一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的制作方法

本发明涉及无人机旋翼系统悬停特性测试领域。

背景技术：

随着深空探测技术的不断发展，探索地外行星已逐渐成为科研人员关注的新方向，并对人类探索地外生命、探寻生命起源具有重要意义。火星在太阳系中与地球位置相邻并具有与地球类似的体积大小、昼夜变化，此外火星被发现具有稀薄的大气环境，被认为是人类未来可移居地外星球之一。为了进一步加快火星探测，一种用于火星探测的飞行器的概念被提出并不断推广，其主要形式包括：固定翼、浮空气球、扑翼与旋翼式。其中，固定翼式无人机难以在火星表面多次起飞降落，浮空气球飞行将受到火星风的影响，扑翼式无人机技术尚未成熟，因而旋翼式无人机成为了火星飞行器的最佳选择。与地球飞行环境不同，火星极低的大气密度与温度形成了独特的低雷诺数、高马赫数飞行环境，这导致常规旋翼系统难以产生足够的飞行升力。此外，火星无人机的旋翼系统在低雷诺数环境的悬停特性研究尚存在大量空白。因而研制一种火星无人机旋翼系统的悬停特性测试装置对我国未来深空探测意义重大。

现有悬停特性测试装置测量灵敏度低，适用性差且测量误差大，只能用于地球无人机旋翼系统悬停性能的评估，而无法满足火星旋翼系统的低升力测试。

技术实现要素：

本发明是为了解决地面上的旋翼悬停测试装置，难以模拟在火星环境中对旋翼性能准确测试的问题，本发明提供了一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置。

一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置，它包括火星大气环境模拟装置、支撑框架、旋翼系统和摆角检测装置；

支撑框架放置在火星大气环境模拟装置内，且支撑框架上固定有旋翼系统和摆角检测装置；

旋翼系统用于产生水平方向上的旋翼升力；

摆角检测装置，用于检测旋翼系统上的旋翼连杆在不同旋翼升力下的摆角值。

优选的是，所述旋翼系统包括旋翼连杆、配重块、连杆座、光电编码器、电机和旋翼桨叶；

旋翼连杆的首端固定有配重块，其尾端固定有连杆座，旋翼连杆固定在支撑框架上；

光电编码器和电机均固定在连杆座上，光电编码器用于检测电机的转速，电机的输出轴上固定有旋翼桨叶。

优选的是，所述摆角检测装置包括倾角计、两个刀口支架和刀口连杆；

支撑框架的上端面的前、后两个支撑杆上均开设有刀口槽，且两个刀口槽内分别设有一个刀口支架，刀口支架的刃尖与刀口槽线接触；

两个刀口支架分别固定在刀口连杆的两端，刀口连杆垂直固定在旋翼连杆上，

倾角计固定在刀口连杆上，倾角计用于检测旋翼连杆的摆角。

优选的是，所述旋翼连杆垂直于支撑框架的上端面。

优选的是，所述的刀口支架为三棱柱体。

优选的是，所述的支撑框架的下端面设有调整底座。

优选的是，所述刀口槽的纵截面为三角形。

优选的是，所述的支撑框架的上端面的前、后两个支撑杆为实心，剩余的支撑杆为空心。

一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的校准过程：在校准过程中，支撑框架、旋翼系统和摆角检测装置无需放置于火星大气环境模拟装置中。通过调整支撑框架的端面，并配合激光准直方法调整支撑框架中心轴与地面垂直。由于电机和旋翼桨叶结构复杂，因而可采用质量块代替进行装置的校准。考虑到悬停特性测试装置各连接件直接存在一定摩擦力，这将导致测量结果的不准确，校准过程可采用拉力传感器沿旋翼连杆摆动的圆弧切向方向将配重块提起。当拉力传感示数一定时配重块也被提起一定角度，该角度将通过旋翼连杆、刀口连杆传递，通过位于刀口连杆上的倾角计获得该拉力下的角度值。由于整个校准过程考虑了测试装置内部的摩擦力，保证了悬停特性测试装置在测试过程中产生的拉力大小可根据倾角计的示数准确获得，具有较高的测量精度与准确性。

一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的工作过程：在悬停实验装置测试过程中，支撑框架、旋翼系统和摆角检测装置放置于火星大气环境模拟装置内部，火星大气环境模拟装置工作，并最终形成稳定的模拟火星大气环境后，悬停特性测试装置开始工作。电机通电并开始高速旋转，电机将旋转运动传递至旋翼桨叶，旋翼桨叶切割气体并产生水平方向上的旋翼升力(即：拉力)作用。旋翼系统在旋翼桨叶产生的旋翼升力作用下开始摆动，并最终在重力作用下达到平衡位置。旋翼系统摆动的角度由旋翼连杆、配重块、刀口连杆依次传递，并由倾角计获得最终读数。通过倾角计读数与校准阶段的测试结果对比，可得到准确的旋翼拉力结果。

本发明带来的有益效果是，

1、本发明所述的一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置结构设计科学合理，支撑框架、旋翼系统和摆角检测装置安装在火星大气环境模拟装置内，模拟的火星大气环境中进行测试，从而满足实验装置针对火星旋翼式无人机的旋翼系统测试的环境指标。悬停特性测试装置采用“钟摆式”形式，器件间的摩擦力小，能够实现单旋翼、共轴双旋翼悬停特性的直接测量，测量方式新颖、误差低、灵活性强。

