本發(fā)明涉及無人直升機地面測試平臺領域，特別涉及一種交叉雙旋翼無人直升機地面測試平臺。

背景技術：

眾所周知，無人直升機試飛試驗對無人直升機優(yōu)化設計及性能測試至關重要，通過試飛可測試出無人直升機的設計性能指標、零部件設計缺陷及飛行穩(wěn)定性能等；而設計人員根據(jù)測試結果進一步改進無人直升機設計進一步提高直升機性能。

未經(jīng)過長時間試飛設計出來的飛機可靠性低，不可預測軟硬故障多等原因，對未成型的實驗階段無人直升機，完全放開試飛不太現(xiàn)實。因此，可設計一個地面試飛臺可保證飛機安全的同時通過可測試無人直升機的性能。在同樣發(fā)動機功率下交叉雙旋翼飛機比傳統(tǒng)布局在起飛重量有優(yōu)勢。因此，國內(nèi)外使用交叉雙旋翼飛機搬運物資運輸?shù)谋容^多；然而在現(xiàn)有技術中，交叉雙旋翼無人直升機的地面測試平臺尚處于待完善狀態(tài)，本發(fā)明根據(jù)自主研發(fā)的交叉雙旋翼無人直升機，設計了其地面試飛臺。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種交叉雙旋翼無人直升機地面測試平臺，該地面測試平臺可以實現(xiàn)無人直升機的六個自由度的試飛，對于飛控程序測試、結構系統(tǒng)振動測試、控制算法優(yōu)化及改進起到至關重要的作用。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種交叉雙旋翼無人直升機地面測試平臺，包括：

固定于地面的試飛框架；

設于所述試飛框架、且能夠沿x軸與y軸移動的移動平臺；

設于所述移動平臺上方、且能夠沿x軸、y軸與z軸方向旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)部以及能夠沿z軸方向伸縮的伸縮部；

用于固定交叉雙旋翼無人直升機的固定盤設于所述旋轉(zhuǎn)部和所述伸縮部的上方，以實現(xiàn)交叉雙旋翼無人直升機的x軸方向、y軸方向、z軸方向、偏航方向、滾轉(zhuǎn)方向和俯仰方向的試飛。

相對于上述背景技術，本發(fā)明提供的交叉雙旋翼無人直升機地面測試平臺，利用試飛框架作為與地面固定的基準，移動平臺能夠在試飛框架的范圍內(nèi)沿x軸與y軸移動；移動平臺的上方設有旋轉(zhuǎn)部，其能夠沿x軸、y軸與z軸方向旋轉(zhuǎn)；伸縮部能夠沿z軸方向伸縮；位于旋轉(zhuǎn)部和伸縮部的上方設有固定盤，用于固定交叉雙旋翼無人直升機，并且在移動平臺、旋轉(zhuǎn)部以及伸縮部的作用下，實現(xiàn)交叉雙旋翼無人直升機的x軸方向、y軸方向、z軸方向、偏航方向、滾轉(zhuǎn)方向和俯仰方向的試飛；如此設置的無人直升機地面測試平臺，能夠?qū)崿F(xiàn)無人直升機的六個自由度的試飛，對于飛控程序測試、結構系統(tǒng)振動測試、控制算法優(yōu)化及改進起到至關重要的作用。

優(yōu)選地，所述試飛框架包括兩根沿y軸設置的縱梁，所述縱梁與地面固定連接；兩根所述縱梁的上方設有兩根沿x軸設置的橫梁。

優(yōu)選地，所述移動平臺包括：

與兩根所述橫梁可滑動連接、用以實現(xiàn)沿x軸運動的矩形框體；

與所述矩形框體的內(nèi)側(cè)可滑動連接、用以實現(xiàn)沿y軸運動的支撐車。

優(yōu)選地，所述旋轉(zhuǎn)部包括：

固定于所述移動平臺上表面的底柱；

位于所述底柱頂部、且能夠旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)盤；

固定于所述旋轉(zhuǎn)盤的頂柱，所述頂柱的頂端位于所述固定盤的下方；

設于所述底柱與所述頂柱之間、且能夠沿x軸與y軸旋轉(zhuǎn)的萬向節(jié)。

優(yōu)選地，所述伸縮部包括：

位于所述頂柱四周、且能夠沿z軸伸縮的阻尼器；

所述阻尼器的頂端連接所述固定盤，底端連接所述旋轉(zhuǎn)盤。

優(yōu)選地，所述底柱的四周設有支撐梁；且所述支撐梁的底端固定于所述移動平臺，頂端固定于位于所述底柱上方的圓盤體，所述圓盤體位于所述旋轉(zhuǎn)盤的下方。

