CN110510148B - 一种大载荷无人直升机旋翼试验台 - Google Patents
一种大载荷无人直升机旋翼试验台 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110510148B CN110510148B CN201910805221.9A CN201910805221A CN110510148B CN 110510148 B CN110510148 B CN 110510148B CN 201910805221 A CN201910805221 A CN 201910805221A CN 110510148 B CN110510148 B CN 110510148B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- rotor
- shaft
- bearing
- supporting plate
- deep groove
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
本发明涉及一种大载荷无人直升机旋翼试验台，属于无人直升机旋翼测控技术领域。本发明包括台体架、机械传动***、机械传动***支撑架、旋翼***、旋翼***支撑、旋翼测控***；所述机械传动***用于实现发动机到待测旋翼的动力传输，所述旋翼***用于安装待测旋翼，调节桨距和桨距角，所述旋翼测控***用于检测和控制发动机油门，转速以及螺旋桨转速，升力，扭矩等参数。本发明针对现有的试验台操作复杂的问题，本发明能够测控大载荷、高转速、高采样率、多参数的旋翼***且结构强度高，便携性好，安全可靠。
Description
技术领域
本发明涉及一种大载荷无人直升机旋翼试验台，属于无人直升机旋翼测控技术领域。
背景技术
直升机和飞机同属于航空飞行器,都需要翼面与空气产生相对运动，以产生向上的升力,在空中飞行。旋翼***是直升机最具特色的***，旋翼试验涉及直升机研制全部流程对于旋翼预先研究和旋翼设计的验证变得越来越重要。旋翼试验台是目前国内外广泛使用的一种直升机旋翼测控设备。主要用于对旋翼的气动、动力学问题、飞行力学等进行试验研究。
无人直升机主要的动力学和运动学的特性都来源于试验台，没有试验台无法飞行，包括后期的飞控***、控制***都是基于这一平台。无人直升机的研究需要掌握发动机，螺旋桨的动力性能，围绕一系列的基础试验，为后期发展奠定基础，试验台的研究能为后期的无人直升机的飞行做基础研究。
因此如何提供一种大载荷无人机直升机旋翼***试验台，研制旋翼***，是本领域研究人员需要解决的问题。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：本发明提供一种大载荷无人直升机旋翼试验台，用于油动大载荷无人机动力***及旋翼***的各项试验，可方便测量转速，升力，扭矩等参数。
本发明技术方案是：一种大载荷无人直升机旋翼试验台，包括台体架1、机械传动***2、机械传动***支撑架3、旋翼***4、旋翼***支撑5、旋翼测控***6；
所述台体架包括地脚11、地脚螺栓12、行走轮13、支撑架14、支撑板15；地脚11通过地脚螺栓12安装在支撑架14底部，行走轮13也设置在支撑架14底部，支撑架14顶部设置支撑板15；
所述机械传动***2安装在台体架1上，包括发动机支架201，固定螺栓202，发动机203，离合器204，输出轴205，第一深沟球轴承206，第一轴承座207，第一传动轴208，第一联轴器209，第二传动轴210，第二联轴器211，输入带轮轴212，第二深沟球轴承213，第二轴承座214，输入带轮215，皮带216，输出带轮217，输出带轮轴218，第三深沟球轴承219，第三轴承座220，第四深沟球轴承221，第四轴承座222，第三联轴器223，第一圆锥滚子轴承224，锥齿轮轴225；
所述发动机支架201上设有螺栓孔，通过固定螺栓202固定在台体架1的支撑板15上，同时，发动机203上设有吊耳，通过固定螺栓202与发动机支架201上的支座连接，发动机203连接离合器204，离合器204连接输出轴205，输出轴205一端安装第一深沟球轴承206并固定于第一轴承座207上，输出轴205另一端通过第一联轴器209与第一传动轴208连接，第二联轴器211连接第二传动轴210和第一传动轴208，将动力由第一传动轴208传递给第二传动轴210，第二联轴器211连接第二传动轴210和输入带轮轴212的一端，输入带轮轴212的另一端安装第二深沟球轴承213并固定于第二轴承座214上，输入带轮轴212和输入带轮215之间通过键连接或者其他方式实现固定连接；输入带轮215通过皮带216与输出带轮217连接，将扭矩传递给输出带轮217，输出带轮217安装在输出带轮轴218上，输出带轮217与输出带轮轴218之间能通过键连接或者其他方式实现固定连接；输出带轮轴218一端安装第三深沟球轴承219，第三深沟球轴承219固定于第三轴承座220之中，输出带轮轴218另一部分安装第四深沟球轴承221，第四深沟球轴承221固定于第四轴承座222中，输出带轮轴218另一端通过第三联轴器223连接锥齿轮轴225，锥齿轮轴225上安装第一圆锥滚子轴承224，第一圆锥滚子轴承224固定于第一支撑板408上，用于起到支撑和传递扭矩的作用，锥齿轮轴225与旋翼主轴405上的齿轮啮合，传递两相交轴之间的运动和动力；
所述旋翼***包括旋翼片401，旋翼桨毂402，旋翼主轴轴承403，变桨距机构404，旋翼主轴405，第二圆锥滚子轴承406，第三圆锥滚子轴承407，第一支撑板408，第二支撑板409，第三支撑板410，第四支撑板411；旋翼片401与旋翼桨毂402相连，旋翼桨毂402连接变桨距机构404，变桨距机构404用于调节桨距大小，旋翼主轴轴承403固定在变桨距机构404中，与旋翼主轴405一端连接，旋翼主轴405另一端与锥齿轮轴225啮合，旋转方向与旋翼主轴405垂直；
旋翼主轴405通过第二圆锥滚子轴承406安装在第二支撑板409上，旋翼主轴405通过第三圆锥滚子轴承407安装在第四支撑板411上，第二支撑板409、第四支撑板411之间为第三支撑板410、第一支撑板408；
所述旋翼测控***安装在旋翼主轴405上，包括旋翼遥测旋转组件、位同步器62、感应电源65、控制器、数据接收计算机61；数据接收计算机61包括数据采集/转换软件，旋翼遥测旋转组件包括转子63、定子64。
具体地，转子63采用2个半圆环式结构，通过销钉定位后用螺栓固定在旋翼轴上。定子64同样采用2个半圆环式结构，通过螺栓组锁紧在减速器的伸出套上。转子63与定子64不接触。转子63上安装数据采集模块，采集到的信号经编码后调制，定子64上的接收单元接收调制后光信号，接收单元传输数据到位同步器62，位同步器62将接收到的数据传输至数据接收计算机61或传输至机身主采集器。
进一步地，所述旋翼***4中的旋翼片401能调整，直径范围为1-3米，桨距角可调，配有动力控制单元。
进一步地，所述机械传动***2中的发动机动力大于30马力，用于能够满足大载荷无人直升机旋翼试验的马力需求。
进一步地，所述机械传动***支撑架3和旋翼***支撑架5采用方管组成，与支撑板15相连，结构强度好，稳定性高。综合力学性能好，冷热加工性能和耐腐蚀性能均好。
所述机械传动***用于实现发动机到待测旋翼的动力传输，所述旋翼***用于安装待测旋翼，调节桨距和桨距角，所述旋翼测控***用于检测和控制发动机油门，转速以及螺旋桨转速，升力，扭矩等参数；
本发明的有益效果是：
1、该试验台满足试验测控机对旋翼***测控的需求。
2、针对现有的试验台操作复杂的问题，本发明试验台结构紧凑，能够测控大载荷、高转速、高采样率、多参数的旋翼***。
3、旋翼测控***满足体积小，重量轻，动平衡好，安全可靠等要求，
4、旋翼测控***同时具备多路载荷，应变等信号的测控能力。
5、光信号传输以光信号形态在发送方和接收方之间进行传输，传输信号具有抗干扰能力强，无电磁辐射，保密性高等优点。
6、发动机和机械传动***的布置考虑到了大小带轮之间的惯性，轴的刚度、带轮之间以及轴和轴承之间的摩擦导致的功率损失，能够更加合理地满足旋翼和附件装置的功率需求。
附图说明
图1是本发明的整体示意图；
图2是本发明侧视图；
图3是本发明机械传动***示意图；
图4是本发明旋翼***示意图；
图5是本发明旋翼***示意图；
图6是本发明旋翼测控***示意图。
图1-6中各标号：1-台体架，2-机械传动***，3-机械传动***支撑架，4-旋翼***，5-旋翼***支撑架，6-旋翼测控***；11-地脚，12-地脚螺栓，13-行走轮，14-支撑架，15-支撑板；201-发动机支架，202-固定螺栓，203-发动机，204-离合器，205-输出轴，206-第一深沟球轴承，207-第一轴承座，208-第一传动轴，209-第一联轴器，210-第二传动轴，211-第二联轴器，212-输入带轮轴，213-第二深沟球轴承，214-第二轴承座，215-输入带轮，216-皮带，217-输出带轮，218-输出带轮轴，219-第三深沟球轴承，220-第三轴承座，221-第四深沟球轴承，222-第四轴承座，223-第三联轴器，224-第一圆锥滚子轴承，225-锥齿轮轴；401-旋翼片，402-旋翼桨毂，403-旋翼主轴轴承，404-变桨距机构，405-旋翼主轴，406-第二圆锥滚子轴承，407-第三圆锥滚子轴承，408-第一支撑板，409-第二支撑板，410-第三支撑板，411-第四支撑板；61-数据接收计算机，62-位同步器，63-转子，64-定子，65-感应电源。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例，对本发明作进一步说明。
实施例1：如图1-图6所示，一种大载荷无人直升机旋翼试验台，包括台体架1、机械传动***2、机械传动***支撑架3、旋翼***4、旋翼***支撑5、旋翼测控***6；
所述台体架包括地脚11、地脚螺栓12、行走轮13、支撑架14、支撑板15；地脚11通过地脚螺栓12安装在支撑架14底部，行走轮13也设置在支撑架14底部，支撑架14顶部设置支撑板15；工作状态下，台体架1通过地脚螺栓12固定于地面。当试验台处于未工作状态时，可通过行走轮13进行移动和转向，且装置结构简单，拆装方便，提高了试验台整体的便携性。
所述机械传动***2安装在台体架1上，包括发动机支架201，固定螺栓202，发动机203，离合器204，输出轴205，第一深沟球轴承206，第一轴承座207，第一传动轴208，第一联轴器209，第二传动轴210，第二联轴器211，输入带轮轴212，第二深沟球轴承213，第二轴承座214，输入带轮215，皮带216，输出带轮217，输出带轮轴218，第三深沟球轴承219，第三轴承座220，第四深沟球轴承221，第四轴承座222，第三联轴器223，第一圆锥滚子轴承224，锥齿轮轴225；
所述发动机支架201上设有螺栓孔，通过固定螺栓202固定在台体架1的支撑板15上，同时，发动机203上设有吊耳，通过固定螺栓202与发动机支架201上的支座连接，发动机203连接离合器204，离合器204连接输出轴205，输出轴205一端安装第一深沟球轴承206并固定于第一轴承座207上，输出轴205另一端通过第一联轴器209与第一传动轴208连接，第二联轴器211连接第二传动轴210和第一传动轴208，将动力由第一传动轴208传递给第二传动轴210，第二联轴器211连接第二传动轴210和输入带轮轴212的一端，输入带轮轴212的另一端安装第二深沟球轴承213并固定于第二轴承座214上，输入带轮轴212和输入带轮215之间通过键连接或者其他方式实现固定连接；输入带轮215通过皮带216与输出带轮217连接，将扭矩传递给输出带轮217，输出带轮217安装在输出带轮轴218上，输出带轮217与输出带轮轴218之间能通过键连接或者其他方式实现固定连接；输出带轮轴218一端安装第三深沟球轴承219，第三深沟球轴承219固定于第三轴承座220之中，输出带轮轴218另一部分安装第四深沟球轴承221，第四深沟球轴承221固定于第四轴承座222中，输出带轮轴218另一端通过第三联轴器223连接锥齿轮轴225，锥齿轮轴225上安装第一圆锥滚子轴承224，第一圆锥滚子轴承224固定于第一支撑板408上，用于起到支撑和传递扭矩的作用，锥齿轮轴225与旋翼主轴405上的齿轮啮合，传递两相交轴之间的运动和动力；
所述旋翼***包括旋翼片401，旋翼桨毂402，旋翼主轴轴承403，变桨距机构404，旋翼主轴405，第二圆锥滚子轴承406，第三圆锥滚子轴承407，第一支撑板408，第二支撑板409，第三支撑板410，第四支撑板411；旋翼片401与旋翼桨毂402相连，旋翼桨毂402连接变桨距机构404，变桨距机构404用于调节桨距大小，旋翼主轴轴承403固定在变桨距机构404中，与旋翼主轴405一端连接，旋翼主轴405另一端与锥齿轮轴225啮合，旋转方向与旋翼主轴405垂直；
旋翼主轴405通过第二圆锥滚子轴承406安装在第二支撑板409上，旋翼主轴405通过第三圆锥滚子轴承407安装在第四支撑板411上，第二支撑板409、第四支撑板411之间为第三支撑板410、第一支撑板408；
所述旋翼测控***安装在旋翼主轴405上，包括旋翼遥测旋转组件、位同步器62、感应电源65、控制器、数据接收计算机61；数据接收计算机61包括数据采集/转换软件，旋翼遥测旋转组件包括转子63、定子64。
具体地，转子63采用2个半圆环式结构，通过销钉定位后用螺栓固定在旋翼轴上。定子64同样采用2个半圆环式结构，通过螺栓组锁紧在减速器的伸出套上。转子63与定子64不接触。转子63上安装数据采集模块，采集到的信号经编码后调制，定子64上的接收单元接收调制后光信号，接收单元传输数据到位同步器62，位同步器62将接收到的数据传输至数据接收计算机61或传输至机身主采集器。通过数据采集/转换软件对采集到的数据进行处理分析，可监控发动机油门、转速以及旋翼转速、升力、扭矩等参数，以获得规律性的飞行数据，以支撑设计方案的验证和优化并为后期的试验提供支撑。
进一步地，所述旋翼***4中的旋翼片401能调整，直径范围为1-3米，桨距角可调，配有动力控制单元。
进一步地，所述机械传动***2中的发动机动力大于30马力，用于能够满足大载荷无人直升机旋翼试验的马力需求。
进一步地，所述机械传动***支撑架3和旋翼***支撑架5采用方管组成，与支撑板15相连，结构强度好，稳定性高。综合力学性能好，冷热加工性能和耐腐蚀性能均好。
所述旋翼测控***6能监控发动机油门、转速以及旋翼转速、升力、扭矩等参数。
本发明的工作原理是：启动电源，发动机203运行，通过离合器204将运动和动力传递到输出轴205，输出轴205一端安装第一深沟球轴承206并固定于第一轴承座207上，起到支撑作用；输出轴205另一端通过第一联轴器209与第一传动轴208连接，输出轴205输出来自发动机203的动力，动力经由第一深沟球轴承206和第一轴承座207的摩擦损失之后传递到第一传动轴208；第二联轴器211连接第二传动轴210和第一传动轴208，将动力由第一传动轴208传递给第二传动轴210，第二传动轴210通过第二联轴器211连接并将动力传递给输入带轮轴212；输入带轮轴212转动带动输入带轮215同步转动，输入带轮215通过皮带216与输出带轮217连接，将扭矩传递给输出带轮217，输出带轮217安装在输出带轮轴218上，带动输出带轮轴218运动，其中输入带轮215与输出带轮217的型号可以不同，具体型号可结合试验要求选择；输出带轮轴218一端安装第三深沟球轴承219，第三深沟球轴承219固定于第三轴承座220之中，输出带轮轴218另一部分安装第四深沟球轴承221，第四深沟球轴承221固定于第四轴承座222中，输出带轮217带动输出带轮轴218运转，输出带轮轴218另一端通过第三联轴器223连接锥齿轮轴225并将动力传递到锥齿轮轴225，锥齿轮轴225上安装第一圆锥滚子轴承224，第一圆锥滚子轴承224固定于第一支撑板408上，起到支撑和传递扭矩的作用。锥齿轮轴225与旋翼主轴405上的齿轮啮合，锥齿轮轴225的转动带动旋翼主轴405的转动，传递两相交轴之间的运动和动力，即驱动待测旋翼旋转。同时，安装在旋翼主轴405上的旋翼测控***6的转子63上的数据采集模块将采集到的信号经编码后调制，定子64上的接收单元接收调制后光信号，接收单元传输数据到位同步器62，位同步器62将接收到的数据传输至数据接收计算机61或传输至机身主采集器。可监控发动机油门、转速以及旋翼转速、升力、扭矩等参数，以获得规律性的飞行数据，为后期的无人直升机的飞行做基础研究。
上面结合附图对本发明的具体实施例作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施例，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。
Claims (4)
1.一种大载荷无人直升机旋翼试验台，其特征在于：包括台体架（1）、机械传动***（2）、机械传动***支撑架（3）、旋翼***（4）、旋翼***支撑架（5）、旋翼测控***（6）；
所述台体架包括地脚（11）、地脚螺栓（12）、行走轮（13）、支撑架（14）、支撑板（15）；地脚（11）通过地脚螺栓（12）安装在支撑架（14）底部，行走轮（13）也设置在支撑架（14）底部，支撑架（14）顶部设置支撑板（15）；
所述机械传动***（2）安装在台体架（1）上，包括发动机支架（201），固定螺栓（202），发动机（203），离合器（204），输出轴（205），第一深沟球轴承（206），第一轴承座（207），第一传动轴（208），第一联轴器（209），第二传动轴（210），第二联轴器（211），输入带轮轴（212），第二深沟球轴承（213），第二轴承座（214），输入带轮（215），皮带（216），输出带轮（217），输出带轮轴（218），第三深沟球轴承（219），第三轴承座（220），第四深沟球轴承（221），第四轴承座（222），第三联轴器（223），第一圆锥滚子轴承（224），锥齿轮轴（225）；
所述发动机支架（201）上设有螺栓孔，通过固定螺栓（202）固定在台体架（1）的支撑板（15）上，同时，发动机（203）上设有吊耳，通过固定螺栓（202）与发动机支架（201）上的支座连接，发动机（203）连接离合器（204），离合器（204）连接输出轴（205），输出轴（205）一端安装第一深沟球轴承（206）并固定于第一轴承座（207）上，输出轴（205）另一端通过第一联轴器（209）与第一传动轴（208）连接，第二联轴器（211）连接第二传动轴（210）和第一传动轴（208），将动力由第一传动轴（208）传递给第二传动轴（210），第二联轴器（211）连接第二传动轴（210）和输入带轮轴（212）的一端，输入带轮轴（212）的另一端安装第二深沟球轴承（213）并固定于第二轴承座（214）上，输入带轮轴（212）和输入带轮（215）之间通过键连接或者其他方式实现固定连接；输入带轮（215）通过皮带（216）与输出带轮（217）连接，将扭矩传递给输出带轮（217），输出带轮（217）安装在输出带轮轴（218）上，输出带轮（217）与输出带轮轴（218）之间能通过键连接或者其他方式实现固定连接；输出带轮轴（218）一端安装第三深沟球轴承（219），第三深沟球轴承（219）固定于第三轴承座（220）之中，输出带轮轴（218）另一部分安装第四深沟球轴承（221），第四深沟球轴承（221）固定于第四轴承座（222）中，输出带轮轴（218）另一端通过第三联轴器（223）连接锥齿轮轴（225），锥齿轮轴（225）上安装第一圆锥滚子轴承（224），第一圆锥滚子轴承（224）固定于第一支撑板（408）上，用于起到支撑和传递扭矩的作用，锥齿轮轴（225）与旋翼主轴（405）上的齿轮啮合，传递两相交轴之间的运动和动力；
所述旋翼***包括旋翼片（401），旋翼桨毂（402），旋翼主轴轴承（403），变桨距机构（404），旋翼主轴（405），第二圆锥滚子轴承（406），第三圆锥滚子轴承（407），第一支撑板（408），第二支撑板（409），第三支撑板（410），第四支撑板（411）；旋翼片（401）与旋翼桨毂（402）相连，旋翼桨毂（402）连接变桨距机构（404），变桨距机构（404）用于调节桨距大小，旋翼主轴轴承（403）固定在变桨距机构（404）中，与旋翼主轴（405）一端连接，旋翼主轴（405）另一端与锥齿轮轴（225）啮合，旋转方向与旋翼主轴（405）垂直；
旋翼主轴（405）通过第二圆锥滚子轴承（406）安装在第二支撑板（409）上，旋翼主轴（405）通过第三圆锥滚子轴承（407）安装在第四支撑板（411）上，第二支撑板（409）、第四支撑板（411）之间为第三支撑板（410）、第一支撑板（408）；
所述旋翼测控***安装在旋翼主轴（405）上，包括旋翼遥测旋转组件、位同步器（62）、感应电源（65）、控制器、数据接收计算机（61）；数据接收计算机（61）包括数据采集/转换软件，旋翼遥测旋转组件包括转子（63）、定子（64）。
2.根据权利要求1所述的大载荷无人直升机旋翼试验台，其特征在于：所述旋翼***（4）中的旋翼片（401）能调整，直径范围为1-3米，桨距角可调，配有动力控制单元。
3.根据权利要求1所述的大载荷无人直升机旋翼试验台，其特征在于：所述机械传动***（2）中的发动机动力大于30马力，用于满足大载荷无人直升机旋翼试验的马力需求。
4.根据权利要求1所述的大载荷无人直升机旋翼试验台，其特征在于：所述机械传动***支撑架（3）和旋翼***支撑架（5）采用方管组成，与支撑板（15）相连。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910805221.9A CN110510148B (zh) | 2019-08-29 | 2019-08-29 | 一种大载荷无人直升机旋翼试验台 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910805221.9A CN110510148B (zh) | 2019-08-29 | 2019-08-29 | 一种大载荷无人直升机旋翼试验台 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110510148A CN110510148A (zh) | 2019-11-29 |
| CN110510148B true CN110510148B (zh) | 2023-06-16 |
Family
ID=68627845
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910805221.9A Active CN110510148B (zh) | 2019-08-29 | 2019-08-29 | 一种大载荷无人直升机旋翼试验台 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110510148B (zh) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111207923B (zh) * | 2020-04-22 | 2020-08-21 | 北京清航紫荆装备科技有限公司 | 交叉双旋翼无人直升机传动装置试验台 |
| CN111516900B (zh) * | 2020-04-30 | 2023-03-14 | 庆安集团有限公司 | 一种直升机航向锁尾试验装置及其方法 |
| CN111855201B (zh) * | 2020-09-01 | 2022-03-22 | 常州华创航空科技有限公司 | 一种直升机主减速器试验台 |
| CN112278319A (zh) * | 2020-10-21 | 2021-01-29 | 中国航空工业集团公司上海航空测控技术研究所 | 一种多机型直升机旋翼动平衡仿真台机构 |
| CN112407321B (zh) * | 2020-10-30 | 2022-05-31 | 中国直升机设计研究所 | 一种基于直升机旋翼转速生成方位角信号的方法 |
| CN112478193B (zh) * | 2020-10-30 | 2022-09-16 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机旋翼锥体实时在线测量装置和测量方法 |
| CN112498738B (zh) * | 2020-12-11 | 2022-10-18 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机飞行控制***传递特性试验方法 |
| CN112945548A (zh) * | 2021-02-01 | 2021-06-11 | 中国兵器工业计算机应用技术研究所 | 一种共轴双桨无人直升机的磨合测试及扭矩测试装置、方法 |
| CN113532859B (zh) * | 2021-08-27 | 2024-06-07 | 中浙高铁轴承有限公司 | 一种发动机输入端轴系轴承试验机及试验方法 |
| CN114715427A (zh) * | 2022-06-09 | 2022-07-08 | 北京航景创新科技有限公司 | 一种无人直升机主旋翼升力测试台 |
| CN117030216B (zh) * | 2023-06-30 | 2024-06-28 | 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 | 一种旋翼片成品检测装置 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2034257C1 (ru) * | 1991-06-24 | 1995-04-30 | Вертолетный научно-технический комплекс им.Н.И.Камова | Способ испытаний на "земной резонанс" элементов несущего винта вертолета и стенд для его осуществления |
| US6467726B1 (en) * | 1999-06-29 | 2002-10-22 | Rokuro Hosoda | Aircraft and torque transmission |
| RU59251U1 (ru) * | 2006-08-01 | 2006-12-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Стенд для испытаний системы привода соосных несущих винтов вертолета |
| KR20120068187A (ko) * | 2010-12-17 | 2012-06-27 | 한국항공우주연구원 | 헬리콥터 로터 시스템의 회전 시험 장치 및 회전 시험 방법 |
| CN104743103A (zh) * | 2015-03-31 | 2015-07-01 | 东莞市汇天玩具模型有限公司 | 一种超微型的燃油无人直升机 |
| CN104908976A (zh) * | 2015-05-19 | 2015-09-16 | 北京航空航天大学 | 一种简易共轴双旋翼直升机试验台旋翼机构 |
| CN206787744U (zh) * | 2017-04-14 | 2017-12-22 | 西安天问智能科技有限公司 | 一种多旋翼无人机旋翼测试*** |
| CN208802158U (zh) * | 2018-09-17 | 2019-04-30 | 北京清航紫荆装备科技有限公司 | 旋翼试验台 |
-
2019
- 2019-08-29 CN CN201910805221.9A patent/CN110510148B/zh active Active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2034257C1 (ru) * | 1991-06-24 | 1995-04-30 | Вертолетный научно-технический комплекс им.Н.И.Камова | Способ испытаний на "земной резонанс" элементов несущего винта вертолета и стенд для его осуществления |
| US6467726B1 (en) * | 1999-06-29 | 2002-10-22 | Rokuro Hosoda | Aircraft and torque transmission |
| RU59251U1 (ru) * | 2006-08-01 | 2006-12-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Стенд для испытаний системы привода соосных несущих винтов вертолета |
| KR20120068187A (ko) * | 2010-12-17 | 2012-06-27 | 한국항공우주연구원 | 헬리콥터 로터 시스템의 회전 시험 장치 및 회전 시험 방법 |
| CN104743103A (zh) * | 2015-03-31 | 2015-07-01 | 东莞市汇天玩具模型有限公司 | 一种超微型的燃油无人直升机 |
| CN104908976A (zh) * | 2015-05-19 | 2015-09-16 | 北京航空航天大学 | 一种简易共轴双旋翼直升机试验台旋翼机构 |
| CN206787744U (zh) * | 2017-04-14 | 2017-12-22 | 西安天问智能科技有限公司 | 一种多旋翼无人机旋翼测试*** |
| CN208802158U (zh) * | 2018-09-17 | 2019-04-30 | 北京清航紫荆装备科技有限公司 | 旋翼试验台 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN110510148A (zh) | 2019-11-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110510148B (zh) | 一种大载荷无人直升机旋翼试验台 | |
| CN109018430B (zh) | 旋翼飞行器桨叶性能测试台 | |
| CN112161795A (zh) | 一种用于风力发电机叶片疲劳试验的双轴协同加载测量装置 | |
| CN109632249B (zh) | 一种翼型高速风洞动态试验装置 | |
| CN107117332A (zh) | 一种小型多旋翼无人机旋翼动力***的测试平台 | |
| CN112478193B (zh) | 一种直升机旋翼锥体实时在线测量装置和测量方法 | |
| CN108593319B (zh) | 一种盘式摩擦加载***及方法 | |
| CN110562485B (zh) | 一种桨距可调的火星飞行器共轴旋翼悬停特性测量装置 | |
| CN209214916U (zh) | 一种电动螺旋桨***气动性能及效率同步测量装置 | |
| CN110779678A (zh) | 能同步测量大尺寸螺旋桨的气动特性和声学特性的试验台 | |
| CN103308272A (zh) | 一种非平面式双旋翼气动性能动态测试装置 | |
| CN109708883A (zh) | 一种直升机尾翼电驱动的工况试验装置及控制方法 | |
| CN201327429Y (zh) | 冲击扭矩测试装置 | |
| CN109556878B (zh) | 一种电动螺旋桨***气动性能及效率同步测量装置及方法 | |
| CN111994301B (zh) | 一种直升机传动***试验装置及*** | |
| CN105021337A (zh) | 螺旋桨驱动旋转测力装置及测力方法 | |
| CN109774971B (zh) | 一种无人机螺旋桨气动性能测试平台 | |
| CN113942655A (zh) | 一种轻型直升机活塞发送机传动*** | |
| CN115144185A (zh) | 一种用于桨扇同轴对转结构振动特性分析的模拟试验台 | |
| CN114426102A (zh) | 一种倾转旋翼机传动*** | |
| CN212172579U (zh) | 一种旋转机翼飞机油电混合动力传动***综合试验台 | |
| CN107121288B (zh) | 涡桨发动机的整机试车方法以及发动机试车装置 | |
| CN110606222A (zh) | 一种垂吊式火星飞行器单旋翼***气动特性测试装置 | |
| CN115754710A (zh) | 共轴电机测试机构及无刷电机 | |
| CN203965148U (zh) | 一种装甲车变速箱故障诊断*** |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |