一种垂直起降飞机短舱参数测试装置的制作方法

1.本发明涉及飞机性能检测技术领域，尤其涉及一种垂直起降飞机短舱参数测试装置。


背景技术：

2.倾转短舱是倾转旋翼飞机的主要组成部件，在飞机结构设计中，由短舱中发动机产生的拉力、对机翼的下压力等各项参数会直接影响到设计。因此在设计阶段，明确短舱各项参数是对飞机研制阶段最基本的要求。


技术实现要素：

3.本发明的一个目的是提供一种垂直起降飞机短舱参数测试装置的新技术方案，以解决上述问题，通过简单的工装，能对短舱中的至少一个参数进行测试、验证，以保证设计参数满足需求。
4.根据本发明的第一方面，提供了一种垂直起降飞机短舱参数测试装置，包括安装组件、安装台架、舵机、摇臂和拉压传感器；所述安装组件用于安装发动机，所述发动机的驱动端用于安装螺旋桨；所述舵机固定于所述安装台架的一侧，所述舵机的驱动端与所述拉压传感器的一端固定连接，所述拉压传感器的另一端与所述摇臂的中部固定连接，所述舵机能通过所述拉压传感器驱动所述摇臂旋转；所述摇臂的第一端与所述安装台架的上端旋转连接，所述摇臂的第二端从所述舵机的一侧延伸出所述安装台架，且与所述安装组件固定连接。
5.在一个实施例中，所述安装组件包括连接件、滑轴、拉扭一体传感器、连接板、安装板和脚座；所述发动机、所述滑轴、所述拉扭一体传感器和所述连接板依次固定连接，所述连接件远离所述滑轴的一端用于与所述发动机固定连接；所述滑轴的轴向方向与所述螺旋桨的旋转方向垂直；所述连接板的底端与所述安装板固定连接；所述脚座的底端与所述安装板固定连接，所述脚座的上端与所述摇臂的第二端固定连接。
6.在一个实施例中，所述安装组件还包括滑动轴承，所述滑动轴承固定于所述安装板上，且套设在所述滑轴上，所述滑轴能沿轴向相对所述滑动轴承滑动。
7.在一个实施例中，所述安装组件还包括第一法兰，所述连接件通过第一法兰与所述滑轴固定连接。
8.在一个实施例中，所述安装组件还包括减震垫，所述减震垫位于所述连接件与所述第一法兰之间。
9.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括多个加速度传感器，多个所述加速度传感器安装于所述连接件和/或所述第一法兰上，用于检测加速度。
10.在一个实施例中，所述安装组件还包括第二法兰，所述滑轴通过所述第二法兰与所述拉扭一体传感器固定连接。
11.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括短舱连接杆和旋转
轴承，所述短舱连接杆的第一端与所述摇臂的第一端固定连接；所述短舱连接杆的中部至少部分与所述旋转轴承的内圈固定连接，且所述短舱连接杆可旋转；所述旋转轴承的外圈与所述安装台架的上端固定连接。
12.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括倾角传感器，所述角度传感固定设置在所述短舱连接杆的第二端。
13.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括连接座，所述连接座的下端与所述安装台架的上端固定连接，所述旋转轴承与所述连接座的上端固定连接。
14.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括第一限位环和第二限位环，所述第一限位环上设有第一限位台，所述第二限位环上设有第二限位台；所述连接座靠近所述摇臂的一侧设置有第一定位台，所述连接座远离所述摇臂的一侧设有第二定位台；所述第一限位环和所述第二限位环均固定套设在所述短舱连接杆上，且所述第一限位台和所述第一定位台相对，所述第二限位台和所述第二定位台相对；所述第一限位环和所述第二限位环随所述短舱连接杆旋转，能使所述第一定位台和所述第一限位台接触，和/或，所述第二限位台和所述第二定位台接触。
15.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括仿真机翼、舵面和变角连杆；所述仿真机翼固定设置于所述安装台架的上端，所述仿真机翼套设在所述摇臂上，且与所述摇臂之间存在间隔，所述仿真机翼上开设有安装槽；所述舵面位于所述安装槽内，且与所述安装槽的槽壁旋转连接；所述变角连杆的一端与所述仿真机翼铰接，所述变角连杆的另一端与所述舵面的下表面铰接；所述连杆能带动所述舵面旋转。
