CN216233079U - 一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台 - Google Patents
一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台 Download PDFInfo
- Publication number
- CN216233079U CN216233079U CN202122826980.9U CN202122826980U CN216233079U CN 216233079 U CN216233079 U CN 216233079U CN 202122826980 U CN202122826980 U CN 202122826980U CN 216233079 U CN216233079 U CN 216233079U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- rotor
- blade
- pull rod
- motor
- speed sensor
- 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
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 35
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims abstract description 13
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- 239000002390 adhesive tape Substances 0.000 claims description 5
- 239000007853 buffer solution Substances 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 9
- 239000011295 pitch Substances 0.000 description 9
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 8
- 230000008569 process Effects 0.000 description 8
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 7
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000012827 research and development Methods 0.000 description 3
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 238000011056 performance test Methods 0.000 description 2
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 2
- 238000010998 test method Methods 0.000 description 2
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 2
- 229920001875 Ebonite Polymers 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
本实用新型涉及一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台，其中测试台座包括支撑罩体和台体，台体中设有电机，支撑罩体中设有旋转轴通过所述电机驱动旋转，旋翼系统的桨叶与桨毂通过带配重垫片的连接销铰接，桨毂安装于所述旋转轴上，桨叶拉杆上端与对应的桨叶尾端铰接、下端铰接于自动倾斜器上，且桨叶拉杆两端设有关节轴承，舵机上设有舵机连杆与自动倾斜器连接，数据采集系统包括扭矩及转速传感器、旋翼拉力传感器和拉杆拉力传感器，动平衡分析系统包括光学转速传感器、振动传感器和光学跟踪器，所述动平衡分析系统、数据采集系统、电机和舵机均与所述控制系统连接。本实用新型可以调整旋翼系统动平衡，并能够全面获得旋翼系统的性能参数。
Description
技术领域
本实用新型涉及飞行器测试领域，具体地说是一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台。
背景技术
旋翼是飞行器的关键部件，其向飞行器提供升力并可以操纵飞行器飞行，旋翼的性能直接决定飞行器的性能和可靠性。倾转旋翼飞行器具有直升机和固定翼两种飞行模态，在不同的模态下旋翼工况差别很大，因此其设计和加工相较普通直升机而言难度更大，而旋翼系统测试在旋翼系统设计及验证、倾转旋翼无人机总装及试验过程中是至关重要的一环。现有技术中的旋翼系统测试台大多功能单一，且操作繁复，要完成一款旋翼系统的试验验证需要制作多套工装匹配不同的测试系统，同时测试周期较长，这增加了旋翼系统和倾转旋翼飞行器整机的研发成本和研发周期。
