阅读说明：本技术 一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置 (Lift-drag characteristic measuring device for single rotor system of vertical Mars aircraft ) 是由 全齐全 赵鹏越 陈水添 唐德威 邓宗全 朱凯杰 吕艺轩 于 2019-09-24 设计创作，主要内容包括：一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置,本发明涉及一种测量装置,本发明的目的是提供一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置,以解决常规地球单旋翼系统升阻特性测量装置难以提供充足的飞行转速高精度测量升阻特性的问题。它包括旋翼模块、动力模块和测量模块；旋翼模块、动力模块和测量模块沿旋翼系统旋转轴方向由上至下依次固定连接。本发明用于飞行器单旋翼系统升阻特性测量领域。(The invention discloses a lift-drag characteristic measuring device of a single-rotor system of a vertical Mars aircraft, relates to a measuring device, and aims to provide the lift-drag characteristic measuring device of the single-rotor system of the vertical Mars aircraft so as to solve the problem that the conventional lift-drag characteristic measuring device of the single-rotor system of the Earth is difficult to provide sufficient flight rotating speed to measure the lift-drag characteristic with high precision. The device comprises a rotor wing module, a power module and a measuring module; rotor module, power module and measurement module are along rotor system rotation axis direction fixed connection from top to bottom in proper order. The method is used for the field of lift-drag characteristic measurement of a single rotor system of an aircraft.)

一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置

技术领域

本发明涉及一种测量装置，具体涉及一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置。

背景技术

火星表面具有的稀薄的大气环境能够为火星低空大气飞行提供飞行条件，然而由于火星大气环境的物理特征具有复杂多变的特点，火星飞行器的飞行性能评价仍有待进一步研究。目前可用于火星表面飞行的飞行器主要包括旋翼式飞行器、固定翼式飞行器、扑翼式飞行器及浮空气球等，其中旋翼式飞行器能够针对火星表面崎岖复杂的地形进行多次垂直起降，在一定飞行高度实现悬停飞行，采集火星表面地形地貌相信并与火星漫游车进行信息的交互，协助火星漫游车实现火星表面的路径规划，规避环形山等高风险区域。由于火星表面大气稀薄且表面温度较低，旋翼式飞行器的旋翼系统需具备较高的旋转速度从而产生充足的飞行升力支持火星飞行器的飞行，然而传统的旋翼升阻特性测量装置结构复杂，难以为火星旋翼系统提供充足的飞行转速，并难以针对火星旋翼系统的低升力、低扭矩特征进行高精度测量，无法满足实际工程需求，小升力的参数特征测量，适用于火星旋翼式飞行器旋翼系统升阻特性研究的实验装置仍存在大量空白。因而研制一种结构紧凑的火星旋翼式飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置对飞行器的研制具有重要的理论与工程意义。

发明内容

本发明的目的是提供一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，以解决常规地球单旋翼系统升阻特性测量装置难以提供充足的飞行转速高精度测量升阻特性的问题。

本发明为解决上述问题而采用的技术方案是：

它包括旋翼模块、动力模块和测量模块；旋翼模块、动力模块和测量模块沿旋翼系统旋转轴方向由上至下依次固定连接。

本发明的有益效果：

1、本发明结构设计科学合理，旋翼模块旋翼叶片布置于桨夹两侧，在测量前作为整体进行动平衡调整，从而满足升阻特性测量装置对旋翼系统运动平稳性的要求。旋翼模块与动力模块的主轴直接连接，旋翼模块的旋翼叶片可进行快速更换，从而满足升阻特性测量装置针对不同旋翼系统的多次测量。动力模块整体采用直立式连接保证测量装置结构紧凑，运动过程高速且平稳。测量模块与动力模块底部直接连接，可实现旋翼系统升阻特性的直接测量，满足测量装置的测量精度要求。