16.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括风压传感器，所述仿真机翼通过所述风压传感器固定在所述安装台架上，且所述风压传感器可用于检测所述仿真机翼下方的风压。
17.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括转接件，所述舵机的驱动端通过所述转接件与所述拉压传感器固定连接。
18.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括鱼眼轴承，所述拉压传感器通过所述鱼眼轴承与所述摇臂固定连接。
19.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括转速传感器，所述转速传感器固定设置在所述摇臂上，用于检测所述螺旋桨的转速。
20.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括噪音传感器和气温湿压传感器，所述噪音传感器和所述气温湿压传感器均固定与所述安装台架上。
21.本发明提供的垂直起降飞机短舱参数测试装置，包括安装组件、安装台架、舵机、摇臂和拉压传感器；所述安装组件用于安装发动机，所述发动机的驱动端用于安装螺旋桨；所述舵机固定于所述安装台架的一侧，所述舵机的驱动端与所述拉压传感器的一端固定连接，所述拉压传感器的另一端与所述摇臂的中部固定连接，所述舵机能通过所述拉压传感器驱动所述摇臂旋转；所述摇臂的第一端与所述安装台架的上端旋转连接，所述摇臂的第二端从所述舵机的一侧延伸出所述安装台架，且与所述安装组件固定连接。本发明中，通过在舵机与摇臂之间增加拉压传感器，从而通过舵机驱动摇臂使得发动机及螺旋桨发生倾转时，可以实时的检测舵机输出端收到的压力或拉力，以验证设计参数的准确性，确保短舱设计满足飞机需求。
22.通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
23.被结合在说明书中并构成说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且连同其说明一起用于解释本发明的原理。
24.图1为发明实施例提供的垂直起降飞机短舱参数测试装置的总体装配示意图。
25.图2为发明实施例提供的垂直起降飞机短舱参数测试装置中不含仿真机翼结构示意图。
26.图3为发明实施例提供的垂直起降飞机短舱参数测试装置中仿真机翼安装示意图。
27.图4为发明实施例提供的垂直起降飞机短舱参数测试装置中仿真机翼底部示意图。
28.图5为发明实施例提供的垂直起降飞机短舱参数测试装置中安装台架结构示意图。
29.图中标示如下：
30.1-螺旋桨；2-发动机；3-连接件；4-第一法兰；5-滑动轴承；6-底座；7-滑轴；8-第二法兰；9-扭转一体传感器；10-连接板；11-风速传感器；12-舵机；13-脚座；14-转速传感器；15-固定架；16-摇臂；17-鱼眼轴承；18-拉压传感器；19-转接件；20-短舱连接杆；21-第一限位环；22-连接座；23-旋转轴承；24-第二限位环；25-安装板；26-倾角传感器；27-安装台架；28-加速度传感器；29-减震垫；30-风压传感器；31-风压安装座；32-气温湿压传感器；33-噪音传感器；34-仿真机翼；35-舵面；36-第一连杆；37-变角连杆；38-第二连杆；39-安装板；40-转轴；100-安装组件。
具体实施方式
31.现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。
32.以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。
33.对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
34.在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。
35.如图1至图5所示，本发明实施例提供的垂直起降飞机短舱参数测试装置，包括安装组件100、安装台架27、舵机12、摇臂16和拉压传感器18；所述安装组件100用于安装发动机2，所述发动机2的驱动端用于安装螺旋桨1；所述舵机12固定于所述安装台架27的一侧，所述舵机12的驱动端与所述拉压传感器18的一端固定连接，所述拉压传感器18的另一端与所述摇臂16的中部固定连接，所述舵机12能通过所述拉压传感器18驱动所述摇臂16旋转；
