阅读说明：本技术 一种直升机航向锁尾试验装置及其方法 (Helicopter course tail locking test device and method thereof ) 是由 董鹰 张伟 成奕东 石祥坤 王嘉 于 2020-04-30 设计创作，主要内容包括：本发明属于航空技术领域,公开了一种直升机航向锁尾试验装置及其方法,包括：底座、定位轴、第一深沟球轴承、旋转盘、限位片；直升机固定在旋转盘上；底座固定在地面上,底座中心处设置有钻孔,第一深沟球轴承嵌入在钻孔中,定位轴安装在深沟球轴承内；底座上表面绕圆心设置有至少一圈圆孔,每个圆孔内嵌入一个万向球轴承；旋转盘同轴安装在底座的上方,且旋转盘的下表面与底座上的多个万向球轴承的上表面接触；限位片固定于底座的上表面,且限位片上方伸出部分处于旋转盘的上方,与旋转盘之间留有间隙,装置结构简单,可应用于所有的直升机/无人直升机,其尺寸可根据直升机/无人直升机尺寸进行适配。(The invention belongs to the technical field of aviation, and discloses a helicopter course tail locking test device and a method thereof, wherein the helicopter course tail locking test device comprises the following steps: the device comprises a base, a positioning shaft, a first deep groove ball bearing, a rotating disc and a limiting sheet; the helicopter is fixed on the rotating disc; the base is fixed on the ground, a drill hole is formed in the center of the base, the first deep groove ball bearing is embedded into the drill hole, and the positioning shaft is installed in the deep groove ball bearing; at least one circle of round holes are arranged on the upper surface of the base around the circle center, and a universal ball bearing is embedded into each round hole; the rotating disc is coaxially arranged above the base, and the lower surface of the rotating disc is in contact with the upper surfaces of the universal ball bearings on the base; the limiting piece is fixed on the upper surface of the base, the extending part above the limiting piece is positioned above the rotating disk, and a gap is reserved between the extending part and the rotating disk.)

一种直升机航向锁尾试验装置及其方法

技术领域

本发明属于航空技术领域，具体涉及一种直升机航向锁尾试验装置及其方法。

背景技术

现有直升机/无人直升机研制中主桨距与尾桨距(双旋翼直升机/无人直升机双旋翼桨距差动)的匹配一般是通过设计、计算、分析、仿真、模拟器、专用试验设备以及三轴转台等方式实现的。

对于近年来兴起的民间研制的直升机/无人机直升机，一方面设计、计算和分析能力不够，另一方面仿真、模拟器、专用设备以及三轴转台等费用昂贵，对于直升机/无人直升机起飞之前的主桨距和尾桨距的匹配问题尚无较好的解决方法，很多情况下均是通过试飞来调整主桨距与尾桨距的匹配关系，此方法安全隐患较大。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的在于提供一种直升机航向锁尾试验装置及其方法，装置结构简单，可应用于所有的直升机/无人直升机，其尺寸可根据直升机/无人直升机尺寸进行适配，具有较大的潜在应用前景和市场。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。

