CN215952932U - 用于无人机风洞实验的测试工装 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种用于无人机风洞实验的测试工装，包括第一支架、第二支架、工装本体、多个第一紧固件及多个第二紧固件，第一支架和第二支架之间限定出用于夹持无人机的空间，且第一支架和第二支架通过多个第一紧固件相连；第二支架上设置有多个第一连接孔，工装本体上设置有多个第二连接孔，第一连接孔的中轴线和第二连接孔的中轴线均沿X方向延伸，第二紧固件用于连接第一连接孔与对应的第二连接孔，第二支架构造为通过选择性地连接第一连接孔和第二连接孔，能够调节第二支架在工装本体上的位置，从而调节无人机的俯仰角或翻滚角。通过上述方案，保证了无人机在实验过程中安装位置的可靠性，有利于保证无人机风洞实验的测试结果的可靠性。

Description

用于无人机风洞实验的测试工装

技术领域

本公开涉及无人机测试工装技术领域，具体地，涉及一种用于无人机风洞实验的测试工装。

背景技术

风洞实验是将无人机或其他物体模型布置在专用的测试工装(如台架)上，并将无人机与其他物体模型一起放置于风洞中，人为制造气流流过，以此模拟飞行或其他物体模型在空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据，从而了解实际无人机或其他物体的空气动力学特性。

当前，在相关技术中，由于测试工装的振动，导致无人机风洞实验中的测试结果的精度较低。

实用新型内容

本公开的目的是提供一种用于无人机风洞实验的测试工装，通过该测试工装，有利于提高无人机风洞实验中测试结果的精度，保证在无人机风洞实验中测试结果的可靠性。

为了实现上述目的，本公开提供一种用于无人机风洞实验的测试工装，包括第一支架、第二支架、工装本体、多个第一紧固件及多个第二紧固件；所述第一支架和所述第二支架之间限定出用于夹持无人机的空间，且所述第一支架和所述第二支架通过所述多个第一紧固件相连；所述第二支架上设置有多个第一连接孔，所述工装本体上设置有多个第二连接孔，所述第一连接孔的中轴线和所述第二连接孔的中轴线均沿X方向延伸，所述第二紧固件用于连接所述第一连接孔与对应的所述第二连接孔；其中，所述第二支架构造为通过选择性地连接所述第一连接孔和所述第二连接孔，能够调节所述第二支架在所述工装本体上的位置，从而调节所述无人机的俯仰角或翻滚角。

可选地，所述第二支架上设置有沿Z方向延伸的第一凸耳，所述多个第一连接孔设置在所述第一凸耳上，并且多个第一连接孔布置为其中一个第一连接孔的中轴线位于一个圆的圆心位置，其余的第一连接孔的中轴线间隔布置在该圆的圆弧上；所述工装本体上设置有沿所述Z方向延伸的第二凸耳，所述多个第二连接孔设置在所述第二凸耳上，并且多个第二连接孔布置为其中一个第二连接孔的中轴线位于一个圆的圆心位置，其余的第二连接孔的中轴线间隔布置在该圆的圆弧上。

可选地，所述第一凸耳上的所述圆的直径与所述第二凸耳上的圆的直径相等。

可选地，所述工装本体上还设置有沿所述Z方向延伸的第三凸耳，第三凸耳和所述第二凸耳在所述X方向间隔布置，所述第一凸耳伸入至第二凸耳和第三凸耳之间的间隙，每个第二连接孔包括位于第二凸耳上的部分和设置在对应的第三凸耳上的部分。

可选地，所述第二紧固件为螺栓，所述测试工装还包括第一锁紧螺母，所述第二紧固件的一端依次穿过第一凸耳、第二凸耳和第三凸耳，所述第一锁紧螺母螺纹配合在第二紧固件上。

可选地，所述工装本体包括连接架、支撑架和多个第三紧固件；所述第二连接孔设置在所述连接架上，且所述连接架上还设置有多个第三连接孔，所述支撑架具有相对的第一端和第二端，所述第一端上设置有多个第四连接孔，所述第三连接孔的中轴线和所述第四连接孔的中轴线均沿Z方向延伸，所述第三紧固件用于连接所述第三连接孔与对应的所述第四连接孔，所述第二端用于与六轴力检测器；所述连接架构造为通过选择性地连接所述第三连接孔和所述第四连接孔，能够调节所述连接架在所述支撑架上的位置，从而以调节无人机的偏航角。

