涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺的制作方法

本發明涉及無人機的懸停測力技術領域，具體涉及一種涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺。

背景技術：

隨著涵道飛行器的不斷發展，涵道共軸雙旋翼機構既可以作為獨立的涵道飛行器，也可以作為提供動力的機構，成為飛行器中的一部分。相比于涵道單旋翼，涵道共軸雙旋翼的結構更加緊湊，兩副剛性旋翼位于涵道中央，繞同一軸線反向旋轉以平衡各自產生的扭矩，從而不需要起平衡作用的導流板，飛行效率高，此外，涵道可以看成是包裹旋翼的環形機翼，在對旋翼起到保護作用、增強安全性和降低噪聲的同時，還能夠產生附加升力，提高懸停效率。

涵道共軸雙旋翼結構復雜，兩個旋翼之間以及涵道本體和旋翼機構之間的相互影響關系還不明確，因此，在樣機試飛之前，需要對其空氣動力學特性進行透徹研究，主要是通過試驗的手段，分析軸流狀態下雙槳間距的變化及其相對涵道的軸向位置變化對整機升力和力矩的影響。現有的推力測試裝置多針對單一帶槳電機在變轉速情況下的氣動載荷(拉力、扭矩等)進行測量，功能單一，沒有考慮一些氣動參數的變化對整機氣動特性的影響，不能滿足涵道共軸雙旋翼無人機的懸停測力需求。

中國發明專利申請公布說明書cn103604608a公開了一種“輕型運動飛機螺旋槳拉力試驗臺”，主要是用于單一帶槳電機變轉速情況下的推力和動態扭矩測量，搭建了操作簡單、精確的試驗臺，但是不能實現整機系統的懸停測力實驗。

中國實用新型專利說明書cn202994470u提出了一種“無人飛機動力性能測試系統”，可以對無人機在各飛行工況下在發動機驅動下的輸出扭矩、轉速、功率、推力、油耗等驅動性能進行綜合測試，但從本質上說也僅是針對發動機的推進特性進行了測試。

技術實現要素：

本發明的目的在于解決現有的電機推力測試技術中存在問題，提供一種涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺。

涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺，包括測試平臺外支架、裝調內支架、涵道螺旋槳系統和測量顯示系統，所述測試平臺外支架與裝調內支架均為立方體框架，所述裝調內支架通過片彈簧固定在測試平臺外支架內；

所述涵道螺旋槳系統包括涵道、導流片、l型連接件、折彎連接件、撐環、中心柱、舵機、襯套、舵機支架、搖臂連桿機構、碳纖維管、簡易型軸承和上下兩層螺旋槳系統，每層螺旋槳系統包括連接件、電機、電機固定座、中心安置底座、支撐桿、槳轂和螺旋槳；

所述涵道放置在撐環中，所述撐環通過l型連接件與裝調內支架內側螺栓連接固定，所述折彎連接件一端通過螺栓連接固定在裝調內支架內側，另一端壓緊涵道唇口，固定涵道位置，松緊螺栓使涵道在豎直方向上下移動；電機的轉子軸通過槳轂連接螺旋槳，電機的定子連接電機固定座，支撐桿呈十字交叉形嵌入中心安置底座下端面的十字凹槽內，中心安置底座與電機固定座通過螺釘固定，支撐桿四端裝有連接件，所述連接件通過螺栓連接固定在裝調內支架同一水平面上；

上層螺旋槳和下層螺旋槳在裝調內支架中共軸相對裝配，松緊上層螺旋槳系統中的連接件與裝調內支架的連接螺栓，上層螺旋槳系統通過支撐桿在裝調內支架內部豎直上下移動；

所述中心柱一端通過固定座連接下定位框，另一端連接下層螺旋槳系統的中心安置底座；

所述舵機為四個，分別對應安裝在舵機支架上，所述舵機支架與中心柱的四周面通過螺栓連接固定，所述導流片為四個，相互呈九十度對稱分布在中心柱四周，且處于同一高度，每個導流片頂部貫穿一根碳纖維管，所述碳纖維管一端套入舵機支架中的襯套中，另一端與簡易型軸承的內圈連接，簡易型軸承通過螺栓固定在裝調內支架上；

所述襯套與簡易型軸承的內圈中心在同一水平面上，保證導流片繞碳纖維管轉動，同時松緊舵機支架與中心柱的螺栓以及簡易型軸承與裝調內支架上的連接螺栓，使導流片在豎直方向上下移動，當舵機轉動時，通過搖臂連桿機構帶動導流片繞碳纖維管轉動一定的角度，所述涵道螺旋槳系統中的涵道、舵機、導流片、上層螺旋槳系統中的電機和螺旋槳在裝調內支架中的豎直方向上下調動，獲得不同間距的涵道共軸雙旋翼模型；所述測量顯示系統中的傳感器一端與底板固定在測試平臺外支架的支撐梁上，傳感器的另一端與下定位框連接。

本發明的有益效果：

一、本發明所述的涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺能夠快速實現雙槳間距及其相對涵道的軸向位置等氣動參數地調節并對系統升力及扭矩進行測試，具體用于測量電機不同轉速情形下，雙槳間距及其相對涵道的軸向位置改變時，整機所產生的升力和縱向扭矩的大小，

二、本發明將涵道螺槳系統集成固定在裝調內支架上，并通過上下兩層各四片均布的片彈簧連接懸置在實驗平臺外支架中間，使其有一定的合適的離地高度，減少地面效應的影響，試驗中，下槳的位置不變，移動上槳/涵道的縱向位置，就可得到不同間距的涵道共軸雙旋翼模型，調整螺旋槳的轉速大小，系統升力、扭矩等待測信息被傳感器所感受，并通過數據線傳送至顯示設備，然后對數據進行采集，擬合曲線。該裝置能夠快速實現雙槳間距及其相對涵道的軸向位置等氣動參數地調節并對系統升力及扭矩進行測試，可以滿足不同試驗需求，功能多樣、結構簡單、成本低、使用便捷。

三、本發明中，由于采用直懸臂式片彈簧只在一個方向——最小剛度平面上容易彎曲，而在另一個方向上具有大的拉伸剛度及彎曲剛度，并且所使用的傳感器均為電阻應變式傳感器，測試時位移非常小，肉眼幾乎不可見，片彈簧的影響可以忽略，這樣根據不同試驗需求，采用不同的片彈簧安放固定形式：豎放、平放，既能約束某一方向的位移，又能留出傳感器測量方向的自由度，當螺旋槳旋轉運動時，整個系統產生的反扭矩通過裝調內支架傳遞給靜態扭矩傳感器，被其感受、測試得到，升力則被拉壓傳感器測試出來，然后通過相應顯示系統進行數據的讀取和記錄，從而實現不同試驗目的。

四、本發明所述的涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺與現有推力測試技術中多存在的僅針對單一帶槳電機變轉速情況下的氣動載荷測量，重點探索一些氣動參數的變化對整機氣動特性的影響，提出了一種涵道共軸雙旋翼無人機整機系統的地面氣動特性試驗臺，分析、研究在涵道的影響下，雙槳間距的變化及其相對涵道的軸向位置變化對整機升力和扭矩的影響，并探索不同舵偏角下的力矩，雙旋翼的安裝位置、間距以及轉速分配最優關系等，為涵道螺旋槳無人機控制的精確數學模型建立以及下一步詳細結構設計提供依據。本發明可以快速調節得到不同的涵道共軸雙旋翼模型并滿足其試驗需求。

附圖說明

圖1為本發明所述的涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺的軸測圖；

圖2為本發明所述的涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺的系統框圖；

圖3為本發明所述的涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺中裝調內支架的軸測圖；

圖4為圖3的正視圖；

圖5為本發明所述的涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺中裝調內支架中未加載涵道時的軸測圖；

