无人直升机尾旋翼推力测试台的制作方法

1.本发明涉及一种测试台，具体涉及一种推力测试台，属无人机测试技术领域。


背景技术：

2.尾旋翼是无人直升机重要组成部分，其主要功能是为无人直升机机身提供水平推力，与主旋翼对机身产生的水平力矩平衡，从而使无人直升机可以保持正常姿态。是无人直升机的核心部件。因此，尾旋翼推力测试尤为重要。
3.目前无人直升机尾旋翼推力无法在地面单独测试，通常会安装在无人直升机上进行整体测试。整体测试需要以整架无人机为代价，成本较高，如测试出现问题可能整架无人直升机损毁。
4.此外，目前对于螺旋桨的拉力测试一般是利用弹簧带动滑动底座，在滑动底座上安装螺旋桨，通过计算弹簧的伸缩量和自身的弹力系数获取螺旋桨拉力，但是这种结构无法准确的获取拉力参数，只能估算大概值，且很难确保在螺旋桨未开始工作时弹簧处于原长状态，其测试环境很难近似实际环境导致测试不准确。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明提供一种无人直升机尾旋翼推力测试台，能够单独对尾旋翼推力进行测试且测试结果准确。
6.无人直升机尾旋翼推力测试台，包括：固定架、电机支架、电机、拉力计和尾旋翼角度调整机构；测试对象为尾旋翼，所述尾旋翼包括：旋翼头、尾旋翼主轴和一个以上桨叶，所述旋翼头同轴固接在所述尾旋翼主轴的顶部，一个以上桨叶对称设置在旋翼头两相对侧；每个所述桨叶通过一个桨夹与所述旋翼头相连；令所述固定架的长度方向为纵向，宽度方向为横向；所述电机支架与所述固定架相连，且能够相对所述固定架绕所述固定架的横向摆动；所述电机和待测试的尾旋翼分别安装在电机支架两相对端，电机输出轴通过动力传递机构与所述尾旋翼主轴相连，以驱动尾旋翼主轴转动；所述尾旋翼正下方位置设置拉力计，所述拉力计的两端分别与固定架和电机支架连接；所述尾旋翼角度调整机构用于调节尾旋翼中桨叶的角度。
7.作为本发明的一种优选方式，所述尾旋翼角度调整机构包括：舵机、舵机摇臂、连杆a、尾桨摇臂、尾桨滑块、尾桨连接块和连杆b；所述舵机安装在电机支架尾旋翼所在端尾部，所述舵机的输出轴与舵机摇臂相连，所述舵机摇臂通过连杆a与尾桨摇臂的下端连接；所述尾桨摇臂上端具有水平弯折部，其拐角处通过销轴与电机支架相连，水平弯折部的端部与尾桨滑块相连；所述尾桨滑块通过轴承套套装在尾旋翼主轴上，能够在尾桨摇臂的作用下沿尾旋翼主轴的轴线上下移动；
所述尾桨连接块也通过上述轴承套套装在尾旋翼主轴上，当所述尾桨滑块沿尾旋翼主轴的轴线上下移动时带动尾桨连接块同步上移移动；每个桨夹通过一个连杆b与所述尾桨连接块相连，当所述尾桨连接块沿尾旋翼主轴的轴线上下移动时，通过所述连杆b带动与之相连的桨夹和桨叶转动。
8.作为本发明的一种优选方式，所述电机与所述尾旋翼主轴之间的动力传递机构包括：联轴器和转向器；所述电机输出轴通过联轴器与转向器的输入轴连接，所述尾旋翼主轴与转向器输出轴相连；所述转向器用于将电机输出轴在水平面内的转动转变为竖直方向的转动，以驱动处于竖直状态的尾旋翼主轴绕其轴线方向转动。
9.作为本发明的一种优选方式，所述转向器通过支撑架安装在电机支架上。
10.作为本发明的一种优选方式，所述联轴器通过轴承座支撑于电机支架上。
11.作为本发明的一种优选方式，所述电机支架的横向两侧通过转销与所述固定架铰接，其中转销的轴向沿固定架的横向，所述电机支架能够相对与固定架绕转销的轴线摆动。
12.作为本发明的一种优选方式，所述固定架与固定平台或者地面固定。
13.有益效果：（1）本发明的推力测试台能够实现对无人机尾旋翼的独立测试，且采用拉力计取代现有测试台中的弹簧，能够解决现有弹簧滑动底座因弹簧状态不能保证导致测出的拉力参数不准确的问题。
14.（2）本发明的推力测试台能够调节桨叶的旋转角度，以此来改变桨叶转动时产生的推力大小，从而进行尾旋翼桨叶不同状态下的推力测试。
15.（3）利用转向器将电机输出轴在水平面内的转动转变为竖直方向的转动，以驱动处于竖直状态的尾旋翼主轴绕其轴线方向转动，从而实现对尾旋翼推力的测试。
16.（4）转向器以及联轴器均支撑在电机支架上，且电机支架的横向两侧通过转销与固定架铰接；使得该测试台结构简单、拆卸安装便捷。
附图说明
