多旋翼動力測試裝置的製作方法

2023-05-01 01:55:26 3

本發明涉及多旋翼飛行器技術領域，具體而言涉及一種多旋翼動力測試裝置與方法。

背景技術：

動力系統和電源系統是多旋翼無人機最重要的兩部分。動力系統中，螺旋槳與電機的匹配性，以及螺旋槳工作時的效率直接關係到無人機性能、壽命。電源系統則為動力系統提供可靠、持續的能源。因此，需要研製一套有效的測試平臺，用於準確獲取多旋翼系統的動力要求、能源要求，對於保障整個多旋翼無人機的安全性和可靠性直觀重要。

多旋翼無人機動力與電源測試平臺，一方面用於測試動力系統的性能，另一方面，在地面試驗時，通過增加載荷、手動調節、引入飛控等方法儘量在地面測試無人機電源性能，以降低升空風險。

目前，現有的旋翼試驗平臺都是針對直升機而研製的，主要用於對旋翼在懸停狀態下的氣動、動力學、飛行力學等問題進行試驗研究。該測試平臺成本高、結構複雜、體積大，且同時只能測試一對螺旋槳，不適用於多旋翼這種小型飛行器。

技術實現要素：

本發明目的在於提供一種多旋翼動力測試裝置，是一種根據動力學原理提出多旋翼動力與電源測試平臺，不僅可以有效、安全的測試多旋翼無人機的動力性能和電源性能，而且還可以滿足不同臂數旋翼無人機、不同型號驅動單元的測試要求。

本發明的上述目的通過獨立權利要求的技術特徵實現，從屬權利要求以另選或有利的方式發展獨立權利要求的技術特徵。

為達成上述目的，本發明提出一種多旋翼動力測試裝置，包括測試底座、軸承、垂直力臂、水平力臂以及壓力傳感器，其中：

所述軸承安裝在測試底座上，用於在進行測試時改變被測螺旋槳所產生的拉力和扭矩的方向；

所述垂直力臂直接與所述軸承連接，所述水平力臂垂直地安裝到所述垂直力臂的下方，並且垂直力臂和水平力臂之間硬連接；

所述垂直力臂的上方形成有螺旋槳的推力測試安裝面以及扭矩測試安裝面，並且推力測試安裝面與扭矩測試安裝面垂直；

所述壓力傳感器安裝在水平力臂的下方，位於水平力臂與測試底座之間。

進一步的實施例中，所述壓力傳感器安裝在所述測試底座上，並且壓力傳感器的上端與所述水平力臂的下方點接觸。

進一步的實施例中，所述壓力傳感器呈S形，其底端安裝在底座上，上端與水平力臂點接觸。

由以上技術方案，本發明的多旋翼動力測試裝置與現有技術相比，其顯著優點在於：

(1)通過本發明，降低了多旋翼無人機升空試驗的風險；

(2)通過本發明，有效的測試了動力系統和電源系統性能；

(3)通過本發明，可以積累豐富的旋翼測試數據；

(4)通過本發明，在測試時還可接入飛控，通過控制飛控模擬多旋翼無人機空中姿態變化，測試動力系統和電源系統性能。

應當理解，前述構思以及在下面更加詳細地描述的額外構思的所有組合只要在這樣的構思不相互矛盾的情況下都可以被視為本公開的發明主題的一部分。另外，所要求保護的主題的所有組合都被視為本公開的發明主題的一部分。

結合附圖從下面的描述中可以更加全面地理解本發明教導的前述和其他方面、實施例和特徵。本發明的其他附加方面例如示例性實施方式的特徵和/或有益效果將在下面的描述中顯見，或通過根據本發明教導的具體實施方式的實踐中得知。

附圖說明

附圖不意在按比例繪製。在附圖中，在各個圖中示出的每個相同或近似相同的組成部分可以用相同的標號表示。為了清晰起見，在每個圖中，並非每個組成部分均被標記。現在，將通過例子並參考附圖來描述本發明的各個方面的實施例，其中：