優(yōu)選地，四個所述阻尼器均勻分布于所述頂柱的四周。

優(yōu)選地，所述圓盤體與所述旋轉(zhuǎn)盤的表面積大于所述移動平臺的上表面面積。

優(yōu)選地，四個所述阻尼器由下自上朝向所述頂柱軸線方向收攏。

優(yōu)選地，所述固定盤的頂端設有用以固定交叉雙旋翼無人直升機的固定支座。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實施例或現(xiàn)有技術中的技術方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)提供的附圖獲得其他的附圖。

圖1為本發(fā)明實施例所提供的交叉雙旋翼無人直升機地面測試平臺的示意圖；

圖2為圖1中的測試平臺搭載交叉雙旋翼無人直升機的示意圖。

具體實施方式

下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。

為了使本技術領域的技術人員更好地理解本發(fā)明方案，下面結合附圖和具體實施方式對本發(fā)明作進一步的詳細說明。

請參考圖1和圖2，圖1為本發(fā)明實施例所提供的交叉雙旋翼無人直升機地面測試平臺的示意圖；圖2為圖1中的測試平臺搭載交叉雙旋翼無人直升機的示意圖。

本發(fā)明提供的交叉雙旋翼無人直升機地面測試平臺，主要包括試飛框架1、移動平臺、旋轉(zhuǎn)部、伸縮部以及固定盤5。

試飛框架1固定于地面，移動平臺能夠在試飛框架1的范圍內(nèi)沿x軸與y軸移動；與移動平臺連接旋轉(zhuǎn)部和伸縮部，旋轉(zhuǎn)部能夠沿x軸、y軸與z軸方向旋轉(zhuǎn)，伸縮部能夠沿z軸方向伸縮；位于旋轉(zhuǎn)部和伸縮部的上方設有固定盤5，用于將交叉雙旋翼無人直升機9固定；也即，在移動平臺、旋轉(zhuǎn)部和伸縮部的作用下，固定于固定盤5的交叉雙旋翼無人直升機9能夠?qū)崿F(xiàn)x軸方向、y軸方向、z軸方向、偏航方向、滾轉(zhuǎn)方向和俯仰方向的試飛。

具體來說，可以用卡子等限位裝置限制移動平臺相對于試飛框架1的移動，并且限制旋轉(zhuǎn)部的旋轉(zhuǎn)(俯仰及滾轉(zhuǎn))，再使用偏航插銷固定偏航角，可實現(xiàn)只有一個垂直方向的1自由度試飛方案；

還可以用卡子等限位裝置限制移動平臺相對于試飛框架1的移動，并且限制旋轉(zhuǎn)部的俯仰及滾轉(zhuǎn)方向，可實現(xiàn)一個垂直方向及偏航方向的2自由度試飛方案；

還可以用卡子等限位裝置限制移動平臺相對于試飛框架1的移動，并且限制旋轉(zhuǎn)部的俯仰方向，可實現(xiàn)有垂直方向、偏航方向和滾轉(zhuǎn)方向的3自由度試飛方案；

還可以用卡子等限位裝置限制移動平臺相對于試飛框架1的移動，并且限制旋轉(zhuǎn)部的滾轉(zhuǎn)方向，可實現(xiàn)有垂直方向、偏航方向和俯仰方向的3自由度試飛方案；

還可以僅僅用卡子等限位裝置限制移動平臺相對于試飛框架1的移動，即可實現(xiàn)有垂直方向、偏航方向、滾轉(zhuǎn)方向和俯仰方向的4自由度試飛方案；

還可以用卡子等限位裝置限制移動平臺相對于試飛框架1的y軸移動，可實現(xiàn)有垂直方向、x軸方向、偏航方向、滾轉(zhuǎn)方向和俯仰方向的5自由度試飛方案；

可以用卡子等限位裝置限制移動平臺相對于試飛框架1的x軸移動，可實現(xiàn)有垂直方向、偏航方向、y方向、滾轉(zhuǎn)方向和俯仰方向的5自由度試飛方案；

倘若不限制上述任何部件的移動，則可實現(xiàn)有垂直方向、平面x方向、平面y方向、偏航方向、滾轉(zhuǎn)方向和俯仰方向的6自由度試飛方案。

本發(fā)明中，試飛框架1可以包括兩根沿y軸設置的縱梁11，縱梁11與地面固定連接；兩根縱梁11的上方設有兩根沿x軸設置的橫梁12。利用地腳螺栓將縱梁11與地面固定，兩根橫梁12設于縱梁11的上方，也可以采用螺栓等方式固定連接。

兩根縱梁11與兩根橫梁12構成矩形框架，且橫梁12與縱梁11均可以采用h型鋼，以構成無人直升機地面測試平臺的試飛框架1。

上述移動平臺包括矩形框體13與支撐車2。矩形框體13能夠以兩根橫梁12為基準滑動，由于兩根橫梁12為h型鋼，h型鋼的中間部位作為矩形框體13側(cè)壁的滑輪的軌道從而實現(xiàn)滑動，達到了沿x軸運動的目的。

