飞行器动力系统测试台架的制作方法

1.本实用新型属于飞行器测试工装技术领域，特别是涉及一种飞行器动力系统测试台架。


背景技术：

2.近年来纯电动飞行器得到大力发展，在纯电动飞行器的组成部件中，对电机、电机控制器和螺旋桨的各项要求非常严格，这关乎到整个飞行器能否正常飞行。因此电机、电机控制器和螺旋桨在装载之前需要通过台架对其性能进行检测。由于纯电飞行器具有起降、爬升、平飞等不同姿态的飞行状态，需要对不同高度、不同姿态进行测试。
3.目前，在纯电动载人飞行器领域，常见的测试装置是将各测试元件和被模拟的发动机等组件通过支架固定安装在安装台架上，存在测试姿态单一、无法改变的问题，而且测试高度不可调，若安装高度过低，螺旋桨将会受到严重的地效影响；若安装高度过高，螺旋桨装置装拆不便。
4.因此，如何为飞行器被测试的动力系统提供不同高度、不同姿态的测试状态是亟需解决的问题。


技术实现要素：

5.鉴于以上所述现有技术的缺点，本实用新型的目的在于提供一种飞行器动力系统测试台架，用于解决现有技术中飞行器被测试的动力系统的高度和姿态的测试状态单一的问题。
6.为实现上述目的及其他相关目的，本实用新型提供一种飞行器动力系统测试台架，包括：
7.底座；
8.主旋臂，转动安装在所述底座上，能够旋转改变测试高度，并在目标角度悬停固定；以及
9.副悬臂，用于安装被测动力系统，所述副悬臂转动安装在所述主旋臂上，并能够相对于所述主旋臂翻转以改变测试姿态。
10.可选的，所述主旋臂在竖直方向内旋转改变测试高度。
11.可选的，所述飞行器动力系统测试台架还包括第一旋转驱动单元，所述第一旋转驱动单元与所述主旋臂连接以驱动所述主旋臂在竖直面内旋转。
12.可选的，所述飞行器动力系统测试台架还包括与所述副悬臂连接的第二旋转驱动单元，所述第二旋转驱动单元驱动所述副悬臂翻转以实时改变所述副悬臂与所述主旋臂之间的相对角度。
13.可选的，所述飞行器动力系统测试台架还包括用于所述主旋臂在目标角悬停固定的锁紧结构，所述锁紧结构包括第一锁紧孔、第二锁紧孔和紧固件，所述第一锁紧孔和所述第二锁紧孔分别设置在所述底座和所述主旋臂上，所述紧固件穿过所述第一锁紧孔和第二
锁紧孔将所述主旋臂与所述底座锁紧。
14.可选的，所述第一锁紧孔的数量为多个，多个所述第一锁紧孔分布在同一竖直面内，并分别与所述第二锁紧孔在目标角度悬停时的位置相对应。
15.可选的，所述飞行器动力系统测试台架还包括与所述主旋臂可拆卸连接的主旋臂支撑杆，当所述主旋臂到达目标角度悬停时，所述主旋臂支撑杆连接所述底座与所述主旋臂。
16.可选的，所述副悬臂的一端与所述主旋臂的顶端转动连接，所述副悬臂的另一端通过安装单元与被测动力系统连接。
17.可选的，所述副悬臂上安装有指向被测动力系统的空速管。
18.可选的，所述飞行器动力系统测试台架还包括测试台采集系统和用于采集测量数据传感器组件，所述测试台采集系统与所述传感器组件连接。
19.如上所述，本实用新型的飞行器动力系统测试台架，至少具有以下有益效果：主旋臂能够旋转改变测试高度，副旋臂能够相对主旋臂旋转改变测试姿态，使得主旋臂和副悬臂相互配合为被测动力系统提供不同高度、不同姿态的测试状态。
附图说明
20.图1为本实用新型飞行器动力系统测试台架一实施例的第一测试状态示意图；
21.图2为本实用新型飞行器动力系统测试台架一实施例的第二测试状态示意图；
22.图3为本实用新型飞行器动力系统测试台架一实施例的第三测试状态示意图；
23.图4为本实用新型飞行器动力系统测试台架一实施例的第三测试状态示意图。
24.零件标号说明
25.100-底座；200-主旋臂；300-副悬臂；400-第一旋转驱动单元；501-六分量天平；600-空速管；701-主旋臂支撑杆；702-底座支撑杆组件；801-第一锁紧孔；900-被测动力系统；901-螺旋桨装置；902-电机；903-多角度倾转机构。
具体实施方式