所述摇臂16的第一端与所述安装台架27的上端旋转连接，所述摇臂16的第二端从所述舵机12的一侧延伸出所述安装台架27，且与所述安装组件100固定连接。本发明实施例中，通过在舵机12与摇臂16之间增加拉压传感器18，从而通过舵机12驱动摇臂16旋转，而摇臂16与安装组件固定连接，因此摇臂16可以通过安装组件100带动发动机2及螺旋桨1发生倾转时，此时，可以实时的检测舵机12输出端收到的压力或拉力，以验证设计参数的准确性，确保短舱设计满足飞机需求。
36.在一个实施例中，所述安装组件100包括连接件3、滑轴7、拉扭一体传感器、连接板10、安装板39和脚座13；所述发动机2、所述滑轴7、所述拉扭一体传感器和所述连接板10依次固定连接，所述连接件3远离所述滑轴7的一端用于与所述发动机2固定连接；所述滑轴7的轴向方向与所述螺旋桨1的旋转方向垂直；所述连接板10的底端与所述安装板39固定连接；所述脚座13的底端与所述安装板39固定连接，所述脚座13的上端与所述摇臂16的第二端固定连接，具体的，脚座13的上端通过螺栓与摇臂16的第二端固定连接。本实施例中，连接件3为圆筒形，发动机2安装在圆筒中，且螺旋桨1的旋转轴40心与圆筒轴心以及滑轴7的轴向均同轴设置，如此，一方面可以保证安装的平稳性；另一方面可以减少力传导的损失，使得测量结果更接近真实结果。本实施例中，还通过安装板39将发动机2、螺旋桨1以及滑轴7等固定为一体，再与摇臂16连接，使得结构简单，安装方便。
37.本领域技术人员可以理解的是，发动机2带动螺旋桨1旋转的过程中，螺旋桨1对产生对发动机2轴向的拉力及扭转力，而发动机2又通过连接件3、第一法兰4与滑轴7固定连接，因此，该拉力及扭转力会传递至滑轴7上，因此通过测试滑轴7收到的拉力及扭转力，可以知晓螺旋桨1旋转时产生的拉力及扭转力。
38.在一个实施例中，所述安装组件100还包括滑动轴承5，所述滑动轴承5固定于所述安装板39上，且套设在所述滑轴7上，所述滑轴7能沿轴向相对所述滑动轴承5滑动。通过设置滑动轴承5，一方面可以起到制成滑轴7的作用，避免滑轴7折断，另一方面，由于滑动轴承5的低摩擦性能，可以极大的降低滑轴7在滑动轴承5中滑动时的阻力，从而降低外部因素对检测结果的影响。本实施例中，在滑动轴承5与安装板39之间还设置有底座6，底座6固定在安装板39上，滑动轴承5固定在底座6的上方，从而可以便于调节滑动轴承5座的安装高度，避免滑动轴承5与滑轴7之间产生径向力。本领域技术人员可以理解的是，滑动轴承5的数量可以是多个，例如两个、三个或四个等，具体可以根据滑轴7的长度设置，本实施例中，优选为两个。
39.在一个实施例中，所述安装组件100还包括第一法兰4，所述连接件3通过第一法兰4与所述滑轴7固定连接。连接件3为圆筒状，因此，直接与滑轴7连接，相对困难，而通过第一法兰4进行转接，即可方便的实现滑轴7与连接件3的连接。
40.在一个实施例中，所述安装组件100还包括减震垫29，所述减震垫29位于所述连接件3与所述第一法兰4之间。发动机2带动螺旋桨1工作的时候，会产生较大的震动，而通过减震垫29，可以降低震动传导至滑轴7、连接件3等位于第一法兰4远离发动机2一侧的部件，从而减少发动机2工作过程中对检测参数的影响，提高检测精度；另一方面，还能减低噪音。
41.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括多个加速度传感器28，多个所述加速度传感器28安装于所述连接件3和/或所述第一法兰4上，用于检测加速度。具体到本实施例中，在连接件3和第一法兰4上均设置一个加速度传感器28。
42.在一个实施例中，所述安装组件100还包括第二法兰8，所述滑轴7通过所述第二法兰8与所述拉扭一体传感器固定连接。本领域技术人员可以知晓的是，通过设置第二法兰8，可以调整扭转一体传感器9与滑轴7之间的安装面。由于第二法兰8具有较大的面，从而可以使得滑轴7的力更均匀的传递至扭转一体传感器9，使得扭转一体传感器9测试的参数更为准确。
43.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括短舱连接杆20和旋转轴承23，所述短舱连接杆20的第一端与所述摇臂16的第一端固定连接；所述短舱连接杆20的中部至少部分与所述旋转轴承23的内圈固定连接，且所述短舱连接杆20可旋转；所述旋转轴承23的外圈与所述安装台架27的上端固定连接。众所周知，轴承可以极大的降低摩擦力，因此，本实施例中，通过短舱连接杆20，可以将摇臂16进行延伸，从而便于设置摇臂16的参数；而通过设置旋转轴承23，可以极大的降低短舱连接杆20旋转的阻力，从而便于测试。
44.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括倾角传感器26，所述角度传感固定设置在所述短舱连接杆20的第二端。具体的，在倾角传感器26和短舱连接杆20之间还设置有安装架25，安装架25的一端与短舱连接杆20的第二端固定连接，另一端与倾角传感器26可拆卸连接，如此，可以便于倾角传感器26的安装于维护。通过倾角传感器26，可以精度的测量摇臂16在不同状态下的实时倾角，帮助设计人员收集摇臂16的参数。本领域技术人员可以理解的是，摇臂16与飞机短舱，即发动机2螺旋桨1等部分固定连接，因此，通过测量摇臂16的旋转角度，即可获知飞机短舱的倾转角度。
45.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括连接座22，所述连接座22的下端与所述安装台架27的上端固定连接，所述旋转轴承23与所述连接座22的上端固定连接。通过连接座22，可以提高本发明实施例安装的便利性，方便操作人员使用。
46.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括第一限位环21和第二限位环24，所述第一限位环21上设有第一限位台，所述第二限位环24上设有第二限位台；所述连接座22靠近所述摇臂16的一侧设置有第一定位台，所述连接座22远离所述摇臂16的一侧设有第二定位台；所述第一限位环21和所述第二限位环24均固定套设在所述短舱连接杆20上，且所述第一限位台和所述第一定位台相对，所述第二限位台和所述第二定位台相对；所述第一限位环21和所述第二限位环24随所述短舱连接杆20旋转，能使所述第一定位台和所述第一限位台接触，和/或，所述第二限位台和所述第二定位台接触。本发明实施例中，通过设置第一定限位环和第二限位环24，从而可以限制摇臂16旋转的角度，避免舵机12过载或发动机2异动，导致摇臂16旋转幅度过大，损坏实验部件。同时，本发明实施例中，设置第一限位环21和第二限位环24，可以保证摇臂16旋转的稳定性，避免单点受力，同时可以避免沿短舱连接杆轴向载荷过大，整体结构破坏，损坏设备。
47.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括仿真机翼34、舵面35和变角连杆37；所述仿真机翼34固定设置于所述安装台架27的上端，所述仿真机翼34套设在所述摇臂16上，且与所述摇臂16之间存在间隔，如此设置，从而可以避免仿真机翼34与摇臂16之间产生干涉，导致摇臂16参数出现异常。所述仿真机翼34上开设有安装槽；所述舵面35位于所述安装槽内，且与所述安装槽的槽壁旋转连接，具体的，安装槽包括相对设置的两侧壁，以及连接两侧槽壁的底壁，两侧壁上开设有安装孔，舵面35的两侧设有转轴40，舵
面35两侧的转轴40分别插设于安装槽两侧边的安装孔中，并可以在安装孔中转动，从而模拟舵面35倾转。所述变角连杆37的一端与所述仿真机翼34铰接，所述变角连杆37的另一端与所述舵面35的下表面铰接；所述连杆能带动所述舵面35旋转。具体的，仿真机翼34的下方固定有第一连杆36，舵面35的下方固定第二连杆38，变角连杆37分别与第一连杆36和第二连杆38铰接。本发明实施例中，通过变角连杆37带动舵面35旋转，从而模拟舵面35在不同环境下倾转，从而可以获得飞机在更多状态下的参数，为优化飞机设计提供更多的参数依据。
48.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括风压传感器30，所述仿真机翼通过所述风压传感器30固定在所述安装台架27上，且所述风压传感器30用于检测所述仿真机翼34下方的风压。具体的，所述风压传感器30的下端安装于所述安装台架27上，且风压传感器的上端与所述仿真机翼34的下方固定连接。本领域技术人员可以理解的是，在安装台架27的上端还设置有用于安装风压传感器30的风压安装座31，从而便于风压传感器30的安装。本实施例中，通过风压传感器30，可以为设计者提供飞机在飞行过程中，机翼下方的风压，从而验证机翼的流体特性，为设计者优化机翼提供实验依据。