可选地，所述连接架上还设置有第一连接法兰，所述多个第三连接孔绕所述第一连接法兰的中轴线周向间隔布置在所述第一连接法兰上；所述支撑架上设置有第二连接法兰，所述多个第四连接孔绕所述第二连接法兰的中轴线周向间隔布置在所述第二连接法兰上。

可选地，所述支撑架的第二端设置有第三连接法兰，所述第三连接法兰上设置有第五连接孔，所述测试工装还包括第四紧固件，所述第四紧固件通过所述第五连接孔与所述六轴力检测器相连。

可选地，所述支撑架包括还包括连杆，所述第二连接法兰和所述第三连接法兰分别位于所述连杆的相对两端，所述连杆的横截面为流线型截面。

可选地，所述连杆的所述横截面呈椭圆形。

可选地，所述工装本体包括连杆、第一连接结构和第二连接结构，所述连杆具有相对的第一端和第二端，所述第一连接结构设置在所述第一端，所述第二连接结构设置在所述第二端，所述第二连接孔位于所述第一连接结构上，所述连杆的横截面为流线型截面。

可选地，所述第一支架包括第一矩形板和形成在所述第一矩形板的下侧的多个套筒，所述多个套筒位于所述第一矩形板的相对两侧，所述第一矩形板上设置有还设置有多个沉孔，所述多个沉孔与对应的套筒连通；所述第二支架包括第二矩形板和形成在所述第二矩形板的上侧的多个安装柱，所述多个安装柱的上端设置有盲孔；所述第一紧固件为紧固螺丝，所述第一紧固件的下端依次穿过所述沉孔、所述套筒并螺纹固定在对应的盲孔内。

可选地，所述测试工装还包括第五紧固件，所述第一矩形板上还设置有第五连接孔，所述第五紧固件通过所述第五连接孔与所述无人机相连。

相较于相关技术中采用卡接结构的方案，本公开采用第一紧固件连接第一支架和第二支架，能够保证无人机在第一支架和第二支架上安装位置的可靠性，保证无人机在实验过程不会相对于第一支架和第二支架产生移位。而使用第二紧固件连接第二支架和工装本体能够保证第二支架在工装本体上安装位置的可靠性，保证第二支架在实验过程不会相对于工装本体产生移位，这就保证无人机在实验过程中安装位置的可靠性，有利于保证无人机风洞实验的测试结果的可靠性。

本公开的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

附图是用来提供对本公开的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本公开，但并不构成对本公开的限制。在附图中：

图1是本公开一种实施方式的测试工装与无人机处于装配状态的立体示意图。其中，箭头示出了飞行方向，无人机处于前飞状态；

图2是本公开一种实施方式的测试工装与无人机处于装配状态的立体示意图。其中，箭头示出了飞行方向，无人机处于侧飞状态；

图3是本公开一种实施方式的测试工装的立体示意图；

图4是本公开一种实施方式的测试工装另一个视角的立体示意图；

图5是图4中的测试工装的爆炸示意图；

图6是本公开一种实施方式的测试工装的第二支架的正视示意图；

图7是本公开一种实施方式的测试工装的连接架的正视示意图；

图8是本公开一种实施方式的测试工装的连接架的立体示意图；

图9是本公开一种实施方式的测试工装的支撑架的剖视示意图；

图10是图3中测试工装的部分零部件的示意图。

附图标记说明

100-测试工装；10-第一支架；11-第一矩形板；111-沉孔；12-套筒；20-第二支架；21-第一连接孔；210-第一中心孔；211-第一孔；212-第二孔；213-第三孔；22-第一凸耳；23-第二矩形板；24-安装柱；30-工装本体；31-连接架；311-第二连接孔；3111-第二中心孔；3114-第四孔；3115-第五孔；3116-第六孔；3117-第七孔；3118-第八孔；312-第三连接孔；313-第二凸耳；314-第三凸耳；315-第一连接法兰；316-定位柱；32-支撑架；321-第四连接孔；322-第二连接法兰；323-第三连接法兰；324-连杆；325-第五连接孔；3241-横截面；41-第一紧固件；42-第二紧固件；43-第四紧固件；44-第五紧固件；51-第一锁紧螺母；52-第二锁紧螺母；200-无人机。