17.图1为本发明的推力测试台的整体结构示意图；图2为本发明的推力测试台的局部示意图。
18.其中：1-固定架、2-电机支架、3-转销、4-电机、5-联轴器、6-轴承座、7-转向器、8-尾旋翼、9-桨叶、10-舵机、11-舵机摇臂、12-连杆a、13-尾桨摇臂、14-尾桨滑块、15-拉力计、16-连杆b、17-尾桨连接块。
具体实施方式
19.下面结合附图和实施例，对本发明做进一步的详细说明。
20.实施例1：本实施例提供一种无人直升机尾旋翼推力测试台，能够单独对尾旋翼推力进行测试，且能够测试不同桨距时尾旋翼的推力。
21.如图1所示，该推力测试台包括：固定架1、电机支架2、电机4、联轴器5、拉力计15和尾旋翼角度调整机构；其中测试对象为尾旋翼8，尾旋翼8包括：旋翼头、尾旋翼主轴和两个
桨叶9，旋翼头同轴固接在尾旋翼主轴的顶部，两个桨叶9对称设置在旋翼头两相对侧，且桨叶9通过桨夹套装在旋翼头对应位置的支撑轴上；尾旋翼角度调整机构用于调节桨叶9的旋转角度（即带动桨叶9和桨夹绕支撑轴的轴线转动，以改变桨叶9的角度），以此来改变桨叶9转动时产生的推力大小，从而进行桨叶9不同旋转角度下的推力测试。
22.为方便描述，令固定架1的长度方向为纵向，宽度方向为横向；固定架1通过螺栓与试验平台或者地面固定，电机4通过螺栓固定在电机支架2的一端，固定架1的横向两侧对称设置有支耳，电机支架2通过转销3与固定架1上的支耳铰接，其中转销3的轴向沿固定架1的横向，使得电机支架2能够相对于固定架1绕转销3的轴向摆动。
23.待测试的尾旋翼8设置在电机支架2的另一端，其中电机4输出轴通过联轴器5与转向器7的输入轴连接，尾旋翼主轴与转向器7输出轴相连；转向器7用于将电机5输出轴水方向的转动转变为竖直方向的转动，以驱动处于竖直状态的尾旋翼主轴绕其轴线转动。转向器7通过支撑架安装在电机支架2上，联轴器5通过轴承座6支撑于电机支架2上。
24.电机支架2上尾旋翼8正下方位置设置拉力计15，拉力计15两端分别与固定架1和电机支架2连接。
25.测试尾旋翼推力时，电机4驱动联轴器5带动转向器7输入轴转动，经转向器7改变方向，带动尾旋翼8旋转。尾旋翼8产生的推力可由拉力计15显示数值换算出来，从而达到测试尾旋翼推力的目的。通过尾旋翼角度调整机构调节桨叶9的旋转角度，以进行桨叶9不同旋转角度下的推力测试。
26.该无人直升机尾旋翼推力测试台具有测量结果准确、拆卸安装便捷、运输方便等特点。
27.实施例2：在上述实施例1的基础上，进一步给出尾旋翼角度调整机构的具体结构形式。
28.如图2所示，尾旋翼角度调整机构包括：舵机10、舵机摇臂11、连杆a12、尾桨摇臂13、尾桨滑块14、尾桨连接块17和连杆b16；舵机10安装在电机支架2尾旋翼8所在端尾部，舵机10的输出轴与舵机摇臂11相连，带动舵机摇臂11绕舵机10输出轴的轴线转动；舵机摇臂11通过连杆a12与尾桨摇臂13的下端连接；尾桨摇臂13上端具有水平弯折部，其拐角处通过销轴与支撑架（与电机支架2固接的支撑架）相连，水平弯折部的端部与尾桨滑块14相连。尾桨滑块14通过轴承套套装在尾旋翼主轴上，能够在尾桨摇臂13的作用下沿尾旋翼主轴的轴线上下移动。
29.尾桨连接块17也通过上述轴承套套装在尾旋翼主轴上，由此当尾桨滑块14沿尾旋翼主轴的轴线上下移动时能够带动尾桨连接块17同步上移移动；尾桨连接块17两相对侧各通过一个连杆b16与对应侧桨叶的桨夹相连，当尾桨连接块17沿尾旋翼主轴的轴线上下移动时，通过连杆b16推动/拉动与之相连的桨夹和桨叶9转动（绕旋翼头对应位置的支撑轴的轴线转动），以调整桨叶9的角度。
30.需要调整桨叶9的角度时，控制舵机10转动，与舵机10相连的舵机摇臂11推/拉连杆a12，通过连杆a12带动尾桨摇臂13下端绕其拐角处的销轴转动，使得尾桨摇臂13水平弯折部端部的尾桨滑块14上下移动，进而通过尾桨连接块17以及连杆b16的联动带动桨叶9转动，以此来改变桨叶9转动时产生的推力大小。
31.虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本
发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。