矩形框體13的內(nèi)側(cè)設有支撐車2，矩形框體13可以采用h型鋼焊接而成；也即，支撐車2的滾輪能夠在矩形框體13的h型鋼的中間部位內(nèi)滑動，進而實現(xiàn)支撐車2沿y軸方向滑動。如此設置的移動平臺，能夠?qū)崿F(xiàn)在試飛框架1的范圍內(nèi)沿x軸與y軸方向滑動，且移動平臺的結構穩(wěn)固，工作可靠。

本發(fā)明中，旋轉(zhuǎn)部包括底柱41、旋轉(zhuǎn)盤44、頂柱45和萬向節(jié)；其中，底柱41固定于移動平臺上表面；底柱41可以固定于支撐車2的上表面；旋轉(zhuǎn)盤44位于底柱41頂部、且能夠沿z軸方向旋轉(zhuǎn)；頂柱45固定于旋轉(zhuǎn)盤44，且頂柱45的頂端位于固定盤5的下方；萬向節(jié)設于底柱41與頂柱45之間、且能夠沿x軸與y軸方向旋轉(zhuǎn)，如說明書附圖1與附圖2所示。

如此設置的旋轉(zhuǎn)部，當交叉雙旋翼無人直升機9固定于固定盤5，僅僅利用旋轉(zhuǎn)部的旋轉(zhuǎn)即可實現(xiàn)無人直升機的偏航、俯仰和滾轉(zhuǎn)的試飛測試，進而對交叉雙旋翼無人直升機地面測試提供了可靠的數(shù)據(jù)。

本發(fā)明的伸縮部包括阻尼器3，阻尼器3位于頂柱45的四周、且能夠沿z軸伸縮；阻尼器3的頂端連接固定盤5，阻尼器3的底端連接旋轉(zhuǎn)盤44。

阻尼器3在完全伸展狀態(tài)下，固定盤5位于頂柱45上方，且固定盤5與頂柱45不接觸，當交叉雙旋翼無人直升機9固定于固定盤5，對交叉雙旋翼無人直升機9進行垂直方向試飛時，則阻尼器3被下壓，且阻尼器3的極限位置為阻尼器3與頂柱45相抵的狀態(tài)。

阻尼器3的個數(shù)可以設為四個，并且四個阻尼器3均勻分布于頂柱45的四周，四個阻尼器3由下自上朝向頂柱45軸線方向收攏；也即，阻尼器3的底部距離頂柱45軸線方向較遠，阻尼器3的頂部距離頂柱45軸線方向較進；如此設置，使得四個阻尼器3能夠承載多種不同型號的交叉雙旋翼無人直升機，適用范圍較廣。

為了提升無人直升機地面測試平臺的結構可靠性，底柱41的四周設有支撐梁42；且支撐梁的底端固定于移動平臺，頂端固定于位于底柱41上方的圓盤體43，圓盤體43位于旋轉(zhuǎn)盤44的下方。

支撐梁42均勻分布于底柱41的四周，支撐梁42與底柱41共同支撐圓盤體43、旋轉(zhuǎn)盤44、頂柱45、固定盤5以及交叉雙旋翼無人直升機9，以減輕底柱41的受力，提高結構可靠性。

本發(fā)明最好將圓盤體43與旋轉(zhuǎn)盤44的表面積大于移動平臺的上表面面積；也即，支撐車2的上表面面積較小，而圓盤體43與旋轉(zhuǎn)盤44的表面積較大，此舉有利于進一步提高無人直升機地面測試平臺的結構強度，確保其工作可靠。

固定盤5的頂端設有用以固定交叉雙旋翼無人直升機9的固定支座51，固定支座51類似于花籃鎖，分為底扣與頂扣，底扣與頂扣可以分離，也可以通過螺栓將兩者連接，以固定位于兩者之間的無人直升機架體。

本發(fā)明所提供的交叉雙旋翼無人直升機地面測試平臺，在地面試飛臺上可以實現(xiàn)無人直升機的六個自由度的試飛，比如：懸停、小范圍前飛、側(cè)飛、滾裝俯仰及起飛降落等試飛實驗。地面試驗臺試飛實驗對測試無人直升機飛控程序測試、結構系統(tǒng)振動測試、控制算法優(yōu)化及改進起到至關重要的作用；同時也降低安全事故風險、降低研發(fā)成本的有效方法。

需要說明的是，在本說明書中，諸如第一和第二之類的關系術語僅僅用來將一個實體與另外幾個實體區(qū)分開來，而不一定要求或者暗示這些實體之間存在任何這種實際的關系或者順序。

以上對本發(fā)明所提供的交叉雙旋翼無人直升機地面測試平臺進行了詳細介紹。本文中應用了具體個例對本發(fā)明的原理及實施方式進行了闡述，以上實施例的說明只是用于幫助理解本發(fā)明的方法及其核心思想。應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以對本發(fā)明進行若干改進和修飾，這些改進和修飾也落入本發(fā)明權利要求的保護范圍內(nèi)。