2、本发明的旋翼模块的旋翼桨叶、桨夹均可快速替换，可分别调整旋翼系统桨叶结构与安装角等重要的结构，方式简单高效。

3、本发明采用高速电机-联轴器-主轴直接连接的方式，可保证运动传递过程的平稳性。

4、本发明的测量模块采用六维力传感器直接测量，可实现各方向升力与扭矩的解耦测量，保证测量结果的正确性与准确性。

5、本发明通过多次试验可知，单旋翼系统升阻特性测量装置可实现的转速调节范围为0–4000r/min，转速误差为±10r/min，旋翼系统桨叶直径的调节范围为0.5–1.0m，旋翼系统可实现安装角的调整与旋翼桨叶的更换。

6、本发明通过多次试验可知，旋翼系统在4000r/min，翼展1.0m时，640Pa的二氧化碳环境工作过程整体性能稳定。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图。

图2是本发明的主视图。

图3是本发明的俯视图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1-图3说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，它包括旋翼模块1、动力模块2和测量模块3；旋翼模块1、动力模块2和测量模块3沿旋翼系统旋转轴方向由上至下依次固定连接。

具体实施方式二：结合图1-图3说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，旋翼模块1包括桨夹1-2、两个旋翼桨叶1-1、两个固定螺杆1-3、两对双螺母1-5和两个锁紧螺栓1-4，桨夹1-2的两端分别加工有一个桨叶安装槽，每个桨叶安装槽内分别设有一个旋翼桨叶1-1，每个旋翼桨叶1-1的一端通过一个固定螺杆1-3安装在一个桨叶安装槽上，对双螺母1-5螺纹连接安装在固定螺杆1-3的螺纹端上，且两个旋翼桨叶1-1相对设置，一个旋翼桨叶1-1与桨夹1-2连接端的端面与另一个旋翼桨叶1-1与桨夹1-2连接端的端面互相垂直设置，两个锁紧螺栓1-4设置在桨夹1-2上，桨夹1-2通过两个锁紧螺栓1-4固定安装在动力模块2的顶端上，旋翼桨叶1-1与桨夹1-2的结构连接形式为内嵌式，其它方法与具体实施方式一相同。

本实施方式中旋翼模块1的旋翼安装角可通用更换具有不同安装角的桨夹1-2实现，旋翼桨叶的结构形式可通过更换旋翼桨叶1-1实现。

具体实施方式三：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，动力模块2包括轴承端盖2-2、第一深沟球轴承2-3、主轴2-4、上端外壳2-6、第二深沟球轴承2-7、联轴器2-10、高速电机2-13和下端外壳2-14；轴承端盖2-2固定安装在上端外壳2-6的顶端，上端外壳2-6内部由上至下安装有第一深沟球轴承2-3、第二深沟球轴承2-7和联轴器2-10，主轴2-4由上至下穿过在轴承端盖2-2、第一深沟球轴承2-3的内圈和第二深沟球轴承2-7的内圈并固定插装在联轴器2-10的顶端上，高速电机2-13安装在下端外壳2-14上，下端外壳2-14固定安装在上端外壳2-6的底端上，高速电机2-13转轴的输出端固定插装在联轴器2-10的底端上，下端外壳2-14的底端固定安装在测量模块3上，其它方法与具体实施方式一相同。

本实施方式中高速电机2-13的生产厂家为瑞士maxon motor集团公司，生产型号为EC40。

本实施方式中联轴器2-10的生产厂家为日本三木普利株式会社，生产型号为SFC-030DA2。

本实施方式中高速电机2-13与主轴2-4间运动的同轴性可通过联轴器2-10实现，主轴2-4将旋转运动传递至桨夹1-2与旋翼桨叶1-1，实现下旋翼模块1的高速旋转，主轴2-4与高速电机2-13沿轴线装配偏差采用联轴器2-10的连接消除，高速电机2-13的旋转速度可通过调整电源电压的数值大小进行精确调整，高速电机2-13中的码盘可对其转速进行实时测量。

具体实施方式四：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，动力模块2还包括第一挡圈2-5、第二挡圈2-8、锁紧双螺母2-9、多个端盖固定螺钉2-1、多个壳体连接螺栓2-11和多个电机固定螺钉2-12，轴承端盖2-2通过多个端盖固定螺钉2-1固定安装在上端外壳2-6的顶端上，第一深沟球轴承2-3的外圈顶端顶在轴承端盖2-2底端面上，第一挡圈2-5设置在第一深沟球轴承2-3外圈和第二深沟球轴承2-7的外圈之间，第二深沟球轴承2-7外圈的底端卡装在上端外壳2-6的内侧壁上，主轴2-4的台肩卡装在轴承端盖2-2和第一挡圈2-5的内圈之间，第二挡圈2-8靠近第二深沟球轴承2-7的底端套装在主轴2-4上，且锁紧双螺母2-9靠近第二挡圈2-8的下端面螺纹连接安装在主轴2-4上，高速电机2-13的壳体通过多个电机固定螺钉2-12安装在下端外壳2-14的顶端上，上端外壳2-6的底端通过多个壳体连接螺栓2-11固定安装在下端外壳2-14的顶端上，下端外壳2-14的底端设有多个壳体连接螺栓2-11，高速电机2-13转轴的轴线与主轴2-4的轴线重合设置。其它方法与具体实施方式三相同。

本实施方式中主轴2-4沿竖直方向旋转运动的稳定性可通用与第一深沟球轴承2-3、第二深沟球轴承2-7配合实现，主轴2-4、第一挡圈2-5、第一深沟球轴承2-3、第二深沟球轴承2-7、第二挡圈2-8、锁紧双螺母2-9依次配合，实现第一深沟球轴承2-3与第二深沟球轴承2-7的装配。

具体实施方式五：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，测量模块3包括传感器工装3-1、六维力传感器3-2、底板3-5、多个传感器工装连接螺钉3-3和多个底板连接螺钉3-4；六维力传感器3-2的顶端通过多个传感器工装连接螺钉3-3与传感器工装3-1固定连接，六维力传感器3-2的底端通过多个底板连接螺钉3-4与底板3-5固定连接。其它方法与具体实施方式一相同。

本实施方式中六维力传感器3-2的生产厂家为美国ATI工业自动化有限公司，生产型号为mini40.

本实施方式中六维力传感器3-2位于立体式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置的底端，在旋翼系统高速运动中，可实现对旋转系统各方向的推力及扭矩的实时直接测量。

具体实施方式六：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，主轴2-4的顶端插装在桨夹1-2中心孔上，桨夹1-2上的两个锁紧螺栓1-4与主轴2-4的连接端固定连接，下端外壳2-14的底端通过多个壳体连接螺栓2-11与传感器工装3-1固定连接。其它方法与具体实施方式一、二、三、四或五相同。

本实施方式中桨夹1-2中心孔与主轴2-4顶端配合，保证旋翼模块1的质心与主轴2-4的旋转轴线重合。

工作原理

旋翼系统的运动过程：高速电机2-13在电压驱动作用下高速旋转，其转速大小可通过控制高速电机2-13的输入电压大小实现精确调控，从而满足旋翼系统旋转精度的要求，其实时转速可通过位于高速电机2-13内部的码盘进行测量。高速电机2-13通过联轴器2-10将高速旋转运动传递至主轴2-4，主轴2-4与第一深沟球轴承2-3、第二深沟球轴承2-7配合，从而保证主轴2-4沿竖直方向高速旋转运动的稳定性与平稳性，主轴2-4将旋转运动传递至桨夹1-2，桨夹1-2带动旋翼桨叶1-1高速旋转，为保证旋翼模块1运动的稳定性，旋翼桨叶1-1与桨夹1-2装配后需进行配平实验，从而保证旋翼模块1的动平衡性，旋翼桨叶1-1在模拟火星大气环境中进行高速转速产生一定的悬停升力与功率负载。旋翼模块1产生的升力与扭矩将通过位于直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置底端的六维力传感器3-2直接测量。

旋翼系统升阻特性的测试过程：高速电机2-13在电压驱动作用下高速旋转并通过主轴2-4、桨夹1-2将旋转运动传递至旋翼桨叶1-1，通过控制高速电机2-13的输入电压大小实现旋翼模块1的转速，采用六维力传感器3-2分别测量不同转速条件下旋翼系统的推力及扭矩。更换旋翼模块1不同安装角的桨夹1-2改变旋翼安装角，更换旋翼桨叶1-1改变旋翼桨叶的结构形式，从而实现对不同结构形式与飞行参数的旋翼系统升阻特性进行测量。