本发明专利技术公开了一种火星共轴双旋翼测试装置，属于火星旋翼试验装置领域，解决了现有大型真空室测试装置成本过高的问题，提供了一种专门用来测试火星共轴双旋翼性能的小型装置。本发明专利技术包括真空罐体和罐体舱门，罐体舱门安装在真空罐体一端的开口处；本发明专利技术还包括导轨、梯型支架、动力测试系统、柔性吸能网格壁面、测温系统、旋翼间距控制系统，所述导轨固定在真空罐体内，所述支架与导轨上的滑块固接，所述动力测试系统安装在所述支架上，通过滑轨可以改变两旋翼间的距离，进一步探究共轴双旋翼的性能。性能。性能。
【技术实现步骤摘要】
一种火星共轴双旋翼测试装置
[0001]本专利技术属于火星旋翼试验装置领域，具体涉及一种火星共轴双旋翼测试装置。
技术介绍
[0002]火星作为近年来深空探测的重点，正吸引着全世界越来越多的目光。火星大气压强为0.756kpa，地球大气压强为101.3kpa，仅为地球的0.75%；火星大气密度为0.0167kg/m3，地球大气密度为1.22kg/m3，仅为地球的1.37%，当旋翼以相同转速分别在火星和地球上工作时，相比于地球环境，火星上极低密度的大气环境使得旋翼工作在低雷诺数、高马赫数状态。
[0003]火星车探测精度高但探测范围小，轨道卫星探测范围大但探测精度小，而无人机探测满足探测精度高且探测范围大，可以提高火星探测任务的效率，成为研究的热点。不论是美国的“机智号”无人机还是中科院的火星无人机原理样机，其旋翼构型都采用了共轴反转双旋翼。共轴双旋翼飞行器具有能耗小、垂直起降等优点，能够适应低密度、低雷诺数、高桨尖马赫数的火星环境，能够应用于火星探测任务。为了在地球环境下测试火星共轴双旋翼的诸多性能，需要建立火星共轴双旋翼测试装置。而目前很多科研机构采用的大型真空室测试方法成本过高，专门用来测试火星共轴双旋翼性能的装置也很少。基于以上原因，迫切需要一种专门用来测试火星共轴双旋翼性能的小型装置。
技术实现思路
[0004]本专利技术提供了一种火星共轴双旋翼测试装置，解决了当前火星旋翼测试系统成本较高且没有专门适用于火星共轴双旋翼系统测试装置的问题。
[0005]为达到以上目的，本专利技术采用以下技术方案：一种火星共轴双旋翼测试装置，包括真空罐、动力测试系统、柔性吸能网格壁面、测温系统、旋翼间距控制系统；所述旋翼间距控制系统固定在真空罐体内，通过导轨改变旋翼间距；所述动力测试系统安装在旋翼后方，用以测试旋翼产生的拉力、扭矩以及动压；所述测温系统布置在真空罐内外，所述柔性吸能网格壁面铺贴在真空罐内壁。
[0006]以上所述结构中，所述真空罐安装于罐体支架上；所述旋翼间距控制系统包括：导轨、滑块、旋翼、电机、激光测距仪和遮光片；所述导轨有两条，固定在真空罐底部，每一条导轨上有四个滑块，滑块与导轨配合，两条导轨上的滑块都对应平行设置，每两块平行设置的滑块上安装一个支架，两个相邻的支架上安装支撑板，支撑板上安装支撑柱，所述旋翼面对面对称安装于支撑柱侧面，所述旋翼与支撑柱之间安装电机，所述激光测距仪和反光板分别固定在支架下方，两者处于同一水平线上；所述动力测试系统有两套，对称分布，分别测试记录左右两个旋翼的状态参数；所述动力测试系统包括：拉力传感器、扭矩传感器、空速传感器；所述拉力传感器安装于支撑柱的另一侧，一部分位于支撑柱内部，一部分暴露在外；所述扭矩传感器安装于支撑柱侧面旋翼下方，一部分位于支撑柱内部，一部分暴露在外；所述空速传感器安装于支撑柱的顶
部；所述测温系统包括：测温传感器a、测温传感器b、测温传感器c，所述测温传感器a安装于支撑板上，用来测量桶内温度，所述测温传感器b安装于电机附近。
[0007]有益效果：本专利技术提供了一种火星共轴双旋翼测试装置，与现有技术相比具有以下效果：1、本专利技术所述的火星共轴双旋翼动力测试系统安装在真空罐内，真空罐可以提供低压环境，模拟火星共轴双旋翼系统的工作环境，动力测试系统可以测量旋翼产生的拉力、扭矩、和旋翼后产生的动压；2、旋翼间距控制系统采用滑轨控制旋翼间距，通过激光测距仪准确控制间距，可以方便改变旋翼间距，探究火星共轴双旋翼最优旋翼间距；3、本专利技术与现有火星旋翼测试系统相比，布局结构更加紧凑，通过柔性网格壁面可以减小真空罐壁面对旋翼的增升作用，减小洞壁干扰，从而可以减小装置的体积，节省出更多空间，进一步降低成本；4、本专利技术可以通过改变真空罐内的气体密度，应用于临近空间螺旋桨的测试；5、本专利技术中的梯形支架拥有稳定的结构，利用梯形双臂支架结构支撑旋翼动力测试系统，可提高旋翼动力测试系统的稳定性，经多次实验检验，整个装置结构稳定性良好，振动小；6、本专利技术可以通过测温系统实时监控真空罐内温度以及旋翼电机处温度，避免低气体密度下热传导受阻可能导致的不良影响。
附图说明
[0008]图1为本专利技术实施例中装置整体结构图图2为本专利技术实施例中真空罐示意图；图3为本专利技术实施例中装置内部结构示意图；图4为本专利技术实施例中支架结构示意图；图5为本专利技术实施例中装置内部单个结构正视图；图6为本专利技术实施例中装置内部单个结构示意图；图7为本专利技术实施例中柔性吸能网格壁面展开图；图中，1为罐体舱门，2为真空罐体，3为罐体支架，4为柔性吸能网格壁面，5为弧形凸台，6为导轨，7为滑块，8为梯形支架，9为激光测距仪信号发射端，10为激光测距仪信号接收端，11为支撑板，12为整流罩，13为支撑柱，14为拉力传感器，15为扭矩传感器，16为空速传感器，17为电机，18为旋翼，19为测温传感器a，20为测温传感器b，21电机支座板。
具体实施方式
[0009]下面结合附图和具体实施例对本专利技术进行详细说明：如图1所示，一种火星共轴双旋翼测试装置，包括：真空罐和罐体支架；罐体支架有两个，用于放置真空罐；还包括旋翼间距控制系统、支架、动力测试系统、测温系统、旋翼动力系统、柔性吸能网格壁面；所述旋翼间距控制系统固定在导轨上，实现旋翼距离的可调；动力测试系统通过支撑板与梯形支架体连接，测温系统布置在真空罐内外，可测量罐内温
度、电机温度、罐外温度；旋翼动力系统通过电机支座板21与动力测试系统连接；真空罐内壁铺贴柔性吸能网格壁面4，减轻壁面干扰；真空罐包括真空罐体2、罐体舱门1、弧形凸台5，弧形凸台分别安装在真空罐内，罐体舱门1安装在真空罐体2一端的开口处，真空罐放置于罐体支架3上；旋翼间距控制系统包括导轨6、滑块7、激光测距仪信号发射端9及信号接收端10，导轨6有两条，固定在如图2真空罐内的弧形凸台5上，每一条导轨上有四个滑块，滑块分别与导轨配合，两条导轨上的滑块都对应平行设置，每两块平行设置的滑块上安装一个梯形支架8，激光测距仪和反光板分别固定在如图4所示的梯形支架体8的横梁中央，两者处于同一水平线上；其中激光测距仪用来发射激光信号，反光板用于反射激光光束，激光测距仪发射激光，激光到达反光板后反射回激光测距仪的接收端，从而测量出激光测距仪与反光板之间的距离，即旋翼间距，激光测距仪信号发射端9和激光测距仪信号接收端10为一体。
[0010]动力测试系统包括拉力传感器14、扭矩传感器15、空速传感器16、支撑柱13、整流罩12、支撑板11；拉力传感器14、扭矩传感器15部分安装在支撑柱13内部，部分露在外面，空速传感器16安装在支撑柱13的顶部，三个传感器分别用以测试旋翼产生的拉力、扭矩以及动压，整流罩12安装在支撑柱13上且靠近电机的那一侧，起到导流的作用；测温系统由三个测温传感器构成；测温传感器b20置于电机17附近，用来测量电机温度，测温传感器a19置于支撑板11上，用来测量真空罐内温度，另一个测温传感器置于真空罐体外，用于测量真空罐外温度；旋翼动力系统包括电机17和旋翼18，旋翼本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种火星共轴双旋翼测试装置，其特征在于，包括真空罐、动力测试系统、柔性吸能网格壁面、测温系统、旋翼间距控制系统、旋翼动力系统；所述旋翼间距控制系统固定在真空罐体内，通过导轨改变旋翼间距；所述动力测试系统安装在旋翼后方，用以测试旋翼产生的拉力、扭矩以及动压；所述测温系统布置在真空罐内外，用于测量真空罐内温度、旋翼动力系统温度、真空罐外温度；所述旋翼动力系统与所述动力测试系统连接；所述柔性吸能网格壁面铺贴在真空罐内壁。2.根据权利要求1所述的火星共轴双旋翼测试装置，其特征在于，所述真空罐包括真空罐体、罐体舱门、弧形凸台；所述弧形凸台安装在真空罐内壁底部，所述罐体舱门安装在所述真空罐体一端的开口处，所述真空罐体放置于所述罐体支架上。3.根据权利要求1所述的火星共轴双旋翼测试装置，其特征在于，所述旋翼间距控制系统包括：导轨、滑块、激光测距仪、支架、支撑板、支撑柱；所述导轨有两条，固定在真空罐底部，每一条导轨上有四个滑块，滑块与导轨配合，两条导轨上的滑块都对应平行设置，每两块平行设置的滑块上安装一个支架，两个相邻的支架上安装支撑板，支撑板上安装支撑柱，所述激光测距仪信号发射端和信号接收端...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈肇麟，郭永鑫，吴迅，邹园，刘浩，李永胜，李佳炫，陈美丽，朱发兴，史勇杰，陆洋，蒋彦龙，魏小辉，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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