26.以下由特定的具体实施例说明本实用新型的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本实用新型的其他优点及功效。
27.须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本实用新型可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本实用新型所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本实用新型所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。同时，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”及“一”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本实用新型可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本实用新型可实施的范畴。
28.参见图1至图4，在一实施例中，本技术提供一种飞行器动力系统测试台架，包括底座100、主旋臂200以及副悬臂300。主旋臂200转动安装在底座100上，主旋臂200能够旋转改变测试高度，并在目标角度悬停固定；副悬臂300用于安装被测动力系统900，副悬臂300转动安装在主旋臂200上，副悬臂300能够相对于主旋臂200翻转以改变测试姿态。副悬臂300
与主旋臂200能够各自独立旋转，相互配合为被测动力系统提供不同高度、不同姿态的测试状态。
29.可选的，主旋臂200能够在竖直方向内旋转改变测试高度，有利于以较小的转动行程便能实现较大范围的高度调节。副悬臂300与主旋臂200能够各自在竖直面内独立旋转，使得测试状态改变灵活、改变范围广泛，有利于适应多种测试需求。
30.可选的，被测动力系统包括螺旋桨装置901和电机902，电机902与螺旋桨装置901连接，用于驱动螺旋桨装置901运行，电机902可以直接安装在副悬臂300上或者通过多角度倾转机构903安装在副悬臂300上，副旋臂200与多角度倾转机构903配合能更精确地、更大范围地调节螺旋桨装置901的测试姿态。其中，电机902可以为盘式电机。
31.可选的，副悬臂300的一端与主旋臂200的顶端转动连接，副悬臂300的另一端通过安装单元与被测动力系统600连接。其中，安装单元包括安装法兰，使得副悬臂300与被测动力系统600能够快速拆装，拆装操作简单、方便。
32.参见图1至图4，在一实施例中，飞行器动力系统测试台架还包括第一旋转驱动单元400，第一旋转驱动单元400与主旋臂200连接以驱动主旋臂200在竖直面内旋转。
33.可选的，第一旋转驱动单元400可以为液压举升装置，液压举升装置包括液压缸和液压杆，液压缸的缸体与底座100转动连接，液压杆与主旋臂200铰接，主旋臂200与底座100转动连接，液压缸驱动液压杆移动推动主旋臂200相对底座100旋转，使得主旋臂200与副悬臂300连接的一端能够在竖直面内升降。液压举升装置输出的动力稳定、且能够承受较大负载，有利于为主旋臂200提供稳定可靠的旋转动力。
34.可以理解的是，第一旋转驱动单元400除了可以采用液压举升装置外，也可以采用气压举升装置、电动举升装置或其它能够驱动主旋臂200旋转的驱动件。
35.可选的，第一旋转驱动单元400与主旋臂200的铰接点位于主旋臂200与副悬臂300的连接点和主旋臂200与底座100的连接点之间，有利于提高结构的稳定性和增大主旋臂200的升降高度。
36.另外，主旋臂200也可以采用人工旋转，根据需求将主旋臂200翻转至目标角度悬停固定即可。
37.参见图1至图4，在一实施例中，主旋臂200在转动过程中，位于主旋臂200顶端的副悬臂300高度发生变化，从而能够为被测动力系统900提供不同的测试高度。一方面，当副悬臂300在最低位时，即主旋臂200的轴向沿水平方向分布时，方便工作人员对安装在副悬臂300上的螺旋桨装置901进行调整、更换、测试等操作；当副悬臂300在最高位时，即主旋臂200的轴向沿竖直方向分布时，安装在副悬臂300上螺旋桨装置901与地面之间具有一定的高度差，螺旋桨装置901测试时能够有效摆脱地效影响；同时，由于螺旋桨装置901被主旋臂200旋转带动，其轨迹是竖直面内在最低位至最高位之间来回的一连续曲线，其高度值在最低值和最高值之间连续变化，调整主旋臂200的旋转角度，能够容易且精确地将副悬臂200上的螺旋桨装置901固定在任何所需目标测试高度；例如，按照螺旋桨装置901安装在飞行器上的实际高度值来设定测试高度值，能够更为准确地模拟测试螺旋桨装置901竖直起飞的状态。另一方面，主旋臂200被旋转驱动，主旋臂200相对水平面的夹角也不断变化，合理设副悬臂200的设置方式，使副悬臂200上所安装的螺旋桨装置901相对主旋臂200的安装角度不变，则螺旋桨装置901的转轴与水平面之间的夹角也会在主旋臂200的旋转带动下发生
转变；例如，使螺旋桨装置901的转轴与主旋臂200的轴线共处竖直面内且保持相互垂直，当主旋臂200处于水平状态时，螺旋桨装置901的转轴沿竖直方向与主旋臂200垂直设置，螺旋桨装置901处于起降的工作姿态；当主旋臂200处于倾斜状态时，螺旋桨装置901的转轴也倾斜设置，螺旋桨装置901处于爬升的工作姿态；当主旋臂200处于竖直状态时，螺旋桨装置901的转轴水平设置，螺旋桨装置901处于平飞的工作姿态。主旋臂200能够改变被测对象的测试高度，能够广泛适用于室内、室外等多种场地的测试要求。
38.参见图1至图4，在一实施例中，飞行器动力系统测试台架还包括与副悬臂300连接的第二旋转驱动单元，第二旋转驱动单元驱动副悬臂300翻转以实时改变副悬臂300与主旋臂200之间的相对角度α。
39.可选的，相对角度a的范围可以为90
°
～180
°
，当相对角度α为90
°
时，副悬臂300的轴向与主旋臂200的轴向平行；当相对角度α为180
°
时，副悬臂300的轴向与主旋臂200的轴向垂直。
40.副悬臂300和主旋臂200之间通过第二旋转驱动单元以自动调整副旋臂300和主旋臂200之间的相对角度α，使得主旋臂200转动过程中，副悬臂300能够始终保持在水平状态或竖直状态，从而使得安装在副悬臂300端部的螺旋桨装置901始终保持水平或者竖直。
41.参见图1至图4，在一实施例中，副悬臂300和主旋臂200之间也可以不设置第二旋转驱动单元，使得本技术的飞行器动力系统测试台架更为轻量化。
42.可选的，副旋臂300和主旋臂200之间应当设置转轴和配套的锁紧装置，锁紧装置可以采用螺栓、定位销等。副旋臂300和主旋臂200的内部还可以设置钢板以强化副旋臂300相对主旋臂200之间的固定状态。主旋臂200和副旋臂300之间可以有多种位置状态以满足测试需求，例如：当主旋臂200水平状态时，副旋臂300相对主旋臂200竖直向上，此时螺旋桨装置901位于最低位，且螺旋桨装置901的转轴垂直，用于模拟螺旋桨装置901起飞的姿态；当主旋臂200安装副悬臂300的一端竖直朝上时，副旋臂300相对主旋臂200共线，此时螺旋桨装置901的转轴垂直，且螺旋桨装置901位于最高位，有效地摆脱地效影响。其中，为满足大型纯电动飞行器的螺旋桨装置901的测试需求，主旋臂200和副旋臂300同时指向上方时总高应大于五米，整个测试台架应当能够最大支持120英寸桨叶的安装测试。
43.参见图1至图4，在一实施例中，飞行器动力系统测试台架还包括用于主旋臂200在目标角悬停固定的锁紧结构，锁紧结构包括第一锁紧孔801、第二锁紧孔和紧固件，第一锁紧孔801和第二锁紧孔分别设置在底座100和主旋臂200上，紧固件穿过第一锁紧孔801和第二锁紧孔将主旋臂200与底座100锁紧。其中，紧固件可以为定位销或螺栓等紧固件。