实用新型内容
本实用新型的目的在于提供一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台，可以调整旋翼系统动平衡，提高旋翼系统振动品质，还能够全面获得旋翼系统的性能参数，节约了测试成本，缩短了研发周期，提高了工作效率。
本实用新型的目的是通过以下技术方案来实现的：
一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台，包括测试台座、动平衡分析系统、数据采集系统和控制系统，测试台座包括支撑罩体和台体，台体中设有电机，支撑罩体中设有旋转轴通过所述电机驱动旋转，旋翼系统包括桨叶、桨毂、桨叶拉杆、自动倾斜器和舵机，桨叶与桨毂通过连接销铰接，且所述连接销上设有配重垫片，桨毂安装于所述旋转轴上，桨叶拉杆上端与对应的桨叶尾端铰接、下端铰接于自动倾斜器上，且桨叶拉杆两端设有关节轴承，舵机上设有舵机连杆与所述自动倾斜器连接，所述数据采集系统包括扭矩及转速传感器、旋翼拉力传感器和拉杆拉力传感器，且扭矩及转速传感器设于所述旋转轴上，旋翼拉力传感器设于所述支撑罩体和台体之间，拉杆拉力传感器设于所述舵机连杆上，所述动平衡分析系统包括光学转速传感器、振动传感器和光学跟踪器，所述动平衡分析系统、数据采集系统、电机和舵机均与所述控制系统连接。
所述旋转轴下端通过第一联轴器与所述扭矩及转速传感器连接，所述扭矩及转速传感器下端通过第二联轴器与所述电机的输出轴连接，所述台体下端通过可升降调节的螺栓与缓冲底板固连。
所述旋翼系统的任一桨叶上设有反光胶条，所述光学转速传感器的布置位置对准所述反光胶条。
所述舵机设于一个底座工装上，且所述舵机连杆上端与所述自动倾斜器铰接、下端与所述底座工装固连。
一种根据所述的倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台的测试方法，包括如下步骤：
步骤1：进行舵机初始位置标定；
步骤2：测试台座试运行；
步骤3：进行旋翼系统动平衡调整；
步骤4：进行旋翼系统性能测试，并采集数据；
步骤5：对步骤4采集的数据进行滤波处理；
步骤6：将步骤5处理过的n1个旋翼拉力传感器的数据记为T1 t～Tn1 t，n2个拉杆拉力传感器的数据记为Q1 t～Qn2 t，扭矩及转速传感器数据分别记为M(t)和W(t)，由此可得：
其中Trotor(t)和Protor(t)为旋翼系统(1)的拉力和功率，Mi(t)为舵机实际输出扭矩。
步骤3中调整过程如下：
1)接通电机电源，平缓地提升转速至设定数值；
2)通过动平衡分析系统主机读取光学跟踪器和光学转速传感器信息，得到不同桨叶挥舞程度的数据，然后关闭电机；
3)根据不同桨叶挥舞程度的数据，旋转桨叶拉杆调整关节轴承旋进深度，以改变桨叶拉杆整体长度，其中挥舞程度高的桨叶对应的桨叶拉杆调短，挥舞程度低的桨叶拉杆调长；
4)重复1)、2)和3)，直至各片桨叶挥舞程度最大偏差的仪表示数小于设定数值；
5)接通电机电源，平缓地提升转速至设定数值；
6)通过动平衡分析系统主机读取振动传感器和光学转速传感器信息，得到桨叶振动水平和振动方位数据，关闭电机；
7)根据桨叶振动水平和振动方位数据，在桨毂与各个桨叶之间的连接销处增加或减少配重垫片改变旋翼系统质量分布；
8)重复5)、6)和7)，直至旋翼系统振动水平IPS值小于设定数值。
步骤5中通过陷波滤波器及低通滤波器进滤波处理，滤波处理过程如下：
1)引入陷波滤波器消除旋翼转速1倍、2倍和3倍频率的干扰；
y(k)＝a0r(k)+a1r(k-1)+a2r(k-1)+b1y(k-1)+b2y(k-2)；
其中，y(k)为第k个输出数据，r(k)为第k个输入数据，a0～a2和b1～2为求解系数，各个系数计算方法如下：
其中，KZ为增益系数，
为陷波滤波器极点的实部，
为陷波滤波器极点的虚部，wbw为陷波宽度，wc为陷波中央频率，TS为采样时间。取KZ＝1，TS＝0.02S，wc分别取16.67、33.33、50，wbw＝5％gwc，前一次的滤波输出作为下一次的滤波输入，得到的结果记为y；
2)对陷波滤波器处理后得到的数据y，引入低通滤波器消除高阶频率干扰：
m(k)＝cy(k)+(1-c)gm(k-1)；
其中，m(k)为第k个输出数据，c＝F/(2pT)，其中F为截止频率，T为滤波计算时间，F为3.5倍旋翼转速，即F＝58.33，T＝0.02S。
步骤1中标定过程如下：调整不同桨叶之间的桨距，用水平仪测量不同桨叶在同一方位下的桨距，最终实现不同桨叶在同一方位的桨距偏差小于设定数值，并将总距调节至设定数值。
本实用新型的优点与积极效果为：
1、本实用新型可以在一个测试台上完成旋翼系统动平衡调整和性能参数测定，试验成本较小，效率较高。
2、本实用新型引入陷波滤波器及低通滤波器进行数据处理，有效消除了桨叶转动引起的干扰，增加了数据的可靠性。
3、本实用新型的旋翼系统可根据实际情况方便调节，其中桨毂与各个桨叶之间的连接销处增加或减少配重垫片可以改变旋翼系统质量分布，旋转桨叶拉杆调整关节轴承旋进深度，可以改变桨叶拉杆整体长度。
附图说明
图1为本实用新型的工作状态示意图，
图2为图1中的旋翼系统结构示意图，
图3为图1中的测试台结构示意图，
图4为本实用新型的测试原理框图。