2、本发明的工作介质具有可替换性，能够在二氧化碳环境(火星大气的主要组成成分)或空气环境中进行测试，既满足火星旋翼系统的测试要求，也可针对地球无人机进行测试。

3、本发明通过样品多次试验可知，本发明在测量过程中的测试性能指标稳定，在真空室气体压力稳定的情况下，旋翼系统的测量误差在1％以内(约0.02N)。

4、本发明通过样品多次试验可知，本发明将需由传感器测量的力学指标被转换为可直接由倾角计读取的角度数值，且倾角计的读数值事先经过校准，从而降低了由传感器所引起的误差。

5、本发明通过样品多次试验可知，本发明可通过对倾角计的刻度校准的方式，保证对不同升力范围旋翼系统的测试精度值，具有较高的适应性与灵活性。

6、本发明通过样品多次试验可知，本发明在低真空1-10⁴Pa环境对翼展1.5m以内的单轴/共轴旋翼系统在0-5000r/min转速范围进行悬停特性测试。

附图说明

图1为本发明所述一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的结构示意图；

图2为图1中支撑框架(2)、旋翼系统(3)和摆角检测装置(4)的主视图；

图3为图2的局部放大图；

图4为图2的左视图；

图5为图2的俯视图；

图6为旋翼系统(3)的结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：参见图1说明本实施方式，本实施方式所述一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置，它包括火星大气环境模拟装置1、支撑框架2、旋翼系统3和摆角检测装置4；

支撑框架2放置在火星大气环境模拟装置1内，且支撑框架2上固定有旋翼系统3和摆角检测装置4；

旋翼系统3用于产生水平方向上的旋翼升力；

摆角检测装置4，用于检测旋翼系统3上的旋翼连杆3-1在不同旋翼升力下的摆角值。

本实施方式中，将支撑框架2、旋翼系统3和摆角检测装置4置于火星大气环境模拟装置1中，模拟火星大气环境中对悬停特性测试装置的旋翼性能进行准确测试。本发明通过测量获得的摆角值，来确定各摆角值下所对应的旋翼升力。

具体实施方式二：参见图1至图6说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式一所述的一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的区别在于，所述旋翼系统3包括旋翼连杆3-1、配重块3-2、连杆座3-3、光电编码器3-4、电机3-5和旋翼桨叶3-6；

旋翼连杆3-1的首端固定有配重块3-2，其尾端固定有连杆座3-3，旋翼连杆3-1固定在支撑框架2上；

光电编码器3-4和电机3-5均固定在连杆座3-3上，光电编码器3-4用于检测电机3-5的转速，电机3-5的输出轴上固定有旋翼桨叶3-6。

本实施方式，旋翼连杆3-1与连杆座3-3可通过螺钉连接。

具体实施方式三：参见图1至图6说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式二所述的一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的区别在于，所述摆角检测装置4包括倾角计4-1、两个刀口支架4-2和刀口连杆4-3；

支撑框架2的上端面的前、后两个支撑杆上均开设有刀口槽2-1，且两个刀口槽2-1内分别设有一个刀口支架4-2，刀口支架4-2的刃尖与刀口槽2-1线接触；

两个刀口支架4-2分别固定在刀口连杆4-3的两端，刀口连杆4-3垂直固定在旋翼连杆3-1上，

倾角计4-1固定在刀口连杆4-3上，倾角计4-1用于检测旋翼连杆3-1的摆角。

本实施方式，配重块3-2通过自重保证刀口支架4-2的刃尖与刀口槽2-1紧密配合，并平衡旋翼系统3的重量，从而实现刀口连杆4-3与支撑框架2上端面平行安装；且刀口支架4-2的刃尖与刀口槽2-1线接触减少了器件间的摩擦，使得测量精度提高了30％以上。

本发明中配重块3-2、旋翼连杆3-1、刀口连杆4-3、刀口槽2-1和支撑框架2之间相互配合，能够保证刀口连杆4-3与支撑框架2之间的平行度，从而保证旋翼连杆3-1的轴线在测试起始阶段处于竖直方向，保证实验装置测试的零点位置准确。

在具体的应用过程中，电机3-5带动旋翼桨叶3-6高速转动从而产生水平方向上的旋翼升力，单方向的旋翼升力将带动连杆座3-3偏转，偏转角分别通过旋翼连杆3-1、刀口连杆4-3传递，最终在旋翼系统3稳定阶段通过倾角计4-1读取旋转角度大小。倾角计4-1的读数可根据校准阶段测试结果对照，从而获得旋翼系统3产生的旋翼升力大小。

具体实施方式四：参见图1至图6说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式二或三所述的一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的区别在于，所述旋翼连杆3-1垂直于支撑框架2的上端面。

具体实施方式五：参见图1至图6说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式三所述的一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的区别在于，所述的刀口支架4-2为三棱柱体。

具体实施方式六：参见图1至图6说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式一所述的一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的区别在于，所述的支撑框架2的下端面设有调整底座2-2。

本实施方式中，调整底座2-2的个数可为4个，分布在支撑框架2的四个边角位置，保证支撑框架2安装的平行度，从而保证测试装置的安装平面在起始阶段处于水平放置。

具体实施方式七：参见图1至图6说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式一所述的一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的区别在于，所述刀口槽2-1的纵截面为三角形。

具体实施方式七：参见图1至图6说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式三所述的一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的区别在于，所述的支撑框架2的上端面的前、后两个支撑杆为实心，剩余的支撑杆为空心。

本实施方式中，支撑框架2上除了上端面的前、后两个支撑杆为实心结构外，剩余的支撑杆为空心，该种结构可以节约材料，大大节约支撑框架2的重量。

本发明所述一种钟摆式火星无人机旋翼系统悬停特性测试装置的结构不局限于上述各实施方式所记载的具体结构，还可以是上述各实施方式所记载的技术特征的合理组合。