44.可选的，第一锁紧孔801的数量为多个，多个第一锁紧孔801分布在同一竖直面内，并分别与第二锁紧孔在目标角度悬停时的位置相对应，以便主旋臂200能够在不同的目标角度悬停固定。
45.可选的，紧固件采用定位销时，具体可以采用锥形销，以减小定位销、第一锁紧孔801以及第二锁紧孔之间的间隙。
46.可选的，第二锁紧孔也可以设置多个，多个第二锁紧孔与多个第一锁紧孔801对应设置，确保当主旋臂200需要被锁紧时，都有若干组第一锁紧孔、第二锁紧孔对齐即可，使得主旋臂200会被多个定位销或者螺栓固定锁紧，定位更牢固。具体的，当主旋臂200旋转至目标角度测试时，存在与第二锁紧孔对齐的第一锁紧孔801，使用定位销或者螺栓等紧固件依
次穿过对齐的第一锁紧孔801和第二锁紧孔以固定主旋臂200和底座100之间的相对位置，使主旋臂200固定在目的工作位置，从而使得安装在副悬臂300上的被测动力系统900也能够固定在目的工作位置。
47.参见图1至图4，在一实施例中，飞行器动力系统测试台架还包括与主旋臂200可拆卸连接的主旋臂支撑杆701，当主旋臂200到达目标角度悬停时，主旋臂支撑杆701连接底座100与主旋臂200，以便为主旋臂200提供稳定可靠的支撑。
48.可选的，主旋臂支撑杆701与主旋臂200的连接支撑点位于主旋臂200与副悬臂300的连接点和主旋臂200与第一旋转驱动单元400的连接点之间，有利于提高主旋臂200的稳定性。
49.参见图1至图4，在一实施例中，底座100上还设置有桁架、底座支撑杆组件702等结构，以使底座100具备足够的强度和刚度来支撑、固定主旋臂200和被测动力系统等部件。
50.可选的，由于主旋臂200在竖直面内旋转，为使得对主旋臂200的支撑更加稳定，可以将包括桁架、底座支撑杆组件702在内的支撑固定结构对称分设于主旋臂200运动面的两侧。
51.可选的，为满足支撑时的稳定牢固，还可以在底座100上设置配重块，在主旋臂200上开若干减重孔，以降低整个测试台架的重心高度。具体的，测试用的相关仪器可以安装在底座100上，以起到配重块的作用；也可以将底座100锚固在地面上，避免底座倾翻。
52.参见图1至图4，在一实施例中，底座100的底部可以安装移动滑轮，以便对测试台架进行移动。
53.可选的，底座100的底部还可以设置装拆孔，以便底座100能够安装到不同的装置上。例如，将底座100固定在板车上并测量产生的推力，可使本技术的测试台架用于跑车测试。由此可见，本技术的飞行器动力系统测试台架并非局限于飞行器的动力系统测试。
54.参见图1至图4，在一实施例中，副悬臂200上安装有指向被测动力系统900的空速管600。其中，空速管600指向螺旋桨装置901的螺旋桨叶，可以通过空速管600测量来流空速。
55.可选的，空速管可以为可调节长度式空速管。
56.参见图1至图4，在一实施例中，飞行器动力系统测试台架还包括传感器组件，用于采集测量数据。
57.可选的，测量数据包括螺旋桨装置901的运动状态数据，即传感器组件可以用于采集螺旋桨装置901的运动状态数据。
58.可选的，传感器组件包括多个传感器，可以根据采集测量数据的要求和类型分布在不同位置，传感器的种类也可以根据需求设置。例如，在副悬臂300的端部固定设置传感器，该传感器可以为六分量天平，被测螺旋桨装置901通过六分量天平安装在副悬臂200上，使得通过六分量天平能够采集螺旋桨装置901的拉力、扭矩。还可以设置光电转速传感器以测量螺旋桨的转速。
59.参见图1至图4，在一实施例中，飞行器动力系统测试台架还包括测试台采集系统，测试台采集系统与传感器组件连接。其中，测试台采集系统与传感器器组件可以通过有线连接传输也可以通过无线连接传输。
60.可选的，测试台采集系统包括采集仪和上位机等，能够用以收集、存储、处理各传