具体实施方式

以下结合附图对本公开的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本公开，并不用于限制本公开。

在本公开中，在未作相反说明的情况下，使用的方位词如“上、下、左、右”通常是指基于附图方向定义的。此外，X方向可以与无人机200的宽度方向相同，Y方向可以与无人机200的长度方向相同，Z方向可以与无人机200的高度方向相同。“内、外”是指相关零部件的内、外。此外，术语“第一”、“第二”等，仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示零部件的相对重要性或顺序。

申请人发现，在相关技术中，导致用于无人机风洞实验的测试工装测试结果可靠性得不到保证的其中一个原因在于：在相关技术中，无人机与测试工装之间及测试工装的可相对活动的组件之间多采用卡接结构相连，以便调节无人机的俯仰角、翻滚角或偏航角。但卡接结构连接可靠性较差，导致测试工装在测试过程中出现振动，从而导致无人机在测试过程可能存在晃动，导致无人机安装位置的可靠性得不到保证，从而导致无人机风洞实验中测试结果的精度较低，影响最终测试结果的可靠性。

鉴于此，如图1至图10所示，本公开提供了一种用于无人机风洞实验的测试工装100，该测试工装100包括第一支架10、第二支架20、工装本体30、多个第一紧固件41及多个第二紧固件42。第一支架10和第二支架20之间限定出用于夹持无人机200的空间，即，无人机200夹持在第一支架10与第二支架20之间，且第一支架10和第二支架20通过多个第一紧固件41相连。第二支架20上设置有多个第一连接孔21，工装本体30上设置有多个第二连接孔311，第一连接孔21的中轴线和第二连接孔311的中轴线均沿X方向(即无人机200的宽度方向)延伸。第二紧固件42用于连接第一连接孔21与对应的第二连接孔311。

其中，第二支架20构造为通过选择性地连接第一连接孔21和第二连接孔311，能够调节第二支架20在工装本体30上的位置，从而调节无人机200的俯仰角或翻滚角。

通过上述技术方案，在进行风洞实验时，可先将无人机200放置在第二支架20上，然后将第一支架10与第二支架20对合，之后利用第一紧固件41将第一支架10和第二支架20紧固连接。在需要测试无人机200在不同俯仰角或翻滚角下的相关参数时，可通过选择性地连接第一连接孔21和第二连接孔311，以此改变第二支架20在工装本体30上的位置，待调节到位后，使第二紧固件42连接对应的第一连接孔21和第二连接孔311，即可完成无人机的俯仰角或翻滚角的调节。

相较于相关技术中采用卡接结构的方案，本公开采用第一紧固件41连接第一支架10和第二支架20，能够保证无人机200在第一支架10和第二支架20上安装位置的可靠性，保证无人机200在实验过程不会相对于第一支架10和第二支架20产生移位。而使用第二紧固件42连接第二支架20和工装本体30，能够保证第二支架20在工装本体30上安装位置的可靠性，保证第二支架20在实验过程不会相对于工装本体30产生移位，这就保证无人机200在实验过程中安装位置的可靠性，有利于提高无人机风洞实验中测试结果的精度，保证无人机风洞实验的测试结果的可靠性。

具体地，无人机200的俯仰角的调节过程为：参见图1，此时，Y方向(即无人机200的长度方向)为无人机200的飞行方向，无人机200处于前飞状态。首先可拆卸第二紧固件42，之后将第二支架20绕X方向的轴线转动，即可调节俯仰角。待调节到位后，可将第二紧固件42重新连接对应的第一连接孔21和第二连接孔311。

无人机200的翻滚角的调节过程为：参见图2，此时，X方向为无人机200的飞行方向，无人机200处于侧飞状态。首先可拆卸第二紧固件42，之后将第二支架20绕X方向的轴线转动，即可调节翻滚角。待调节到位后，可将第二紧固件42重新连接对应的第一连接孔21和第二连接孔311。

其中，第一紧固件41和第二紧固件42可以螺纹紧固件，例如，第一紧固件41可以为紧固螺丝，第一紧固件41的一端可以穿过第一支架10并上的孔，并固定在设置在第二支架20上的螺纹孔内。第二紧固件42可以为紧固螺丝或紧固螺栓，第一连接孔21和第二连接孔311可以为螺纹孔，在第二紧固件42为紧固螺栓的实施例中，该测试工装200还可包括用于与第二紧固件42配合的锁紧螺母，以利用锁紧螺母与紧固螺栓配合，实现第二支架20与工装本体30的紧固连接。可选地，第一连接孔21和第二连接孔311的孔径可以相等。

为了方便第二支架20与工装本体30的连接及便于调节俯仰角和翻滚角，如图3至图5所示，在本公开的一种实施方式中，第二支架20上可以设置有沿Z方向(即无人机200的高度方向)延伸的第一凸耳22，多个第一连接孔21设置在第一凸耳22上，并且多个第一连接孔21布置为其中一个第一连接孔21的中轴线位于一个圆的圆心位置，其余的第一连接孔21的中轴线间隔布置在该圆的圆弧上。

如图3至图5所示，工装本体30上可以设置有沿Z方向延伸的第二凸耳313，多个第二连接孔311设置在第二凸耳313上，并且多个第二连接孔311布置为其中一个第二连接孔311的中轴线位于一个圆的圆心位置，其余的第二连接孔311的中轴线间隔布置在该圆的圆弧上。

在本实施方式中，第一连接孔21在第一凸耳22和第二连接孔311在第二凸耳313上的布置方式，相当于在第一凸耳22及第二凸耳313上各设置了角度盘，通过合理布置第一连接孔21和第二连接孔311在各自圆弧上的位置，可以准确得到预设的多个角度的调节。

可选地，位于第一凸耳22的圆的直径和位于第二凸耳313上的圆的直径相等。如此设置，在调节俯仰角或翻转角的角度时，使第一凸耳22绕位于圆心位置的第一连接孔21的中轴线转动预设的角度，即可使第一凸耳22上的位于圆弧位置上的第一连接孔21与对应的第二凸耳313上的位于圆弧位置的第二连接孔311对齐，可以省去第一凸耳22和第二凸耳313之间的滑动调节，简化了俯仰角或翻转角调节的过程。

例如，参见图6，第一凸耳22在圆弧上可以设置四个第一连接孔21，其中两个位于X方向(即图面的左右方向上)，另外两个位于Z方向(即图面的上下方向)，其中一个第一连接孔21位于圆心处。参见图7，第二凸耳313在圆弧上可以设置六个第二连接孔311，其中两个位于X方向(即图面的左右方向上)，另外四个位于相对于第二轴线L2偏离一定的角度，其中一个第二连接孔311位于圆心处。

为了方便区分，在图6中，定义位于圆心位置的第一连接孔21为第一中心孔210，以位于最左侧的第一连接孔21为第一孔211，以位于最上侧第一连接孔21为第二孔212，以位于最下侧的第一连接孔21为第三孔213。在图7中，定义位于圆心位置的第二连接孔311为第二中心孔3111，以位于最左侧的第二连接孔311为第四孔3114，其他四个第二连接孔311分别为第五孔3115、第六孔3116、第七孔3117及第八孔3118。其中，第五孔3115、第六孔3116、第七孔3117及第八孔3118与第二轴线L2的夹角分别为α、β、γ、δ。在图1至图4所示的位置，第一凸耳21的第一轴线L1和第二凸耳313的第二轴线L2重合，第二中心孔3111与第一中心孔211相连，第一孔212与第四孔3114相连。

当需要调节角度，例如调节俯仰角时，可使第一中心孔210和第二中心孔3111保持相连，并使第二孔212与第五孔3115或第六孔3116相连，或者，可使第三孔213与第七孔3117或第八孔3118相连。如此，可以得到4个角度的调节。

需要说明的是，在本实施方式中，第二支架20可以调节的角度的数量可以由第一连接孔21和第二连接孔311的数量及布置关系而定。本公开对于第一连接孔21和第二连接孔311的数量及布置关系不作限定。

如图5和图8所示，在本公开的一种实施方式中，工装本体30上还可以设置有沿Z方向延伸的第三凸耳314，第三凸耳314和第二凸耳313在X方向间隔布置，第一凸耳22伸入至第二凸耳313和第三凸耳314之间的间隙，每个第二连接孔311包括位于第二凸耳313上的部分和设置在对应的第三凸耳314上的部分。第一凸耳22、第二凸耳313及第三凸耳314的设计，在简化第二支架20与工装本体30的连接结构同时，还有利于实现第二支架20与连接架31连接的可靠性。

可选地，在X方向上，第二凸耳313和第三凸耳314之间的间隙的尺寸与第一凸耳22的尺寸相等，以与第二凸耳313和第三凸耳314接触配合，有利于保证第一凸耳22与第二凸耳313和第三凸耳314连接的可靠性。

为了提升第一凸耳22与第二凸耳313和第三凸耳314连接的可靠性。如图5所示，在本公开的一种实施方式中。第二紧固件42可以为螺栓，测试工装100还可以包括第一锁紧螺母51，第二紧固件42的一端依次穿过第一凸耳22、第二凸耳313和第三凸耳314，第一锁紧螺母51螺纹配合在第二紧固件41上，以实现第一凸耳22与第二凸耳313和第三凸耳314的锁紧，保证了无人机200在风洞实验中安装位置的可靠性。

可以理解的是，在本公开的其他实施方式中，第二紧固件42还可以为紧固螺丝，该紧固螺丝的一端可依次穿过第二凸耳313、第一凸耳22并固定在第三凸耳314内。在该实施方式中，可适当增大第二凸耳313的厚度，以与紧固螺丝配合。

另外，在本公开的其他实施方式中，第一凸耳22的圆的直径和位于第二凸耳313上的圆的直径可以不相等，本公开对此并不作限定。

本公开对工装本体30的具体结构不作限定，可选地，参见图1至图4，在本公开的一种是实施例中，工装本体30可以包括连杆324、第一连接结构和第二连接结构，连杆324具有相对的第一端和第二端，第一连接结构设置在第一端，第二连接结构设置在第二端，第二连接孔311位于第一连接结构上，连杆324的横截面3241为流线型截面。由于连杆的横截面3241为流线型截面，可以有效降低风阻，减小对流场的干扰，有利于保证风洞实验测试结果的可靠性。

其中，连杆324的横截面3241可以为任意适当形状的流行性截面，例如，圆形、椭圆形等，本公开对此不作限定。可选地，如图9所示，在本公开的一种实施方式中，连杆段的横截面3241呈椭圆形。如此，在进行风洞实验时，可以将椭圆形的顶角所在的位置朝向飞行方向，能够进一步降低连杆324对风阻的影响，从而降低整个测试工作对风阻的影响。其中，可选地，如图1至图10所示，第一连接结构可以包括下文的连接架31和支撑架32的第一连接法兰322，第二连接结构可以包括下文的支撑架32的第三连接法兰323，关于连接架31、支撑架32，具体见下文描述。

如图1至图4所示，可选地，在本公开的一种实施方式中，工装本体30可以包括连接架31、支撑架32和多个第三紧固件(未示出)。其中，第二连接孔311可以设置在连接架31上，例如，上述的第二凸耳313和第三凸耳314可以设置在连接架31上。第二支架20与工装本体30的连接架31相连，且连接架31上还设置有多个第三连接孔312。支撑架32具有相对的第一端和第二端，第一端上设置有多个第四连接孔321，第三连接孔312的中轴线和第四连接孔321的中轴线均沿Z方向延伸，第三紧固件用于连接第三连接孔312与对应的第四连接孔321，第二端用于与六轴力检测器。连接架31构造为通过选择性地连接第三连接孔312和第四连接孔321，能够调节连接架31在支撑架32上的位置，从而以调节无人机200的偏航角。这里，六轴力检测器可以用于检测无人机200在各个角度时的受力及力矩情况。

基于此，在需要测试无人机200在不同偏航角的相关参数的时候，参见图1，以Y方向为无人机200的飞行方向，首先可以拆卸第三紧固件，之后将连接架31绕Z方向的轴线转动，调节连接架31在支撑架32上的位置，即可调节偏航角。待调节到位后，可将第三紧固件重新连接对应的第三连接孔312和第四连接孔321。

使用第三紧固件将连接架31和支撑架32连接，能够保证连接架31在支撑架32上安装位置的可靠性，有利于保证连接架31在实验过程不会相对于支撑架32产生移位，保证了无人机200在安装位置的可靠性。

可以理解的是，当工装本体30包括上述的连接架31和支撑架32时，当需要调节翻滚角时，可以将图1的第二支架20绕Z方向的轴线转动90°，然后将连接架31对应绕支撑架32转动90°。如此，即可实现无人机200的俯仰角及翻滚角的调节，如图2所示。

为了便于连接架31与支撑架32的连接，如图3至图5所示，在本公开的一种实施方式中，连接架31上还可以设置有第一连接法兰315，多个第三连接孔312绕第一连接法兰315的中轴线周向间隔布置在第一连接法兰315上。支撑架32上设置有第二连接法兰322，多个第四连接孔321绕第二连接法兰322的中轴线周向间隔布置在第二连接法兰322上，第三紧固件可以连接第三连接孔312和对应的第四连接孔321，以将连接架31与支撑架32连接在一起。第一连接法兰315和第二连接法兰322的设置，一方面方便了连接架31与支撑架32的连接；另一方面，使得连接架31与支撑架32能够形成面面接触。而且第三连接孔312和第四连接孔321在对应的连接法兰上周向布置，能够提升连接架31和支撑架32连接的可靠性，如此，有利于提升测试工装100的刚度，有利于避免共振。

可选地，第三紧固件可以为紧固螺栓，并配合对应的锁紧螺母配合，以将第一连接法兰315和第二连接法兰322锁紧。

如图5和图7所示，第一连接法兰315上还设置有两个呈角度设置的定位柱316，通过两个定位柱316，可以方便第一连接法兰315与第二连接法兰322的连接。

可选地，如图5所示，在本公开的一种实施方式中，第一连接法兰315和第二连接法兰322的可均为圆形法兰，以减小对风阻的影响。另外，两者的尺寸可以相同，以方面设计的第三连接孔312和第四连接孔321的位置。

在本公开中，连接架31既可以如图5和图8所示的包括第二凸耳313和第三凸耳314，第二凸耳313和第三凸耳314直接形成在第一连接法兰315上，以简化连接架31的结构，也可以在第二凸耳313、第三凸耳314与第一连接法兰315之间还设置其他中间部件，本公开对此不作限定。

为了便于支撑架32与六轴力检测器的连接，如图3至图5所示，在本公开的一种实施方式中，支撑架32的第二端设置有第三连接法兰323，第三连接法兰323上设置有第五连接孔325，测试工装100还包括第四紧固件43，第四紧固件43用于连接第三连接法兰323与六轴力检测器。对应地，六轴力检测器上可以设置对应的连接结构，例如，设置第四连接法兰并在第四连接法兰上设置安装孔，以与第三连接法兰323配合。第三连接法兰323的设置，一方面方便了支撑架32与六轴力检测器的连接，另一方面，有利于使得支撑架32与六轴力检测器形成面面接触，配合第四紧固件43，能够提升连接架31和支撑架32连接的可靠性。

可选地，第四紧固件44也可以为紧固螺栓，并配合对应的锁紧配合，以将支撑架32的第三连接法兰323锁紧到六轴力检测器。

可选地，第三连接法兰323可以为圆形，以减小风阻。

如图3至图5、图9所示，在本公开的一种实施方式中，支撑架32还可以包括上述的连杆324，第二连接法兰322和第三连接法兰323分别位于连杆324的相对两端。该支撑架32的结构简单，而且，通过上述论述可知，由于连杆的横截面3241为流线型截面，可以有效降低风阻，减小对流场的干扰，有利于保证风洞实验测试结果的可靠性。

