，f为采用的滤波算法，包括但不限于一阶滤波、二阶滤波、平滑滤波、IIR滤波、FIR滤波等；
所述应力传感器组，由多个在传感器底座与所述上面板之间水平分布排列的应力传感器组成，用于检测所述传感器底座对所述上面板的垂向拉力；各应力传感器的安装方位角为Ψ＝[Ψ1,Ψ2,...,ΨN]T，距离旋翼轴轴心的距离为r＝[r1,r2,...,rN]T，在时刻t检测到的垂向力F(t)＝[F1(t),F2(t),...,FN(t)]T，其中，N为应力传感器个数；其中，应力传感器组的应力传感器可采用多种分布方式，包括但不限于2个、3个、4个、5个或更多个；传感器底座与定位轴套连接，能够承受旋翼轴上的拉力。
所述传感器底座包括底座本体，所述底座本体中部设有轴套安装孔，所述底座本体的外缘沿周向设有多个向外侧延伸的托臂，且所述托臂的数量与应力传感器数量相同，所述应力传感器一一对应安装在所述托臂上。
采集记录部，含有数据处理单元和数据记录仪，所述数据处理单元与所述平衡检测部的角位移传感器和应力传感器相连，用于实时采集所述应力传感器组和所述角位移传感器的数据；以获取应力、方位角和角速度形成的数据样本；数据样本是一个二维数组；每一行是一个时间点(如0.01s)的全部传感器数据，每一列是一个传感器在全部时间点的全部数据；所述数据处理单元还与所述数据记录仪相连，用于将所述数据样本实时记录在所述数据记录仪中，用于离线分析；所述数据处理单元还可与上位机相连，将所述数据样本实时传输至上位机，用于在线分析。
在旋翼桨叶动平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶之间的合气动力矩趋于零，不会对所述旋翼轴、定位轴套及传感器底座产生交变的力和力矩；在旋翼桨叶动不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶之间会产生合气动力矩，进而对所述旋翼轴、定位轴套及传感器底座产生交变的力和力矩；所述应力传感器组通过检测所述传感器底座上的交变应力，可得到实时的旋翼桨叶合气动力矩与方位角ψA(t)的对应关系，进而感知各个旋翼桨叶气动力矩的差异；
无人机旋翼单向动平衡测试系统的测试及优化流程为：
选定一片旋翼桨叶作为基准桨叶A，在时刻t，基准桨叶A的方位角为ψA(t)；
旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂和旋翼桨叶加速到额定转速；
总距调整部启动，将总距调整到设计范围内，并根据设计要求适当调整；
对任一应力传感器i＝1,...,N，记录其最大应力Fi max、最小应力Fi min与ψA(t)的对应关系；
利用所有应力传感器的检测数据，计算旋翼桨毂的合气动力矩均值为：
Fi max对应于气动力矩偏大的旋翼桨叶，通过Fi max与ψA(t)的对应关系，找到相应的旋翼桨叶，并开展旋翼桨叶调整工作；
多次重复试验，直到趋于零，旋翼桨叶动平衡调整结束；
通过分析传感器底座承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测不同旋翼桨叶之间的气动力矩差异；得到旋翼桨叶的动平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨叶。
本实用新型的有益效果是：本实用新型提供的一种无人机旋翼单向动平衡测试系统，通过采用应力传感器组，能够准确实时地检测旋翼桨叶的合气动力矩；通过分析传感器底座承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测不同旋翼桨叶之间的气动力矩差异；通过对比旋翼桨叶的气动力矩和方位角对应关系，可以确定产生动不平衡的旋翼桨叶，从而可以有针对性地开展旋翼桨叶调整工作，直到实现全部旋翼桨叶的动平衡；本实用新型的优点在于：测量精确、简单直观、实时性好，适合旋翼桨叶的动平衡测试和调整。
附图说明
下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步说明。
图1是本实用新型测试系统的立体结构示意图。
图2是本实用新型测试系统的侧视图。
图3是本实用新型测试系统的(不含旋翼桨叶)的结构示意图。
图4是总距摇臂的结构示意图。
图5是总距滑块的结构示意图。
图6是支撑座的结构示意图。
图7是应力传感器组、传感器底座与定位轴套的位置关系图。
图8是无人机旋翼单向动平衡测试系统的硬件系统架构图。
图9是测量旋翼合气动力矩(2桨叶)的原理图。
图10是测量旋翼合气动力矩(3桨叶)的示意图。
图11是无人机旋翼单向动平衡测试系统的典型测试流程图。
图中：1a.上面板，1b.支撑柱组件，1c.下面板，2.驱动电机，3.联轴器，4.旋翼轴，5.角位移传感器，6.传感器底座，601.底座本体，602.托臂，7.应力传感器组，8.定位轴套，701.应力传感器，702.应力传感器，703.应力传感器，704.应力传感器，10.数据处理单元，11.数据记录仪，12.总距滑块，1201.上部，1202.下部，1203.拉杆支撑臂，13.变距拉杆，14.旋翼桨毂，15.旋翼桨叶，1601.舵机，1602.总距摇臂，1602a.第一U型臂，1602b.第二U型臂，1602c.摇臂本体，1603.支撑座，1603a.支撑块，1603b.支撑臂，1603c.避让斜面，17.耳座，18.地脚，19.固定孔。
具体实施方式
现在结合附图对本实用新型作详细的说明。此图为简化的示意图，仅以示意方式说明本实用新型的基本结构，因此其仅显示与本实用新型有关的构成。
如图1-图5所示，本实用新型的一种无人机旋翼单向动平衡测试系统，含有：框架底座部、总距调整部、旋翼驱动部、平衡检测部和采集记录部，其中：
框架底座部，含有：上面板1a、下面板1c，以及位于上、下两块面板之间起支撑作用的支撑柱组件1b；所述下面板1c含有固定装置，用于将整个系统牢固地固定在地面上。本实施例中支撑柱组件1b采用四根立柱，形成矩形分布，与立柱对应的位置的下面板1c上还设有地脚18，地脚18上设有用于与地面连接的固定孔19。
旋翼驱动部，含有：驱动电机2、联轴器3、旋翼轴4、定位轴套8以及旋翼桨毂14；所述驱动电机2底面固定在下面板1c上，且驱动电机2的输出轴通过联轴器3连接旋翼轴4一端，并允许所述旋翼轴4产生一定程度的角偏移和轴向偏移；所述旋翼轴4另一端依次穿过所述定位轴套8和所述上面板1a后，与所述旋翼桨毂14相连，所述旋翼桨毂14上端连接旋翼桨叶15；所述定位轴套8内部通过轴承与旋翼轴4连接，所述定位轴套8能够在旋翼轴4上保持固定的轴向位置，并承受旋翼桨毂14的拉力。
总距调整部，含有：舵机1601、总距摇臂1602、支撑座1603、总距滑块12以及变距拉杆13；所述舵机1601一端以固定连接或转动连接的方式安装在所述上面板1a上，本实施例中上面板1a上设置耳座17，舵机1601底部通过转轴转动连接在耳座17上，具体的，另一端与总距摇臂1602一端转动连接；所述总距摇臂1602另一端与总距滑块12连接，所述支撑座1603上端与所述总距摇臂1602中部转动连接，且连接处形成转动支点，所述支撑座1603下端连接在上面板1a上，用于支撑总距摇臂1602；所述舵机1601能够偏转角度或改变长度，以驱动总距摇臂1602偏转；总距摇臂1602采用杠杆原理，支撑座1603用于支撑总距摇臂1602的支点，支点与支撑座1603转动连接，总距摇臂1602一端与所述舵机1601转动连接，另一端与总距滑块12连接；如图4所示，所述总距摇臂1602包括摇臂本体1602c，摇臂本体1602c为矩形板状刚体，所述摇臂本体1602c一端设有用于连接舵机1601的第一U型臂1602a，另一端设有用于连接总距滑块12的第二U型臂1602b，所述舵机1601上端位于第一U型臂1602a内侧，且通过转轴与第一U型臂1602a转动连接，所述总距滑块12位于第二U型臂1602b内侧，且通过转轴与第二U型臂1602b转动连接，支点设置在摇臂本体1602c上；如图5所示，总距滑块12分上部1201和下部1202两部分，并可沿旋翼轴4同步上下滑动；上部1201和下部1202并通过轴承转动连接；其中，下部1202不绕旋翼轴4旋转，下部1202与总距摇臂1602连接；上部1201与旋翼轴4同步旋转，上部1201依次与变距拉杆13和旋翼桨毂14连接，用于同步改变旋翼桨叶15的桨距角，上部1201侧壁上对称设置有两对拉杆支撑臂1203，转动支撑在变距拉杆13的底部，变距拉杆13上下两端为球头扣，以铰接方式与总距滑块12的上部1201和旋翼桨毂14的变距摇臂1401连接。变距摇臂1401与旋翼桨夹固定连接。旋翼桨夹可绕旋翼变距铰转动。总距滑块12沿旋翼轴4上下滑动的过程中，带动变距拉杆13和变距摇臂1401上下移动，从而牵引旋翼桨夹绕变距铰转动，进而改变旋翼桨叶15的桨距角及对应的旋翼气动力。如图6所示，所述支撑座1603包括支撑块1603a和支撑臂1603b，所述支撑块1603a下端与上面板1a连接，上端连接两个相对设置的支撑臂1603b，两支撑臂1603b与支撑块1603a形成U型安装槽，所述总距摇臂1602的支点位于U型安装槽内，两支撑臂1603b之间的支撑块1603a的前后均设有避让斜面1603c，前后避让斜面1603c使支撑块1603a形成顶部窄底部宽的梯形或三角形截面，用于总距摇臂1602在绕支点转动时防止碰撞，所述支撑块1603a和支撑臂1603b一体连接。
平衡检测部，含有：角位移传感器5、应力传感器组7和传感器底座6；角位移传感器5由动环和不动环组成，动环与旋翼轴连接，不动环与轴套连接，所述角位移传感器5用于检测所述旋翼桨毂14的方位角ψ和角速度ω，计算公式为：
ω＝f(Δψ/ΔT)，
其中，根据所述角位移传感器5在每个采样周期ΔT内，检测到的所述旋翼桨毂14的方位角的变化量Δψ，f为采用的滤波算法，包括但不限于一阶滤波、二阶滤波、平滑滤波、IIR滤波、FIR滤波等；
如图7所示，所述应力传感器组7，由多个在传感器底座6与所述上面板1a之间水平分布排列的应力传感器组成，用于检测所述传感器底座6对所述上面板1a的垂向拉力；各应力传感器701、702、703和704的安装方位角为Ψ＝[Ψ1,Ψ2,...,ΨN]T，距离旋翼轴4轴心的距离为r＝[r1,r2,...,rN]T，在时刻t检测到的垂向力F(t)＝[F1(t),F2(t),...,FN(t)]T，其中，N为应力传感器个数；其中，应力传感器组7的应力传感器可采用多种分布方式，包括但不限于2个、3个、4个、5个或更多个等；传感器底座6与定位轴套8连接，能够承受旋翼轴4上的拉力。本实施例中以4个应力传感器701、702、703和704为例进行说明。
如图7所示，所述传感器底座6包括底座本体601，所述底座本体601中部设有轴套安装孔，定位轴套8安装在轴套安装孔内，所述底座本体601的外缘沿周向设有多个向外侧延伸的托臂602，且所述托臂602的数量为4个，所述应力传感器一一对应安装在所述托臂602上。
采集记录部，含有数据处理器10和数据记录仪11，所述数据处理器10与所述平衡检测部的角位移传感器5和应力传感器相连，用于实时采集所述应力传感器组7和所述角位移传感器5的数据；以获取应力、方位角和角速度形成的数据样本；数据样本是一个二维数组；每一行是一个时间点(如0.01s)的全部传感器数据，每一列是一个传感器在全部时间点的全部数据；所述数据处理器10还与所述数据记录仪11相连，用于将所述数据样本实时记录在所述数据记录仪11中，用于离线分析；所述数据处理器10还可与上位机相连，将所述数据样本实时传输至上位机，用于在线分析。
在旋翼桨叶15动平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶15之间的合气动力矩趋于零，不会对所述旋翼轴4、定位轴套8及传感器底座6产生交变的力和力矩；在旋翼桨叶15动不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶15之间会产生合气动力矩，进而对所述旋翼轴4、定位轴套8及传感器底座6产生交变的力和力矩；所述应力传感器组7通过检测所述传感器底座6上的交变应力，可得到实时的旋翼桨叶15合气动力矩与方位角ψA(t)的对应关系，进而感知各个旋翼桨叶15气动力矩的差异。
测试系统的动作过程：
驱动电机2带动旋翼轴4转动，从而使旋翼桨毂14和旋翼桨叶15同步转动；
转动过程中通过舵机调整旋翼桨叶15的桨距角：当舵机向下移动时，舵机带动总距摇臂1602绕支点转动，使总距摇臂1602另一端上升，驱动总距滑块12沿旋翼轴4向上滑动，同时带动变距拉杆13和变距摇臂向上运动，从而推动旋翼桨夹绕变距铰转动，进而同时增大旋翼桨叶15的桨距角；反之，同时减小旋翼桨叶15的桨距角；
随着旋翼桨叶桨15距角的增大，所有旋翼桨叶15的气动力同步增大；反之，所有旋翼桨叶15的气动力同步减小；
各个旋翼桨叶15的气动力可能出现一定程度的差异，并合成水平方向的合气动力矩，导致出现旋翼动不平衡现象；
根据所有应力传感器的检测数据，计算旋翼桨毂14的合气动力矩均值，从而可检测到旋翼上述动不平衡现象；
根据合气动力矩和旋翼桨毂14方位角的对应关系，可确定不平衡的桨叶，从而有针对性地开展调整工作。
在整个动态测试过程中角位移传感器5实时测量旋翼轴4即旋翼桨毂14的方位角，应力传感器检测传感器底座6对上面板1a的合气动力矩。根据合气动力矩和旋翼桨毂14方位角的对应关系，可确定不平衡的桨叶，从而有针对性地开展调整工作。
如图9-图11所示，无人机旋翼单向动平衡测试系统的测试及优化流程为：
应力传感器i＝1,...,N与旋翼轴4中心的距离为ri；
选定一片旋翼桨叶15作为基准桨叶A，在时刻t，基准桨叶A的方位角为ψA(t)；
旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂14和旋翼桨叶15加速到额定转速；
总距调整部启动，将总距调整到设计范围内，并根据设计要求适当调整；
在旋翼桨叶动不平衡的情况下，全部桨叶的气动力存在一定程度的差异，并由此合成合气动力矩M；在旋翼旋转过程中，合成合气动力矩M会对应力传感器i＝1,...,N产生交变的应力载荷，并被应力传感器i＝1,...,N所检测到；
对任一应力传感器i＝1,...,N，记录其最大应力Fi max、最小应力Fi min与ψA(t)的对应关系；
利用所有应力传感器的检测数据，计算旋翼桨毂14的合气动力矩均值为
Fi max对应于气动力矩偏大的旋翼桨叶15，通过Fi max与ψA(t)的对应关系，找到相应的旋翼桨叶15，并开展旋翼桨叶15调整工作；
对任一应力传感器i＝1,...,N，根据旋翼桨毂的方位角为ψA(t)与各个旋翼桨叶的对应关系，可知每片桨叶经过应力传感器i＝1,...,N的时刻t；根据应力传感器i＝1,...,N在t时刻检测的应力Fj(t)(j＝A,B,...)与ψA(t)的对应关系，从而可确定每片旋翼桨叶j＝A,B,...上的气动力；
通过分析传感器底座6承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测不同旋翼桨叶15之间的气动力矩差异；得到旋翼桨叶15的动平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨叶15。
其中，图7是测量旋翼合气动力矩(2桨叶)的原理图，以图7所示的2桨叶旋翼为例，简要说明测试过程：假设旋翼桨叶A气动力大于旋翼桨叶B，在旋翼旋转过程中会形成一个水平方向的合成力矩M，并在各应力传感器上产生交变的力；例如，应力传感器701在旋翼桨叶A经过时，会检测到最大应力F1max；在旋翼桨叶B经过时，会检测到最小应力F1min；利用所有传感器的数据，可根据上述流程计算合成力矩均值以及各个桨叶的气动力；通过对比各个桨叶气动力的差异，可确定造成动不平衡的桨叶，并由此确定桨叶气动力调整的方向(例如，以基准桨叶A为标准调整桨叶B)；
图8是测量旋翼合气动力矩(3桨叶)的示意图，3桨叶旋翼与2桨叶旋翼仅桨叶数量不同，其测试流程一致。通过对比各个桨叶气动力的差异，可确定桨叶气动力的调整方向(例如，以基准桨叶A为标准调整桨叶B和C)；
以上述依据本实用新型的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关的工作人员完全可以在不偏离本实用新型的范围内，进行多样的变更以及修改。本项实用新型的技术范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。
Claims (6)