感器所采集到的数据。
61.在本说明书的描述中，参考术语“本实施例”、“示例”、“具体示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本实用新型的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
62.上述实施例仅例示性说明本实用新型的原理及其功效，而非用于限制本实用新型。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本实用新型的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本实用新型所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本实用新型的权利要求所涵盖。

技术特征：
1.一种飞行器动力系统测试台架，其特征在于，包括：底座；主旋臂，转动安装在所述底座上，能够在竖直方向内旋转改变测试高度，并在目标角度悬停固定；以及副悬臂，用于安装被测动力系统，所述副悬臂转动安装在所述主旋臂上，并能够相对于所述主旋臂翻转以改变测试姿态。2.根据权利要求1所述的飞行器动力系统测试台架，其特征在于：所述飞行器动力系统测试台架还包括第一旋转驱动单元，所述第一旋转驱动单元与所述主旋臂连接以驱动所述主旋臂在竖直面内旋转。3.根据权利要求1所述的飞行器动力系统测试台架，其特征在于：所述飞行器动力系统测试台架还包括与所述副悬臂连接的第二旋转驱动单元，所述第二旋转驱动单元驱动所述副悬臂翻转以实时改变所述副悬臂与所述主旋臂之间的相对角度。4.根据权利要求1所述的飞行器动力系统测试台架，其特征在于：所述飞行器动力系统测试台架还包括用于所述主旋臂在目标角悬停固定的锁紧结构，所述锁紧结构包括第一锁紧孔、第二锁紧孔和紧固件，所述第一锁紧孔和所述第二锁紧孔分别设置在所述底座和所述主旋臂上，所述紧固件穿过所述第一锁紧孔和第二锁紧孔将所述主旋臂与所述底座锁紧。5.根据权利要求4所述的飞行器动力系统测试台架，其特征在于：所述第一锁紧孔的数量为多个，多个所述第一锁紧孔分布在同一竖直面内，并分别与所述第二锁紧孔在目标角度悬停时的位置相对应。6.根据权利要求1所述的飞行器动力系统测试台架，其特征在于：所述飞行器动力系统测试台架还包括与所述主旋臂可拆卸连接的主旋臂支撑杆，当所述主旋臂到达目标角度悬停时，所述主旋臂支撑杆连接所述底座与所述主旋臂。7.根据权利要求1所述的飞行器动力系统测试台架，其特征在于：所述副悬臂的一端与所述主旋臂的顶端转动连接，所述副悬臂的另一端通过安装单元与被测动力系统连接。8.根据权利要求1所述的飞行器动力系统测试台架，其特征在于：所述副悬臂上安装有指向被测动力系统的空速管。9.根据权利要求1所述的飞行器动力系统测试台架，其特征在于：所述飞行器动力系统测试台架还包括测试台采集系统和用于采集测量数据传感器组件，所述测试台采集系统与所述传感器组件连接。

技术总结
本实用新型属于飞行器测试工装技术领域，特别是涉及一种飞行器动力系统测试台架。包括底座、主旋臂以及副悬臂；所述主旋臂转动安装在所述底座上，能够旋转改变测试高度，并在目标角度悬停固定；所述副悬臂用于安装被测动力系统，所述副悬臂转动安装在所述主旋臂上，并能够相对于所述主旋臂翻转以改变测试姿态。本实用新型的有益效果包括：主旋臂能够旋转改变测试高度，副旋臂能够相对主旋臂旋转改变测试姿态，使得主旋臂和副悬臂相互配合为被测动力系统提供不同高度、不同姿态的测试状态。不同姿态的测试状态。不同姿态的测试状态。


技术研发人员：薛松柏 邓豪乙 李清 谢晒明 王武先
受保护的技术使用者：成都沃飞天驭科技有限公司
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/6/20