飞行器动力系统测试装置的制作方法

本实用新型涉及飞行器，尤其涉及一种飞行器动力系统研发过程中的动力系统测试装置。

背景技术：

航空器的动力系统在整个系统的运行中起着心脏的作用，在民用载人航空器领域，航空发动机作为动力系统的主要部分，所占用的研发资金和研发经费往往是所有系统中最高的。而动力系统的性能测试又是在研发过程中至关重要和必不可缺少的一部分。因此设计一套安全、性能可靠、成本合适的动力系统地面测试台是至关重要的。

然而，现有的螺旋桨类动力系统测试台周边气流容易受干扰，无法对飞行器动力系统的性能进行精确的测试。

技术实现要素：

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，本实用新型旨在提供一种测试台周边气流不易受干扰，能够进行精确的测试飞行器动力系统测试装置。

本实用新型的飞行器动力系统测试装置，包括“L”形角板、底部支撑架和拉力传感器；

所述“L”形角板包括横板和设置于所述横板一端并且垂直于所述横板的竖板；

所述“L”形角板通过转轴转动连接于所述底部支撑板上；

所述拉力传感器设置于所述横板上表面上，并且拉力传感器的拉力感应端与横板上表面接触；

在所述“L”形角板的竖板外侧面上设置有待测动力系统固定结构。

本实用新型的飞行器动力系统测试装置，在对飞行器的动力系统(包括螺旋桨及电机)进行性能测试时，电机外接电源驱动电机和螺旋桨转动，待测动力系统会产生一个垂直于竖板的对竖板的拉力，由于“L”形角板与底部支撑架转动连接，因此转轴不传递扭矩，为了平衡由于该拉力产生的扭矩，在“横板的拉力传感器安装端，拉力传感器会受到一个受迫压力。因此拉力传感器的读数F₂(应注意拉力传感器在待测动力系统未启动的平衡状态时，读数修正为0)乘以相应的系数C，即为待测动力系统产生的拉力F，即F＝F₂C，C＝X₂/X₁，X₂为转轴的轴心线距离拉力传感器对横板的力的作用线的垂直距离，X₁为转轴的轴心线距离待测动力系统对竖板的力的作用线的垂直距离。本实用新型的飞行器动力系统测试装置由于使用了“L”形角板，利用力矩平衡的原理进行力的传递，可以将螺旋桨的旋转平面垂直于横板或地面，为螺旋桨的前后留出足够的空间，避免了现有技术中因螺旋桨旋转平面平行于地面或横板所引起的地面效应，测试台周边气流不会被干扰，从而使测试结果更精确。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本实用新型实施例中飞行器动力系统测试装置部件分解状态的结构示意图；

图2为本实用新型实施例中飞行器动力系统测试装置的结构示意图。

图中标记示意为：

1－拉力传感器；

21－横板；

22－竖板；

3－螺旋桨；

4－电机；

5－扭力传感器；

6－转轴；

71－底部支撑板；

72、73－轴承组件；

721－轴承座；

722－轴承；

723－轴承端盖；

81－横块；

82－竖块；

9－水平基准块；

10－拉力传感器固定板；

11－A/D转换模块；

12－法兰盘。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关实用新型，而非对该实用新型的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与实用新型相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

实施例1

参照图1及图2，本实施例提供了一种飞行器动力系统测试装置，该飞行器动力系统测试装置包括“L”形角板、底部支撑架和拉力传感器1；

所述“L”形角板包括横板21和设置于所述横板21一端并且垂直于所述横板21的竖板22；

所述“L”形角板通过转轴6转动连接于所述底部支撑架上，以使所述“L”形角板能够转动；本领域普通技术人员应该理解，所述的转动指以转轴6为轴转动，而且是指“L”形角板整体的转动。

所述拉力传感器1设置于所述横板21上表面上，并且拉力传感器1的拉力感应端与横板21上表面接触；

在所述竖板22外侧面上设置有待测动力系统固定结构。

本实用新型的飞行器动力系统测试装置，在对飞行器的动力系统(包括螺旋桨3及电机4)进行性能测试时，电机4外接电源驱动电机4和螺旋桨3转动，待测动力系统会产生一个垂直于竖板22的对竖板22的拉力，由“L”形角板与底部支撑架转动连接，因此转轴6不传递扭矩，为了平衡由于该拉力产生的扭矩，在“L”形角板的拉力传感器安装端，拉力传感器1会受到一个受迫压力。因由拉力传感器1的读数F₂(应注意拉力传感器在待测动力系统未启动的平衡状态时读数修正为0)乘以相应的系数C，即为待测动力系统产生的拉力F，即F＝F₂C，C＝X₂/X₁，X₂为转轴6的轴心线距离拉力传感器1对横板21的力的作用线的垂直距离，X₁为转轴6的轴心线距离待测动力系统对竖板22的力的作用线的垂直距离。上述的飞行器动力系统测试装置由于使用了“L”形角板，利用力矩平衡的原理进行力的传递，可以将螺旋桨3的旋转平面垂直于横板21或地面，为螺旋桨3的前后留出足够的空间，避免了现有技术中因螺旋桨3旋转平面平行于地面或横板21所引起的地面效应，避免测试台周边气流被干扰，从而使测试结果更精确。