49.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括转接件19，所述舵机12的驱动端通过所述转接件19与所述拉压传感器18固定连接。具体的，转接件19的一端与舵机12的驱动端固定连接，转接件19的另一端与拉压传感器18固定连接。本实施例中，通过设置转接件19，可以适当的调节拉压传感器18的安装位置，从而可以使得拉压传感器18位于一个便于拆卸的位置。本领域技术人员可以知晓的是，拉压传感器18作为传感器的一种，其使用寿命相对较短，且需要定期进行校正，同时，在测量不同型号的飞机时，拉压传感器18也存在更换的可能；因此，通过设置转接件19，使得拉压传感器18所安装的位置的操作空间尽量大，从而便于拉压传感器18的更换、维护等，从而提高使用者的便利性。
50.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括鱼眼轴承17，所述拉压传感器18通过所述鱼眼轴承17与所述摇臂16固定连接。鱼眼轴承17可以采用市场上的标准件，从而可以降低成本，利于维护。
51.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括转速传感器14，所述转速传感器14固定设置在所述摇臂16上，用于检测所述螺旋桨1的转速。具体的，摇臂16上固定有安装传感器的固定架15，在将转速传感器14安装于固定架15上，本领域技术人员可以理解的是，由于固定架15不需要经常拆卸，因此可以通过焊接的方式固定于摇臂16上，而转速传感器14则可以通过螺纹连接的方式与固定架15可拆卸固定，从而便于维护更换。本发明实施例中，通过转速传感器14检测螺旋桨1的旋转速度，从而测量对应转速情况下螺旋浆产生的拉力，为飞机的设计提供重要参数，有利于提高飞机性能。
52.在一个实施例中，所述垂直起降飞机短舱参数测试装置还包括噪音传感器33和气温湿压传感器32，所述噪音传感器33和所述气温湿压传感器32均固定与所述安装台架27上。具体的，安装台架27上还分别焊接有安装噪音传感器33和气温湿压传感器32的安装座，噪音传感器33和气温湿压传感器32分别固定在安装座上。本实施例中，噪音传感器33可以用于检测发动机2及螺旋桨1在工作状态下产生的噪音及位于的环境情况，从而可以为设计者提供设计参考，便于设计优化。当然，本发明实施例中，本领域技术人员还可以根据需要增加或减少传感器的数量，例如增加震动传感器以检测发动机2工作时，对摇臂16的震动的影响情况等；又例如，增加风速传感器11，检测螺旋桨1转动时产生的风速等。因此，本领域
技术人员只需在机架相应的位置设置对应的传感器即可方便的检测飞机参数，从而对验证设计合理性带来了极大的便利性。当然，为了进一步增加传感器安装或拆卸的便利性，本发明实施例中，可以在安装台架27上预先设置多个安装孔，用于传感器的安装，从而简化传感器的装拆过程。
53.在一个实施例中，安装台架27包括顶板和架体，架体可以由槽钢或方钢成型材焊接而成，顶板固定在架体的上方，用于安装连接座22、仿真机翼34等。本发明实施例中，架体可以由标准型材焊接而成，一方面节省成本，另一方便便于维护。而对平整度要求相对较高的顶板，本发明实施例中优选为钢质平板，利用钢材的高强度性能，一方面使得顶板经久耐用；另一方面可以保证测试参数的稳定性。
54.本技术实施例还提供一个垂直起降飞机短舱参数测试装置整体使用的实施例，该实施例中，首先通过舵机推动摇臂转动，此时可以通过安装在舵机上的拉压传感器测量舵机推动摇臂时产生的拉压力。当舵机推动安装组件与仿真机翼成一定角度后，风会吹到仿真机翼上，此时由仿真机翼下方所安装的压力传感器测量螺旋桨产生的风压，再由倾转角度传感器进行角度的测量，仿真机翼的舵面可由变角连杆进行角度控制。在发动机带动螺旋桨旋转的过程中，可以通过拉扭传感器，测量发动机所产生的拉力和扭矩；此时，安装在摇臂上方的转速传感器用于测量螺旋桨的转速；由加速度传感器测量发动机的加速度等。同时，还可以通过气温湿压传感器，测量环境温湿度；噪音传感器，用与测量螺旋桨产生的噪音等参数，本技术中，各传感器可以根据需要进行调整，本实施例中不做具体规定。
55.虽然已经通过例子对本发明的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上例子仅是为了进行说明，而不是为了限制本发明的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本发明的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改。本发明的范围由所附权利要求来限定。