在本公开中，第一支架10和第二支架20可以具有任意适当的形状，本公开对此不作限定。可选地，如图3至图5及图10所示，在本公开的一种实施方式中，第一支架10可以包括第一矩形板11和形成在第一矩形板11的下侧的多个套筒12，多个套筒12位于第一矩形板11的相对两侧，第一矩形板11上设置有还设置有多个沉孔111孔，多个沉孔111与对应的套筒12连通。第二支架20包括第二矩形板23和形成在第二矩形板23的上侧的多个安装柱24，多个安装柱24的上端设置有盲孔(未示出)。多个沉孔111和多个盲孔可以均为螺纹孔，第一紧固件41为紧固螺丝，第一紧固件41的下端依次穿过沉孔111、套筒12后固定在对应的盲孔内。基于此，在进行风洞实验室，可以将无人机200可靠夹持在第一矩形板11和第二矩形板23之间，保证了无人机200位置固定的可靠性。

为了进一步提升无人机200在第一支架10和第二支架20之间安装位置的可靠性，如图10所示，可选地，在本公开的一种实施方式中，测试工装100还可以包括第五紧固件44，第一矩形板11上还设置有第五连接孔(未示出)，第五紧固件44通过第五连接孔与无人机200相连。例如，第五紧固件44一端用于穿过依次穿过设置于无人机200上的安装孔及第五连接孔后通过第二锁紧螺母52锁紧。如此，无人机200与测试工装100之间通过紧固件连接，进一步保证了无人机200安装位置的可靠性。

可选地，第五连接孔可为四个，四个第五连接孔在第一矩形板11上分别位于一个矩形的四个角的位置，以对应位于无人机200机身的长度方向的两侧的四个安装孔。

在相关技术中，测试工装的体积过大，在风洞实验中容易引起气体扰动，影响风洞中的气流的流场，导致无人机风洞实验的测试结果的精度较低。

在本公开中，测试工装100包括第一支架10、第二支架20、连接架31、支撑架32及多个紧固件，整体体积较小。故能够有效避免因测试工装100体积过大而引起的气体扰动，有利于提高无人机风洞实验的测试结果的精度。

以上结合附图详细描述了本公开的优选实施方式，但是，本公开并不限于上述实施方式中的具体细节，在本公开的技术构思范围内，可以对本公开的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本公开的保护范围。

另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合，为了避免不必要的重复，本公开对各种可能的组合方式不再另行说明。

此外，本公开的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本公开的思想，其同样应当视为本公开所公开的内容。

Claims (13)

1.一种用于无人机风洞实验的测试工装，其特征在于，包括第一支架(10)、第二支架(20)、工装本体(30)、多个第一紧固件(41)及多个第二紧固件(42)；

所述第一支架(10)和所述第二支架(20)之间限定出用于夹持无人机(200)的空间，且所述第一支架(10)和所述第二支架(20)通过所述第一紧固件(41)相连；

所述第二支架(20)上设置有多个第一连接孔(21)，所述工装本体(30)上设置有多个第二连接孔(311)，所述第一连接孔(21)的中轴线和所述第二连接孔(311)的中轴线均沿X方向延伸，所述第二紧固件(42)用于连接所述第一连接孔(21)与对应的所述第二连接孔(311)；

其中，所述第二支架(20)构造为通过选择性地连接所述第一连接孔(21)和所述第二连接孔(311)，能够调节所述第二支架(20)在所述工装本体(30)上的位置，从而调节所述无人机(200)的俯仰角或翻滚角。

2.根据权利要求1所述的测试工装，其特征在于，所述第二支架(20)上设置有沿Z方向延伸的第一凸耳(22)，所述多个第一连接孔(21)设置在所述第一凸耳(22)上，并且多个第一连接孔(21)布置为其中一个第一连接孔(21)的中轴线位于一个圆的圆心位置，其余的第一连接孔(21)的中轴线间隔布置在该圆的圆弧上；

所述工装本体(30)上设置有沿所述Z方向延伸的第二凸耳(313)，所述多个第二连接孔(311)设置在所述第二凸耳(313)上，并且多个第二连接孔(311)布置为其中一个第二连接孔(311)的中轴线位于一个圆的圆心位置，其余的第二连接孔(311)的中轴线间隔布置在该圆的圆弧上。

3.根据权利要求2所述的测试工装，其特征在于，所述第一凸耳(22)上的所述圆的直径与所述第二凸耳(313)上的所述圆的直径相等。

4.根据权利要求2所述的测试工装，其特征在于，所述工装本体(30)上还设置有沿所述Z方向延伸的第三凸耳(314)，第三凸耳(314)和所述第二凸耳(313)在所述X方向间隔布置，所述第一凸耳(22)伸入至第二凸耳(313)和第三凸耳(314)之间的间隙，每个第二连接孔(311)包括位于第二凸耳(313)上的部分和设置在对应的第三凸耳(314)上的部分。

5.根据权利要求4所述的测试工装，其特征在于，所述第二紧固件(42)为螺栓，所述测试工装(100)还包括第一锁紧螺母(51)，所述第二紧固件(42)的一端依次穿过第一凸耳(22)、第二凸耳(313)和第三凸耳(314)，所述第一锁紧螺母(51)螺纹配合在第二紧固件(42)上。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的测试工装，其特征在于，所述工装本体(30)包括连接架(31)、支撑架(32)和多个第三紧固件；

所述第二连接孔(311)设置在所述连接架(31)上，且所述连接架(31)上还设置多个有第三连接孔(312)，所述支撑架(32)具有相对的第一端和第二端，所述第一端上设置有多个第四连接孔(321)，所述第三连接孔(312)的中轴线和所述第四连接孔(321)的中轴线均沿Z方向延伸，所述第三紧固件用于连接所述第三连接孔(312)与对应的所述第四连接孔(321)，所述第二端用于与六轴力检测器；

所述连接架(31)构造为通过选择性地连接所述第三连接孔(312)和所述第四连接孔(321)，能够调节所述连接架(31)在所述支撑架(32)上的位置，从而以调节无人机(200)的偏航角。

7.根据权利要求6所述的测试工装，其特征在于，所述连接架(31)上还设置有第一连接法兰(315)，所述多个第三连接孔(312)绕所述第一连接法兰(315)的中轴线周向间隔布置在所述第一连接法兰(315)上；

所述支撑架(32)上设置有第二连接法兰(322)，所述多个第四连接孔(321)绕所述第二连接法兰(322)的中轴线周向间隔布置在所述第二连接法兰(322)上。

8.根据权利要求7所述的测试工装，其特征在于，所述支撑架(32)的第二端设置有第三连接法兰(323)，所述第三连接法兰(323)上设置有第五连接孔(325)，所述测试工装(100)还包括第四紧固件(43)，所述第四紧固件(43)通过所述第五连接孔(325)与所述六轴力检测器相连。

9.根据权利要求8所述的测试工装，其特征在于，所述支撑架(32)包括还包括连杆(324)，所述第二连接法兰(322)和所述第三连接法兰(323)分别位于所述连杆(324)的相对两端，所述连杆(324)的横截面(3241)为流线型截面。

10.根据权利要求9所述的测试工装，其特征在于，所述连杆(324)的所述横截面(3241)呈椭圆形。

11.根据权利要求1-5中任一项所述的测试工装，其特征在于，所述工装本体(30)包括连杆(324)、第一连接结构和第二连接结构，所述连杆(324)具有相对的第一端和第二端，所述第一连接结构设置在所述第一端，所述第二连接结构设置在所述第二端，所述第二连接孔(311)位于所述第一连接结构上，所述连杆(324)的横截面(3241)为流线型截面。

12.根据权利要求1-5中任一项所述的测试工装，其特征在于，所述第一支架(10)包括第一矩形板(11)和形成在所述第一矩形板(11)的下侧的多个套筒(12)，所述多个套筒(12)位于所述第一矩形板(11)的相对两侧，所述第一矩形板(11)上设置有还设置有多个沉孔(111)，所述多个沉孔(111)与对应的套筒(12)连通；

所述第二支架(20)包括第二矩形板(23)和形成在所述第二矩形板(23)的上侧的多个安装柱(24)，所述多个安装柱(24)的上端设置有盲孔；

所述第一紧固件(41)为紧固螺丝，所述第一紧固件(41)的下端依次穿过所述沉孔(111)、所述套筒(12)并螺纹固定在对应的盲孔内。

13.根据权利要求12所述的测试工装，其特征在于，所述测试工装(100)还包括第五紧固件(44)，所述第一矩形板(11)上还设置有第六连接孔，所述第五紧固件(44)通过所述第六连接孔与所述无人机(200)相连。

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