1.一种无人机旋翼单向动平衡测试系统，其特征在于：含有：框架底座部、旋翼驱动部、总距调整部、平衡检测部和采集记录部，其中：
框架底座部，含有：上面板、下面板以及位于上面板和下面板之间起支撑作用的支撑柱组件；所述下面板含有固定装置，用于将整个系统固定；
旋翼驱动部，含有：驱动电机、联轴器、旋翼轴、定位轴套以及旋翼桨毂；所述驱动电机底面固定在下面板上，且驱动电机的输出轴通过联轴器连接旋翼轴一端；所述旋翼轴另一端依次穿过定位轴套和上面板与所述旋翼桨毂相连；所述旋翼桨毂上端连接旋翼桨叶；所述定位轴套内部通过轴承与旋翼轴连接；所述定位轴套能够在旋翼轴上保持固定的轴向位置，并承受旋翼桨毂的拉力；
总距调整部，含有：舵机、总距摇臂、支撑座、总距滑块以及变距拉杆；所述舵机一端以固定连接或转动连接的方式安装在所述上面板上，另一端与总距摇臂一端转动连接；所述总距摇臂另一端与总距滑块连接，所述支撑座上端与所述总距摇臂中部转动连接，且连接处形成支点；所述支撑座下端连接在上面板上，用于支撑总距摇臂；所述总距滑块分上部和下部两部分，上部和下部通过轴承转动连接；其中，下部不绕旋翼轴旋转，且下部与变距摇臂连接，并可沿旋翼轴上下滑动；上部与旋翼轴同步旋转，上部依次与变距拉杆和旋翼桨毂连接，用于同步改变旋翼桨叶的桨距角；
平衡检测部，含有：角位移传感器、应力传感器组和传感器底座；所述角位移传感器设置在旋翼轴上，用于检测所述旋翼桨毂的方位角和角速度；应力传感器组含有多个应力传感器，所述应力传感器安装在上面板下方的传感器底座上，且位于上面板和传感器底座之间，用于检测所述传感器底座对所述上面板的垂向拉力；所述传感器底座与定位轴套连接，能够承受旋翼轴上的拉力；
采集记录部，含有数据处理单元和数据记录仪；所述数据处理单元与所述角位移传感器和应力传感器相连，用于实时采集所述应力传感器组和角位移传感器的数据，以获取应力、方位角和角速度形成的数据样本；所述数据处理单元与所述数据记录仪相连，用于将所述数据样本实时记录在所述数据记录仪中，用于离线分析。
2.如权利要求1所述的无人机旋翼单向动平衡测试系统，其特征在于：所述采集记录部还包括上位机，所述数据处理单元与上位机相连，将所述数据样本实时传输至上位机，用于在线分析。
3.如权利要求1所述的无人机旋翼单向动平衡测试系统，其特征在于：所述总距摇臂包括摇臂本体；所述摇臂本体一端设有用于连接舵机的第一U型臂，另一端设有用于连接总距滑块的第二U型臂；所述舵机上端位于第一U型臂内侧，且通过转轴与第一U型臂转动连接；所述总距滑块位于第二U型臂内侧，且通过转轴与第二U型臂转动连接。
4.如权利要求1所述的无人机旋翼单向动平衡测试系统，其特征在于：所述传感器底座包括底座本体；所述底座本体中部设有轴套安装孔；所述底座本体的外缘沿周向设有多个向外侧延伸的托臂，且所述托臂的数量与应力传感器数量相同；所述应力传感器一一对应安装在所述托臂上。
5.如权利要求1所述的无人机旋翼单向动平衡测试系统，其特征在于：所述支撑座包括支撑块和支撑臂；所述支撑块下端与上面板连接，上端连接两个相对设置的支撑臂，两支撑臂之间的支撑块的前后均设有避让斜面。
6.如权利要求5所述的无人机旋翼单向动平衡测试系统，其特征在于：所述支撑块和支撑臂一体连接。
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Cited By (2)
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|---|---|---|---|---|
| CN110683048A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-01-14 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 一种无人直升机复合材料桨叶及桨尖配重方法 |
| CN112033603A (zh) * | 2020-09-25 | 2020-12-04 | 重庆领直航科技有限公司 | 无人直升机桨叶动平衡标定系统及标定方法 |
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