本实施例中，更进一步，可选的，所述转轴6设置于所述“L”形角板的横板21与竖板22的连接角处。如此设置，能够使所述动力系统测试装置结构更加稳定，设计也更加合理。

在本实施例的另一可选实施方式中，所述飞行器动力系统测试装置还包括扭力传感器5；

所述扭力传感器5一端固定于所述待测动力系统固定结构上，另一端用于连接待测动力系统，如此设置，可以由扭力传感器5直接测出待测动力系统产生的扭力，使得本实施例中的飞行器动力系统测试装置具有能够同时对待测动力系统的拉力及扭力进行测试的优点。

本实施例中，可选的，所述横板21和竖板22的连接角处设置有连接块；

所述转轴6设置于所述连接块中并且从横板21和竖板22的连接角一侧延伸至另一侧；

所述底部支撑架包括底部支撑板71和轴承组件72、73；

所述转轴6一端通过轴承组件72安装于所述底部支撑板71上表面上，另一端通过轴承组件73安装于所述底部支撑板71上表面上，如此设置，可以将转轴6两端与底部支撑板71固定，从而使“L”形角板可以转动。

更具体地，本实施例中的轴承组件72、73均包括轴承座721、轴承722和轴承端盖723，具体安装时，将轴承座721底部通过螺纹紧固件固定于底部支撑板71上，轴承722装入轴承座721中，而转轴6端部固定于轴承722中，然后盖上轴承端盖723即可。

本实施例中，更进一步地，所述连接块设置于横板21和竖板22形成的内连接角处，以使整个飞行器动力系统测试装置结构更加稳固。所述“内连接角”指“L”形角板的横板21和竖板22形成的夹角。

本实施例中，更进一步地，所述连接块为“L”形连接块，“L”形连接块包括形状相同的横块81和竖块82；

所述横块81与所述横板21固定在一起，所述竖块82与所述竖板22固定在一起，所述转轴6设置于横块81与竖块82的连接处并且从连接块的一侧贯穿至另一侧，以便使所述转轴6正好位于横板21和竖板22形成的内连接角处。

上述的竖块82可以通过螺纹紧固件与所述竖板22固定在一起，所述横块81也可以通过螺纹紧固件与横板21固定在一起，如此设置，具有结构简单，固定方便的优点。

另外，本实施例中，可选的，所述“L”形角板的横板21远离所述连接角的一端下方设置于与所述底部支撑板71之间设置有水平基准块9，以使横板21保持水平，由于所述横板21设置有竖板22的一端通过轴承座721固定，所述此端下表面与底部支撑板71存在一定距离，而要使所述横板21保持水平，可以通过设置水平基准块9的方式进行调整。

所述水平基准块9可以通过螺纹紧固件加固定于所述底部支撑板71的上表面。

本实施例中，可选的，所述拉力传感器1设置于所述横板21上表面上并且位于横板21远离所述连接角的一端，以使所述拉力传感器1距离转轴6有较大的距离，以提高测试精度。

另外，本实施例中，可选的，所述底部支撑板71上表面上固定有拉力传感器固定板10，所述拉力传感器1的一侧固定于所述拉力传感器固定板10上，所述拉力传感器1可以通过螺纹紧固件固定于所述拉力传感器固定板10上。

本实施例中，更具体地，所述待测动力系统固定结构能够将待测动力系统垂直固定于所述“L”形角板的外侧面上，并且能够使转轴6的轴心线距离待测动力系统对竖板22的力的作用线的垂直距离与转轴6的轴心线距离拉力传感器1对横板21的力的作用线的垂直距离相等，即C＝X₂/X₁＝1，如此设置，拉力传感器1的读数F₂即为待测动力系统产生的拉力，无须通过公式计算，具有直观且更加方便的优点。具体设置时，可以将待测动力系统的电机4直接通过待测动力系统固定结构垂直固定于所述“L”形角板的竖板22的外侧面上，并且使电机4远离螺旋桨的一端与竖板22接触，在螺旋桨3转动过程中待测动力系统直接对竖板22产生拉力，如此设置，电机4的轴心线与待测动力系统对竖板22的力的作用线在一条直线上，转轴6的轴心线距离电机4轴心线的垂直距离与转轴6距离拉力传感器1对横板21的力的作用线的垂直距离相等即可。

另外，可选的，所述扭力传感器5的扭力感应端朝远离竖板22的方向设置，以便更精准的测出待测动力系统产生的扭力；

所述电机固定结构为法兰盘12；

所述扭力传感器5的另一端通过所述法兰盘固定于所述竖板22的外侧，如此设置，具有结构简单，固定方便的优点。

本实施例中，可选的，所述横板21和竖板22形状及尺寸相同，以使本实施例中的飞行器动力系统测试装置结构更加紧凑及稳固。

另外，所述的飞行器动力系统测试装置，还可以包括与所述扭力传感器5连接A/D转换模块11，通过所述A/D转换模块11可以将扭力传感器5的电信号转换成数字信号进行输出。

所述A/D转换模块11可以固定于所述竖板22的内侧面上。

所述“竖板22的内侧面”指竖板22与横板21上表面相邻的面，本实施例中，所述“竖板22的外侧面”指与竖板的内侧面相平行的面。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的实用新型范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述实用新型构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。