技术方案一：

一种直升机航向锁尾试验装置，所述装置包括：底座4、定位轴5、第一深沟球轴承6、旋转盘3、限位片2；

所述直升机固定在旋转盘3上；

其中，所述底座4固定在地面上，底座4中心处设置有钻孔，所述第一深沟球轴承6嵌入在所述钻孔中，所述定位轴5安装在深沟球轴承6内；

所述底座上表面绕圆心设置有至少一圈圆孔，每个圆孔内嵌入一个万向球轴承7；

所述旋转盘3同轴安装在底座4的上方，且旋转盘3的下表面与底座4上的多个万向球轴承的上表面接触；

所述限位片固定于底座4的上表面，且限位片上方伸出部分处于旋转盘的上方，与旋转盘之间留有间隙。

本发明技术方案一的特点和进一步的改进为：

(1)所述装置还包括：第二深沟球轴承；

所述旋转盘中心处设置有钻孔，所述第二深沟球轴承嵌入在所述钻孔中，所述定位轴安装在第二深沟球轴承内。

(2)所述底座为金属圆盘，所述旋转盘为金属圆盘。

(3)所述多个万向球轴承的高度相同。

(4)所述限位片为四个，间隔90°用八个沉头螺钉分别固定于底座上表面。

(5)所述底座上表面绕圆心设置有两圈圆孔，每圈八个圆孔，且均匀分布。

技术方案二：

一种直升机航向锁尾试验方法，所述方法应用于技术方案一所述的试验装置，所述方法包括：

将直升机固定在旋转盘上表面；

当直升机启动，旋翼旋转后，若旋翼反扭矩与尾桨反向力不相等时，直升机产生偏航方向的转动，带动旋转盘一起转动；

通过调整旋翼主桨距与尾桨距使直升机停止旋转，从而获得一组主桨距与尾桨距的角度匹配数据。

技术方案三：

一种直升机航向锁尾试验方法，所述方法应用于技术方案一所述的试验装置，所述方法包括：

将直升机固定在旋转盘上表面；

当直升机启动，旋翼旋转后，若双旋翼两个主桨反扭矩不相等时，直升机产生偏航方向的转动，带动旋转盘一起转动；

通过调整双旋翼两个主桨矩使直升机停止旋转，从而获得两个主桨距的差动匹配数据。

直升机/无人直升机的特点是其操纵控制主桨距增加或减小过程中其垂直运动与绕主旋翼轴的航向运动具有耦合效应，垂直上升或下降的同时会产生航向运动，故直升机/无人直升机在设计和地面试验中需首先完成主桨距与尾桨距(对双旋翼直升机/无人直升机来说是两个不同主桨距的差动)匹配关系，该匹配关系一方面通过理论计算与仿真，另一方面也需通过试验验证，而本发明技术方案的一种直升机/无人直升机航向锁尾试验装置即可应用于所有类型的直升机/无人直升机开展主桨距与尾桨距的匹配，或者双旋翼直升机/无人直升机的两个主桨距的差动匹配。与现有技术相比，本发明具有结构简单、无特殊材料或设备要求，可应用于所有的直升机/无人直升机，其尺寸可根据直升机/无人直升机尺寸进行适配，易于推广，拥有较大的潜在市场，具有较大的经济效益。

附图说明

图1为一种直升机航向锁尾试验装置总体图；

图2为一种直升机航向锁尾试验装置应用示例图；

其中，1-沉头螺钉；2-限位片；3-旋转盘；4-底座；5-定位轴；6-深沟球轴承；7-万向球轴承。

具体实施方式

本发明提供的一种直升机/无人直升机航向锁尾试验装置，通过该试验装置，可对新研或改型的直升机/无人直升机开展飞行前的地面航向锁尾试验。该装置可放置于地面，并将所需开展地面航向调试试验的直升机/无人直升机固定于该装置旋转盘的上表面，用于对直升机/无人直升机主桨总距与尾桨距(对双旋翼直升机/无人直升机来说是两个不同主桨距的差动)之间的匹配关系进行试验测试。

该装置可将直升机/无人直升机固定于试验装置上，通过增加和减小总距，观察试验装置上的旋转盘从而调节尾桨距，从而获得任意主桨距与尾桨距的对应关系(或者分别调节双旋翼直升机/无人直升机的两个主桨距，从而获得两个主桨距的差动匹配关系)。

本发明技术方案的一种直升机/无人直升机航向锁尾试验装置，如图1所示，该装置包括底座4、定位轴5、深沟球轴承6、万向球轴承7、旋转盘3、限位片2、沉头螺钉1；

底座4为一金属圆盘放置于地面，底座4圆心钻孔嵌入两个深沟球轴承6，在深沟球轴承6内安装定位轴5，底座4上表面绕圆心分别钻两圈圆孔，每圈八个，在底座4的十六个圆孔内嵌入十六个万向球轴承7，保证十六个万向球轴承7灵活滚动，且万向球轴承7高度一致；

旋转盘3为一金属圆盘，旋转盘3圆心钻孔同样嵌入两个深沟球轴承6，将旋转盘3与其内部嵌入的两个深沟球轴承6一起安装于底座4上方，保持底座4和旋转盘3同轴，且保持十六个万向球轴承7上表面与旋转盘3下表面接触，用于支撑旋转盘3和旋转盘3上的直升机/无人直升机，将四个限位片2间隔90°用八个沉头螺钉1分别固定于底座4上表面，且保证限位片4上方伸出部分处于旋转盘3上方，留出一定间隙使旋转盘3可绕定位轴5自由转动。

如图2所示，直升机/无人直升机可固定于旋转盘3上表面，当直升机/无人直升机启动，旋翼旋转后，若旋翼反扭矩与尾桨反向力(或双旋翼两个主桨反扭矩)不相等时，直升机会产生偏航方向的转动，将带动旋转盘一起转动，可通过调整旋翼主桨距与尾桨距(或双旋翼两个主桨矩)使直升机/无人直升机停止旋转，即可获得一组主桨距与尾桨距的匹配数据(或两个主桨距的差动匹配数据)，依次方法，采集足够多的数据点，即可逐步确定不同主桨距与尾桨距的匹配曲线(或两个主桨距的差动匹配曲线)，从而用于控制系统。

直升机/无人直升机的特点是其操纵控制主桨距增加或减小过程中其垂直运动与绕主旋翼轴的航向运动具有耦合效应，垂直上升或下降的同时会产生航向运动，故直升机/无人直升机在设计和地面试验中需首先完成主桨距与尾桨距(对双旋翼直升机/无人直升机来说是两个不同主桨距的差动)匹配关系，该匹配关系一方面通过理论计算与仿真，另一方面也需通过试验验证，而本专利提出的一种直升机/无人直升机航向锁尾试验装置即可应用于所有类型的直升机/无人直升机开展主桨距与尾桨距的匹配，或者双旋翼直升机/无人直升机的两个主桨距的差动匹配。

与现有技术相比，本发明具有结构简单、无特殊材料或设备要求，可应用于所有的直升机/无人直升机，其尺寸可根据直升机/无人直升机尺寸进行适配，易于推广，拥有较大的潜在市场，具有较大的经济效益。