圖1是根據本發明一實施例的多旋翼動力測試裝置的結構示意圖。

圖2是圖1實施例的多旋翼動力測試裝置的另一方向的機構示意圖。

具體實施方式

為了更了解本發明的技術內容，特舉具體實施例並配合所附圖式說明如下。

在本公開中參照附圖來描述本發明的各方面，附圖中示出了許多說明的實施例。本公開的實施例不必定意在包括本發明的所有方面。應當理解，上面介紹的多種構思和實施例，以及下面更加詳細地描述的那些構思和實施方式可以以很多方式中任意一種來實施，這是因為本發明所公開的構思和實施例並不限於任何實施方式。另外，本發明公開的一些方面可以單獨使用，或者與本發明公開的其他方面的任何適當組合來使用。

結合圖1、圖2所示，一種多旋翼動力測試裝置，包括測試底座1、軸承2、垂直力臂3、水平力臂4以及壓力傳感器7。

所述軸承2通過軸承座安裝在測試底座1上，用於在進行測試時改變被測螺旋槳所產生的拉力和扭矩的方向。

所述垂直力臂3直接與所述軸承2連接，所述水平力臂4垂直地安裝到所述垂直力臂3的下方，並且垂直力臂3和水平力臂4之間硬連接。

所述垂直力臂3的上方形成有螺旋槳的推力測試安裝面5以及扭矩測試安裝面6，並且推力測試安裝面5與扭矩測試安裝面垂直6。

所述壓力傳感器7安裝在水平力臂4的下方，位於水平力臂與測試底座之間。

結合圖1，所述壓力傳感器7安裝在所述測試底座上，並且壓力傳感器7的上端與所述水平力臂3的下方點接觸。

優選地，所述壓力傳感器呈S形，其底端安裝在底座上，上端與水平力臂點接觸。

根據本發明的公開，還提出一種多旋翼動力測試方法，包括：

(1)測試動力系統升力：將螺旋槳安裝在與水平力臂相垂直的平面即推力測試安裝面，當螺旋槳轉動時，產生與推力測試安裝面垂直的推力，該推力通過水平力臂傳遞至壓力傳感器，根據壓力傳感器採集的數據、壓力傳感器至力臂連接處長度、螺旋槳安裝面至水平力臂連接處長度，以及力矩原理計算出此時螺旋槳所產生的動力；

(2)測試動力系統扭矩：將螺旋槳安裝在與扭矩測試安裝面相垂直的平面，當螺旋槳轉動時，根據壓力傳感器數據、壓力傳感器至力臂連接處長度，以及力矩原理計算出此時螺旋槳所產生扭矩。

結合圖1所示的測試裝置，我們還可以利用這樣的測試裝置來進行多旋翼動力系統對電源系統功率要求的測試，包括：

根據多旋翼無人機臂的數量N，將所述N路相同的多旋翼動力測試裝置排列在一起；

在每個多旋翼動力測試裝置上的推力測試安裝面或者扭矩測試安裝面上安裝螺旋槳；

根據載荷和工作時間要求控制N路多旋翼動力測試裝置同時工作，測試電源系統能否正常工作。

如圖1所示，圖1為一套測試裝置，構成一個平臺，可用於測量一路動力單元，當對具體多旋翼無人機開展測試時，需要根據旋翼動力單元數目調整測試平臺數量。譬如，四旋翼需要同時使用四套測試平臺，此時電機對應安裝在每一路測試平臺的平面5處。多路測試平臺同時工作，便可測試多旋翼無人機完全工作時的電源功率。另外，還可接入飛控，通過手動控制飛控模擬多旋翼無人機空中姿態變化，觀察此時電源功率變化和對應電機轉速變化情況。

由以上技術方案可知，本發明提出的多旋翼動力測試方案，用於開展新的螺旋槳和電機 的磨合試驗，測試動力系統中電機與螺旋槳的匹配性，最大程度的發揮動力系統工作效率；測試不同轉速下，動力系統所能產生升力，以及動力系統對於電源系統的總體功率要求；通過接入飛控，在地面模擬多旋翼無人機空中飛行時單路動力驅動系統的功能性能和飛控調節能力。

雖然本發明已以較佳實施例揭露如上，然其並非用以限定本發明。本發明所屬技術領域中具有通常知識者，在不脫離本發明的精神和範圍內，當可作各種的更動與潤飾。因此，本發明的保護範圍當視權利要求書所界定者為準。