圖6為圖5中舵機搖臂連桿機構的局部放大圖；

圖7中圖7a為軸向扭矩測量時片彈簧豎放的示意圖，圖7b為采用靜態扭矩傳感器的局部視圖；

圖8中圖8a為升力測量時片彈簧平放的示意圖，圖8b為采用拉壓傳感器的局部視圖；

圖9為俯仰/滾轉扭矩測量時氣動特性試驗臺整體的軸測圖；

圖10為俯仰/滾轉扭矩測量時靜態扭矩傳感器裝配位置的局部視圖。

圖中：1、測試平臺外支架，2、裝調內支架，3、涵道，4、導流片，5、聯軸器，6、傳感器，7、片彈簧，8、l型連接件，9、折彎連接件，10、上定位框，11、撐環，12、中心柱，13下定位框，14、舵機，15、連接件，16、電機，17、電機固定座，18、中心安置底座，19、襯套，20、舵機支架，21、固定座，22、搖臂連桿機構，23、碳纖維管，24、簡易型軸承，25、支撐桿，26、槳轂，27、螺旋槳，28、底板，29、調節腳。

具體實施方式

具體實施方式一、結合圖1至圖5說明本發明的具體實施方式，一種涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性地面試驗臺，主要由測試平臺外支架1、裝調內支架2、涵道螺槳系統和測量顯示系統組成。本發明的測試平臺外支架1整體由40·40鋁型材組合搭建，通過螺栓連接固定，接地端裝有4只調節腳29，裝調內支架2通過下定位框13與上定位框10將4根相同長度的30·30鋁型材組合成型，螺栓固定，涵道螺槳系統中的一個涵道3、兩個電機16、兩套三葉螺旋槳27、四個舵機14、四塊導流片4等部件依次固定在裝調內支架中，并通過上下兩層各四片均布的片彈簧7連接懸置在實驗平臺外支架中間，測量顯示系統中的傳感器一端與底板28通過螺釘連接固定在外支架支撐梁上，另一端與下定位框13連接。

結合圖3、圖4、圖5、圖6說明本發明的具體實施方式，本發明的涵道螺槳系統由一個涵道3、兩個電機16、兩套三葉螺旋槳27、四個舵機14、四塊導流片4等部件組成，涵道3放置在撐環11中，四個l型連接件8通過螺栓一端固定在裝調內支架2內側，另一端與撐環11連接固定，四個折彎連接件9通過螺栓一端固定在裝調內支架2內側，另一端壓緊涵道3唇口，保證試驗時涵道穩定不動，電機16轉子軸通過槳轂26連接螺旋槳27，定子連接電機固定座17，支撐桿25呈十字交叉形嵌入中心安置底座18下端面的十字凹槽內，中心安置底座18與電機固定座17通過螺釘固定，并且支撐桿25四端通過連接件15固定在裝調內支架2同一水平面上，上下電機螺旋槳在內支架中共軸相對裝配，不同的是，上電機螺旋槳可以隨支撐桿25上下移動調節，中心柱12通過上下兩個固定座21分別連接下電機螺旋槳的底座18和下定位框13，試驗時下電機螺旋槳固定位置不變，舵機支架20一側通過螺釘安裝舵機14，另一側與中心柱12通過螺栓固定，導流片4共有四個，相互呈九十度對稱分布在中心柱12四周，且處在同一高度，導流片4頂部各貫通穿過一根碳纖維管23，所述碳纖維管23一端套入舵機支架20中的襯套19中，另一端與一個簡易型軸承24的內圈連接，其中襯套19與軸承24的內圈中心在同一水平面上，從而保證導流片4可以繞碳纖維管23轉動，當舵機14轉動時，通過搖臂連桿機構22帶動導流片4隨之轉動一定的角度，涵道螺槳系統中的涵道3、上層電機16和螺旋槳27系統、舵機14和導流片4在裝調內支架中的豎直位置可以上下調動，以此得到不同間距的涵道共軸雙旋翼模型。

結合圖1、圖2說明本實施方式，所述測量顯示系統的傳感器通過數據線連接數據顯示儀，構成整個測量顯示系統，其中，傳感器6底端與底板26通過螺釘連接在外支架支撐梁上，頂端與下定位框13連接，試驗中傳感器感受被測量信息，數據線進行數據的傳輸，顯示器顯示所測得的數據，并通過上位機對數據進行采集，擬合曲線。

所述測量顯示系統還包括轉速調節器、數據顯示儀和數據分析系統，接通電源，四個導流片處于零舵偏角狀態，通過轉速調節器控制上下兩層螺旋槳系統中的電機分別帶動上下兩層螺旋槳以某一固定的速度旋轉，系統產生的待測量信息傳遞至傳感器6，

所述傳感器6選擇靜態扭矩傳感器時，所述靜態扭矩傳感器將測量的信息通過數據線傳送至數據顯示儀，所述數據顯示儀顯示測量得到的數據并將信息傳送至數據分析系統，所述數據分析系統對接收的信息處理分析，篩選出系統整體縱向扭矩小的涵道共軸雙旋翼最優模型，以及探討不同舵偏角下整機舵效。

當傳感器6選擇拉壓傳感器時，所述拉壓傳感器將測量的信息通過數據線傳送至數據顯示儀，所述數據顯示儀顯示測量得到的數據并將信息傳送至數據分析系統，所述數據分析系統對接收的信息處理分析，篩選出系統整體最大升力狀態模型。

具體實施方式二，本實施方式為采用具體實施方式一所述的涵道共軸雙旋翼無人機氣動特性試驗臺試驗的三種主要試驗形式：

一、軸向(縱向)扭矩測量：結合圖3、圖7，裝調內支架2通過上下兩層各四片均布豎放的片彈簧7連接懸置在實驗平臺外支架中間，靜態扭矩傳感器位于裝調內支架2正下方，其一端與底板28通過螺栓連接固定在測試平臺外支架1支撐梁上，另一端與裝調內支架2的下定位框13通過聯軸器5固定連接，將涵道螺槳系統各部件依次安裝在裝調內支架2中，保證下層螺旋槳系統的位置不變，移動上層螺旋槳、涵道，必要的時候還可以改變導流片的縱向位置，就可得到不同間距的涵道共軸雙旋翼模型，如此，整個包含涵道螺槳系統的內支架就被限定了豎直方向的位移，只能沿軸向(縱向)轉動，接通電源，四個導流片處于零舵偏角狀態，通過轉速調節器控制兩個帶槳電機分別以設定的速度旋轉，整個系統產生的反扭矩通過裝調內支架傳遞給靜態扭矩傳感器6，被其感受、測試得到，數據處理、分析，篩選出系統整體縱向扭矩小的涵道共軸雙旋翼的最優模型，也可以給定一系列舵偏角組合，測量系統的偏航扭矩大小。

二、系統升力測量：參見圖8，裝調內支架2通過上下兩層各四片均布平放的片彈簧7連接懸置在實驗平臺外支架中間，拉壓傳感器裝調支架2正下方，其一端與底板28過螺栓連接固定在測試平臺外支架1支撐梁上，另一端與裝調內支架2的下定位框13連接，如此，整個包含涵道螺槳系統的內支架就被限定了軸向(縱向)轉動的自由度，只能沿豎直方向平動，采用其中所篩選出的確定的雙槳間距及其相對涵道位置的最優模型，接通電源，四個導流片處于零舵偏角狀態，通過轉速調節器控制兩個帶槳電機分別以設定的速度旋轉，整個系統產生的升力通過裝調內支架傳遞給拉壓傳感器，被其感受、測試得到，數據處理、分析，篩選出最大升力狀態模型。

三、俯仰/滾轉扭矩測量：結合圖9、圖10，靜態扭矩傳感器水平固定在外支架一側橫梁上，裝調內支架2左右兩側分別連接一個聯軸器并橫跨在測試平臺外支架橫梁上，裝調時確保裝調內支架2重心在聯軸器5和靜態扭矩傳感器的中心軸線上，通過給定一系列舵偏角組合，測量系統的水平軸向扭矩，探討不同舵偏角下整機舵效。