本發(fā)明涉及飛行器技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛行器動(dòng)力系統(tǒng)測(cè)試裝置。

背景技術(shù)：

航空器的動(dòng)力系統(tǒng)在整個(gè)系統(tǒng)的運(yùn)行中起著心臟的作用，影響著整個(gè)飛行器的飛行質(zhì)量。測(cè)試動(dòng)力系統(tǒng)的性能是在研發(fā)過(guò)程中必不可少的一部分，可以了解飛行器的飛行狀況。

現(xiàn)有的飛行器測(cè)試系統(tǒng)比較簡(jiǎn)單，可測(cè)試的參數(shù)不夠全面，進(jìn)而對(duì)飛行器系統(tǒng)的評(píng)估不夠精確，影響整個(gè)飛行器的正常使用。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種飛行器動(dòng)力系統(tǒng)測(cè)試裝置，以解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的測(cè)試的參數(shù)不夠全面，對(duì)飛行器系統(tǒng)的評(píng)估不夠精確的技術(shù)問(wèn)題。

如上構(gòu)思，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是：

一種飛行器動(dòng)力系統(tǒng)測(cè)試裝置，通過(guò)電機(jī)控制槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)并由測(cè)試組件測(cè)試所述槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的升力和扭力。

其中，所述電機(jī)的輸出軸的一端與所述槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)連接，所述輸出軸的另一端連接有第一轉(zhuǎn)軸，所述第一轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)設(shè)置在軸套內(nèi)；

所述測(cè)試組件包括設(shè)置在底座上并與所述軸套連接的升力測(cè)試組件和扭力測(cè)試組件。

其中，所述升力測(cè)試組件包括：

第一力臂，其一端與所述軸套連接，另一端與第二轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)連接；

第二力臂，其一端與所述第一力臂靠近所述第二轉(zhuǎn)軸的一端連接，另一端搭接在電子稱上。

其中，所述扭力測(cè)試組件包括第三力臂和推拉力計(jì)，所述第三力臂的一端與所述軸套連接，所述第三力臂的另一端與所述推拉力計(jì)連接，所述推拉力計(jì)固定在所述底座上。

其中，所述第二力臂與所述第一力臂的長(zhǎng)度相等且垂直連接。

其中，所述第一力臂有多個(gè)并沿所述第二力臂的延伸方向排布。

其中，所述第二力臂上設(shè)置有配重塊。

其中，所述第二轉(zhuǎn)軸的兩端與轉(zhuǎn)軸支架轉(zhuǎn)動(dòng)連接，所述轉(zhuǎn)軸支架與所述底座固定連接，所述電子稱通過(guò)電子稱支座與所述底座固定連接。

其中，所述電機(jī)上連接有電子調(diào)速器，所述電子調(diào)速器與接收機(jī)相連。

其中，所述電子調(diào)速器由遙控器控制。

本發(fā)明的有益效果：

本發(fā)明提出的飛行器動(dòng)力系統(tǒng)測(cè)試裝置，通過(guò)電機(jī)控制槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)并由測(cè)試組件測(cè)試槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的升力和扭力，能夠測(cè)量系統(tǒng)升力和不同升力下對(duì)應(yīng)的電機(jī)電流、系統(tǒng)扭力、槳葉轉(zhuǎn)速，根據(jù)測(cè)量的數(shù)值判斷出系統(tǒng)最大升力、電機(jī)最大負(fù)載電流、電機(jī)懸停電流，也可推算出電機(jī)的負(fù)載空載比、槳葉的力效、電機(jī)的輸出功率、電機(jī)的效率；可測(cè)試的參數(shù)全面，進(jìn)而對(duì)飛行器系統(tǒng)的評(píng)估精確，為無(wú)人機(jī)開(kāi)發(fā)階段的動(dòng)力系統(tǒng)匹配和動(dòng)力系統(tǒng)優(yōu)化提供可靠的參考。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明提供的飛行器動(dòng)力系統(tǒng)測(cè)試裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中：

1、電機(jī)；2、槳葉；3、第一轉(zhuǎn)軸；4、軸套；5、升力測(cè)試組件；6、扭力測(cè)試組件；7、底座；

51、第一力臂；52、第二力臂；53、第二轉(zhuǎn)軸；54、電子稱；55、配重塊；56、轉(zhuǎn)軸支架；57、電子稱支座；

61、第三力臂；62、推拉力計(jì)。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施方式進(jìn)一步說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案?？梢岳斫獾氖?，此處所描述的具體實(shí)施例僅僅用于解釋本發(fā)明，而非對(duì)本發(fā)明的限定。另外還需要說(shuō)明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與本發(fā)明相關(guān)的部分而非全部。

參見(jiàn)圖1，本發(fā)明實(shí)施例提供一種飛行器動(dòng)力系統(tǒng)測(cè)試裝置，通過(guò)電機(jī)1控制槳葉2轉(zhuǎn)動(dòng)并由測(cè)試組件測(cè)試槳葉2轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的升力和扭力。

電機(jī)1的輸出軸的一端與槳葉2轉(zhuǎn)動(dòng)連接，輸出軸的另一端連接有第一轉(zhuǎn)軸3，第一轉(zhuǎn)軸3轉(zhuǎn)動(dòng)設(shè)置在軸套4內(nèi)；測(cè)試組件包括設(shè)置在底座7上并與軸套4連接的升力測(cè)試組件5和扭力測(cè)試組件6。

能夠測(cè)量系統(tǒng)升力和不同升力下對(duì)應(yīng)的電機(jī)1的電流、系統(tǒng)扭力、槳葉2轉(zhuǎn)速，根據(jù)測(cè)量的數(shù)值判斷出系統(tǒng)最大升力、電機(jī)1的最大負(fù)載電流、電機(jī)1的懸停電流，也可推算出電機(jī)1的負(fù)載空載比、槳葉2的力效、電機(jī)1的輸出功率、電機(jī)1的效率；可測(cè)試的參數(shù)全面，進(jìn)而對(duì)飛行器系統(tǒng)的評(píng)估精確，為無(wú)人機(jī)開(kāi)發(fā)階段的動(dòng)力系統(tǒng)匹配和動(dòng)力系統(tǒng)優(yōu)化提供可靠的參考。

升力測(cè)試組件5包括第一力臂51和第二力臂52，第一力臂51的一端與軸套4連接，另一端與第二轉(zhuǎn)軸53轉(zhuǎn)動(dòng)連接；第二力臂52的一端與第一力臂51靠近第二轉(zhuǎn)軸53的一端連接，另一端搭接在電子稱54上。

在本實(shí)施例中，為了便于計(jì)算，設(shè)置第二力臂52與第一力臂51的長(zhǎng)度相等且垂直連接，第二力臂52與第一力臂51的連接處剛好位于第二轉(zhuǎn)軸53處。這樣第一力臂51上受到的升力的大小就與電子稱54上顯示的讀數(shù)的大小相同，避免了中間的換算環(huán)節(jié)，更直觀方便，節(jié)省時(shí)間。

第一力臂51有多個(gè)并沿第二力臂52的延伸方向排布，使得整個(gè)裝置更穩(wěn)固。在本實(shí)施例中，第一力臂51有兩個(gè)。

第二力臂52上設(shè)置有配重塊55，配重塊55可沿第二力臂52滑動(dòng)并通過(guò)螺栓定位，配重塊55上開(kāi)設(shè)有螺紋孔，螺栓的一端穿過(guò)螺紋孔并頂緊在第二力臂52上，將配重塊55定位。當(dāng)槳葉2不旋轉(zhuǎn)時(shí)，第二力臂52上的配重塊55用于平衡第一力臂51上的電機(jī)1和槳葉2的重量，使得第二力臂52剛好與電子稱54接觸并不對(duì)電子稱54施加壓力。考慮到剛好接觸的程度不太好把握，也可以使第二力臂52對(duì)電子稱54施加一定的預(yù)壓力，在測(cè)量結(jié)果上減去預(yù)壓力即是槳葉2的升力。

第二轉(zhuǎn)軸53的兩端與轉(zhuǎn)軸支架56轉(zhuǎn)動(dòng)連接，轉(zhuǎn)軸支架56與底座7固定連接，電子稱54通過(guò)電子稱支座57與底座7固定連接。

扭力測(cè)試組件6包括第三力臂61和推拉力計(jì)62，第三力臂61的一端與軸套4連接，第三力臂61的另一端與推拉力計(jì)62連接，推拉力計(jì)62固定在底座7上。

電機(jī)1上連接有電子調(diào)速器，電子調(diào)速器根據(jù)控制信號(hào)調(diào)節(jié)電機(jī)1的轉(zhuǎn)速，電子調(diào)速器由遙控器控制。電子調(diào)速器由直流穩(wěn)壓電源保持恒壓電壓供電，電子調(diào)速器輸入的是直流，輸出的是三相交流，電子調(diào)速器的輸出端直接與電機(jī)1的三相輸入端相連，電子調(diào)速器上還有三根信號(hào)線用于與接收機(jī)相連。接收機(jī)包括濾波器、放大器和a/d轉(zhuǎn)換器，能將電信號(hào)轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)輸出。

使用前，先調(diào)節(jié)系統(tǒng)平衡，使得第二力臂52剛好與電子稱54接觸并不對(duì)電子稱54施加壓力，此時(shí)，電子稱54的讀數(shù)為零。

使用時(shí)，由遙控器的油門控制電機(jī)1的轉(zhuǎn)速，電機(jī)1帶動(dòng)槳葉2轉(zhuǎn)動(dòng)，槳葉2轉(zhuǎn)動(dòng)所產(chǎn)生的升力通過(guò)第一轉(zhuǎn)軸3、軸套4傳遞到第一力臂51，帶動(dòng)第一力臂51沿第二轉(zhuǎn)軸53轉(zhuǎn)動(dòng)，第一力臂51帶動(dòng)第二力臂52轉(zhuǎn)動(dòng)，第二力臂52按壓電子稱54顯示讀數(shù)，因第二力臂52與第一力臂51等長(zhǎng)，通過(guò)力矩平衡的原理，電子稱54顯示讀數(shù)可近似為槳葉2轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)所獲得的升力。

電機(jī)1帶動(dòng)槳葉2轉(zhuǎn)動(dòng)的同時(shí)，槳葉2轉(zhuǎn)動(dòng)所產(chǎn)生的扭力通過(guò)第一轉(zhuǎn)軸3、軸套4傳遞到第三力臂61，通過(guò)第三力臂61反饋到推拉力計(jì)62上，從推拉力計(jì)62上可直接讀出該系統(tǒng)下的槳葉2扭力，并可計(jì)算出扭矩。

由以上可測(cè)出：系統(tǒng)的最大升力，計(jì)算出飛機(jī)的推動(dòng)比；可測(cè)出系統(tǒng)在獲取不同升力時(shí)所對(duì)應(yīng)的電壓、電流、轉(zhuǎn)速、扭力。通過(guò)電壓與電流可計(jì)算出輸入功率，再用相對(duì)應(yīng)的升力除以輸入功率得到槳葉2的力效；通過(guò)扭力與力臂可計(jì)算出扭矩，再加上轉(zhuǎn)速即可計(jì)算出系統(tǒng)的輸出功率；通過(guò)輸出功率與輸入功率計(jì)算出系統(tǒng)的效率；通過(guò)電機(jī)1的最大負(fù)載轉(zhuǎn)速與工作電壓及額定電壓值可計(jì)算出電機(jī)1的負(fù)載空載比。

以上實(shí)施方式只是闡述了本發(fā)明的基本原理和特性，本發(fā)明不受上述實(shí)施方式限制，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還有各種變化和改變，這些變化和改變都落入要求保護(hù)的本發(fā)明范圍內(nèi)。本發(fā)明要求保護(hù)范圍由所附的權(quán)利要求書(shū)及其等效物界定。