其中，1为旋翼系统，101为桨叶，102为配重垫片，103连接销，104为桨毂，105为桨叶拉杆，106为锁紧螺母，107为关节轴承，108为自动倾斜器，109为拉杆拉力传感器，110为舵机连杆，111为舵机，112为底座工装；2为测试台座，201为旋转轴，202为第一联轴器，203为扭矩及转速传感器，204为第二联轴器，205为旋翼拉力传感器，206为台体，207为电机，208为螺栓，209为缓冲底板，210为支撑罩体。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型作进一步详述。
如图1～4所示，本实用新型包括测试台座2、动平衡分析系统、数据采集系统和控制系统，其中如图3所示，所述测试台座2包括支撑罩体210和台体206，且所述支撑罩体210设于所述台体206上侧中部，所述支撑罩体210中设有旋转轴201，所述台体206中设有电机207，且所述旋转轴201通过所述电机207驱动旋转，如图2所示，待测试的旋翼系统1包括桨叶101、桨毂104、舵机111、底座112等结构，如图1所示，测试时旋翼系统1的桨毂104安装于所述旋转轴201上，如图4所示，所述数据采集系统包括扭矩及转速传感器203、旋翼拉力传感器205和拉杆拉力传感器109，其中如图3所示，所述扭矩及转速传感器203设于所述旋转轴201上用于测量旋翼系统1转动时的扭矩，旋翼拉力传感器205设于所述支撑罩体210和台体206之间用于测量旋翼系统1拉力，如图2所示，拉杆拉力传感器109设于与舵机111连接的舵机连杆110上，所述动平衡分析系统包括光学转速传感器、振动传感器和光学跟踪器，其中光学转速传感器用于测量旋翼系统1转速，其布置位置对准设于旋翼系统1任一桨叶101上的反光胶条，振动传感器用于测量旋翼系统1转动时产生的振动，光学跟踪器能够测量不同桨叶101挥舞程度的偏差，所述动平衡分析系统、数据采集系统、电机207和舵机111均通过线路与所述控制系统连接。优选例中，所述控制系统具备舵机初始位置标定功能，还可以通过遥控器和地面站给定控制信号，满足试验过程不同需求。所述动平衡分析系统和数据采集系统中的各个传感器均为本领域公知技术且为市购产品。
如图3所示，所述旋转轴201下端通过第一联轴器202与所述扭矩及转速传感器203连接，所述扭矩及转速传感器203下端通过第二联轴器204与所述电机207的输出轴连接，所述台体206的各个角端均设有旋翼拉力传感器205与所述支撑罩体210下侧的支撑盘体连接，所述台体206下端通过螺栓208与缓冲底板209固连，本实施例中，所述缓冲底板209材质为硬质橡胶以实现缓冲减振，所述螺栓208可旋拧升降调整实现台体206调平。
如图2所示，所述旋翼系统1的桨叶101与桨毂104通过连接销103铰接，且所述连接销103上具有加装配重垫片102的空间，桨叶拉杆105上端与对应的桨叶101尾端铰接、下端铰接于自动倾斜器108上，并且桨叶拉杆105两端设有关节轴承107，且所述关节轴承107通过锁紧螺母106锁定，旋转桨叶拉杆105相对于关节轴承107转动，可调整关节轴承107旋进深度，进而可实现桨叶拉杆105整体长度调节，旋翼系统1用于操作的舵机111设于一个底座工装112上，且舵机111输出端设有舵机连杆110，所述舵机连杆110上端与所述自动倾斜器108铰接、下端与所述底座工装112固连，所述舵机连杆110上设有拉杆拉力传感器109。
本实用新型的测试方法包括如下步骤：
步骤1：接通旋翼系统1及控制系统电源，进行舵机111初始位置标定工作：调整不同桨叶101对应舵机111的位置改变桨叶101的桨距，用水平仪测量不同桨叶101在同一方位下的桨距，最终实现不同桨叶101在同一方位的桨距偏差小于0.1°，并将总距调节至-6°；
步骤2：测试台座2试运行：接通电机207电源，平缓地提升转速至1000RPM，确定测试台座2工作情况是否稳定，数据采集系统各传感器数据是否正常，5min后停止电机207，并关闭电机207电源；
步骤3：进行旋翼系统1动平衡调整，具体调整过程如下；
1)接通电机207电源，平缓地提升转速至1000RPM；
2)通过动平衡分析系统主机读取光学跟踪器和光学转速传感器信息，得到不同桨叶101挥舞程度的数据，然后关闭电机207；
3)根据不同桨叶101挥舞程度的数据，旋转桨叶拉杆105调整关节轴承107旋进深度，从而改变桨叶拉杆105整体长度，具体为：将挥舞程度高的桨叶101对应的桨叶拉杆105调短，将挥舞程度低的桨叶拉杆105调长；
4)重复1)、2)和3)，直至各片桨叶101挥舞程度最大偏差的仪表示数小于10；
5)接通电机207电源，平缓地提升转速至1000RPM；
6)通过动平衡分析系统主机读取振动传感器和光学转速传感器信息，得到桨叶101振动水平和振动方位数据，关闭电机207；
7)根据桨叶101振动水平和振动方位数据，在桨毂104与各个桨叶101之间的连接销103处增加或减少配重垫片102以改变旋翼系统1质量分布；
8)重复5)、6)和7)，直至旋翼系统1振动水平IPS值小于0.2；
步骤4：进行旋翼系统1性能测试，接通电机207电源，调整旋翼转速达到1000RPM后，控制舵机111转动调整桨距由-6°至3°变化，采集并记录该过程中旋翼拉力传感器205、拉杆拉力传感器109、扭矩及转速传感器203和光学转速传感器数据，完成数据采集后关闭电机207和数据采集系统电源。
步骤5：对于拉杆拉力传感器109、旋翼拉力传感器205和扭矩及转速传感器203的测量数据，本实用新型通过陷波滤波器及低通滤波器进滤波处理，所述陷波滤波器及低通滤波器为本领域公知技术，具体处理过程如下：
1)引入陷波滤波器消除旋翼转速1倍、2倍和3倍频率的干扰；
y(k)＝a0r(k)+a1r(k-1)+a2r(k-1)+b1y(k-1)+b2y(k-2)；
其中，y(k)为第k个输出数据，r(k)为第k个输入数据，a0～a2和b1～b2为求解系数，各个系数计算方法如下：
其中，KZ为增益系数，
为陷波滤波器极点的实部，
为陷波滤波器极点的虚部，wbw为陷波宽度，wc为陷波中央频率，TS为采样时间。取KZ＝1，TS＝0.02S，wc分别取16.67、33.33、50，wbw＝5％gwc，前一次的滤波输出作为下一次的滤波输入，得到的结果记为y；
2)对陷波滤波器处理后得到的数据y，引入低通滤波器消除高阶频率干扰：
m(k)＝cy(k)+(1-c)gm(k-1)；
其中，m(k)为第k个输出数据，c＝F/(2pT)，其中F为截止频率，T为滤波计算时间，F为3.5倍旋翼转速，即F＝58.33，T＝0.02S。
步骤6：将步骤5处理过的4个旋翼拉力传感器205数据记为T1 t～T4 t，3个拉杆拉力传感器109数据记为Q1 t～Q3 t，扭矩及转速传感器数203据分别记为M(t)和W(t)，由此可得
式中Trotor(t)和Protor(t)为旋翼的拉力和功率，用于评估旋翼性能是否满足设计要求，Mi(t)为舵机实际输出扭矩，用于评估舵机选型是否适宜。
Claims (4)
1.一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台，其特征在于：包括测试台座(2)、动平衡分析系统、数据采集系统和控制系统，测试台座(2)包括支撑罩体(210)和台体(206)，台体(206)中设有电机(207)，支撑罩体(210)中设有旋转轴(201)通过所述电机(207)驱动旋转，旋翼系统(1)包括桨叶(101)、桨毂(104)、桨叶拉杆(105)、自动倾斜器(108)和舵机(111)，桨叶(101)与桨毂(104)通过连接销(103)铰接，且所述连接销(103)上设有配重垫片(102)，桨毂(104)安装于所述旋转轴(201)上，桨叶拉杆(105)上端与对应的桨叶(101)尾端铰接、下端铰接于自动倾斜器(108)上，且桨叶拉杆(105)两端设有关节轴承(107)，舵机(111)上设有舵机连杆(110)与所述自动倾斜器(108)连接，所述数据采集系统包括扭矩及转速传感器(203)、旋翼拉力传感器(205)和拉杆拉力传感器(109)，且扭矩及转速传感器(203)设于所述旋转轴(201)上，旋翼拉力传感器(205)设于所述支撑罩体(210)和台体(206)之间，拉杆拉力传感器(109)设于所述舵机连杆(110)上，所述动平衡分析系统包括光学转速传感器、振动传感器和光学跟踪器，所述动平衡分析系统、数据采集系统、电机(207)和舵机(111)均与所述控制系统连接。
2.根据权利要求1所述的倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台，其特征在于：所述旋转轴(201)下端通过第一联轴器(202)与所述扭矩及转速传感器(203)连接，所述扭矩及转速传感器(203)下端通过第二联轴器(204)与所述电机(207)的输出轴连接，所述台体(206)下端通过可升降调节的螺栓(208)与缓冲底板(209)固连。
3.根据权利要求1所述的倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台，其特征在于：所述旋翼系统(1)的任一桨叶(101)上设有反光胶条，所述光学转速传感器的布置位置对准所述反光胶条。
4.根据权利要求1所述的倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台，其特征在于：所述舵机(111)设于一个底座工装(112)上，且所述舵机连杆(110)上端与所述自动倾斜器(108)铰接、下端与所述底座工装(112)固连。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202122826980.9U CN216233079U (zh) | 2021-11-18 | 2021-11-18 | 一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202122826980.9U CN216233079U (zh) | 2021-11-18 | 2021-11-18 | 一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN216233079U true CN216233079U (zh) | 2022-04-08 |
Family
ID=80944173
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202122826980.9U Active CN216233079U (zh) | 2021-11-18 | 2021-11-18 | 一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN216233079U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113955147A (zh) * | 2021-11-18 | 2022-01-21 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | 一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台及测试方法 |
-
2021
- 2021-11-18 CN CN202122826980.9U patent/CN216233079U/zh active Active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113955147A (zh) * | 2021-11-18 | 2022-01-21 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | 一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台及测试方法 |
| CN113955147B (zh) * | 2021-11-18 | 2024-07-23 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | 一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台及测试方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5219454A (en) | Method and apparatus for balancing wind turbine rotors | |
| CN216233079U (zh) | 一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台 | |
| US4238960A (en) | Means for balancing rotors of a machine | |
| CN108931223B (zh) | 叶尖间隙测量传感器动态校准系统及校准方法 | |
| CN109502051B (zh) | 无人机旋翼整体静平衡及单向动平衡测试系统 | |
| CN113955147B (zh) | 一种倾转旋翼飞行器旋翼系统测试台及测试方法 | |
| CN112498738B (zh) | 一种直升机飞行控制系统传递特性试验方法 | |
| CN103790653B (zh) | 基于气磁复合支撑的龙门式航空发动机转子装配装置 | |
| CN103806958A (zh) | 基于感应同步器的液压抓卡式航空发动机转子装配方法与装置 | |
| JP2003201952A (ja) | 風車のピッチアライメント調整方法 | |
| CN103776365A (zh) | 基于径向与轴向基准的航空发动机多轴转子装配方法与装置 | |
| CN106092534B (zh) | 叶片模态阻尼测定方法 | |
| KR102061831B1 (ko) | 블레이드 구조 시험장치 및 이를 이용한 블레이드 시험방법 | |
| Norman et al. | Low-speed wind tunnel investigation of a full-scale UH-60 rotor system | |
| CN209258418U (zh) | 无人机旋翼单向动平衡测试系统 | |
| CN113494429B (zh) | 一种风机叶片气动不平衡监测方法 | |
| CN109502050B (zh) | 无人机旋翼整体静平衡及双向动平衡测试系统 | |
| KR102423920B1 (ko) | 프로펠러 성능 시험 장치 | |
| CN209209064U (zh) | 无人机旋翼整体静平衡及双向动平衡测试系统 | |
| CN111337053B (zh) | 一种光纤陀螺动态误差特性测量标定方法及标定系统 | |
| CN116878819B (zh) | 一种飞行器气动特性风洞测试装置与方法 | |
| CN206819165U (zh) | 一种用于核电大型励磁机摆轴试验装置 | |
| Fradenburg et al. | Dynamic Model Wind Tunnel Tests, a Variable-diameter Telescoping-blade Rotor System (TRAC Rotor) | |
| Weller | Fuselage state feedback for aeromechanical stability augmentation of a bearingless main rotor | |
| CN103808249B (zh) | 基于电涡流传感与气动抓卡的航空发动机转子装配方法与装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |