飞行器的飞行试验装置的制作方法

1.本技术涉及航空技术领域，尤其涉及飞行器的飞行试验装置。


背景技术：

2.在飞行器的生产测试和改装测试中，需要对各项飞行参数及参数的稳定性等进行测试和分析。相关技术的飞行试验装置基本都是针对特定的验证测试项目而设计，具有一定的局限性，难以对飞行器在不同飞行模式下各项飞行参数进行测试。


技术实现要素：

3.为解决或者部分解决相关技术中存在的问题，本技术提供一种飞行器的飞行试验装置，该飞行试验装置能够对飞行器在不同飞行模式下各项飞行参数进行测试。
4.本技术第一方面提供一种飞行器的飞行试验装置，包括：
5.支撑架，所述支撑架的顶部设有转动支撑部；
6.平衡臂，所述平衡臂可转动地安装于所述转动支撑部，所述平衡臂沿长度方向的两端可绕所述支撑架运动，所述平衡臂的两端分别为第一端和第二端，所述第一端与所述转动支撑部之间具有第一中心距，所述第二端与所述转动支撑部之间具有第二中心距；
7.测试架，可活动地安装于所述平衡臂沿长度方向的一端；
8.承载机构，安装于所述测试架的顶部，所述承载机构用于承载待测试的飞行器，所述承载机构能随所述测试机以至少一个自由度活动；
9.力矩调节装置，安装于所述平衡臂沿长度方向的另一端，所述力矩调节装置包括至少一个力矩调节组件，至少一个力矩调节组件用于调节所述调节竖直方向的负载和/或回转方向的阻力矩。
10.一种实施方式中，所述支撑架包括第一支座、回转连接件和连接座；
11.所述回转连接件连接于所述第一支座与所述连接座之间，所述平衡臂可转动地安装于所述连接座；其中，所述回转连接件相对于所述第一支座在第一方向转动，所述平衡臂相对于所述连接座在第二方向转动。
12.一种实施方式中，所述测试架包括：
13.第二支座，所述第二支座与所述平衡臂的所述第一端在所述第二方向可转动连接；
14.承载机构，设于所述第二支座顶部，所述承载机构包括在竖直方向相间隔且活动连接的第一支撑件和第二支撑件，所述第二支撑件的上方设有支撑组件，所述支撑组件用于和待测试的飞行器相连。
15.一种实施方式中，所述第一支撑件与所述第二支撑件通过回转支撑机构活动连接；
16.所述第二支撑件相对于所述第一支撑件沿至少一个自由度活动。
17.一种实施方式中，所述回转支撑机构包括至少两个相间隔设置的转动支撑组件；
18.所述转动支撑组件包括与所述第一支撑件相连的第一连接件、与所述第二支撑件相连第二连接件，以及连接于所述第一连接件与所述第二连接件之间的轴承；
19.所述轴承的转动方向与所述飞行器的俯仰方向相同。
20.一种实施方式中，所述回转支撑机构包括至少两个相间隔设置的转动支撑组件；
21.所述转动支撑组件包括与所述第一支撑件相连的第三连接件、与所述第二支撑件相连第四连接件，以及连接于所述第三连接件与所述第四连接件之间的万向节；
22.所述万向节具有多个转动方向，多个转动方向的至少部分方向与所述飞行器的俯仰方向和/或侧倾方向相同。
23.一种实施方式中，所述至少一个力矩调节组件包括：
24.第一调节组件，包括可拆卸地安装于所述平衡臂的多个配重件，改变所述配重件的数量和/或重量时，用于调节竖直方向的力矩，其中，根据所述第二端的配重件的重量、所述第一中心距及所述第二中心距测得所述飞行器在竖直方向飞行时的飞行参数；
25.第二调节组件，包括可相对于水平方向改变倾斜角度的风阻板，改变所述风阻板的倾斜角度时，用于调节倾转方向的阻力矩；当所述飞行器的旋翼的倾转角度变化时，通过控制所述风阻板阻力测得所述飞行器在匀速前飞状态时的飞行参数。
26.一种实施方式中，所述第一调节组件包括固定于所述安装架的轴体，所述轴体的长度方向与所述安装架的长度方向垂直，所述轴体在所述安装架的两侧伸出的部分形成承载部，所述承载部用于安装所述配重件。
27.一种实施方式中，所述第二调节组件包括固定于所述平衡臂的安装件，所述风阻板与所述安装件相连，所述风阻板相对于所述安装件倾斜设置；
28.其中，所述风阻板一侧与所述安装件转动连接，另一侧与所述安装件之间通过至少一个伸缩件相连，所述伸缩件伸缩时，用于调节所述风阻板相对于所述安装件的倾斜角度；其中，还包括与所述伸缩件相连的驱动控制单元，所述驱动控制单元用于控制所述伸缩件的伸缩长度。
29.一种实施方式中，第一走轮组件，安装于所述第一支座的底部，所述第一走轮组件支撑于地面或外部支撑物，用于使所述第一支座相对于地面朝至少一个方向移动；和/或，
30.第二走轮组件，安装于所述第二支座的底部，所述第二走轮组件支撑于地面或外部支撑物，用于使所述第二支座相对于地面朝至少一个方向移动；和/或，
31.第三走轮组件，安装于所述力矩调节装置的底部，所述第三走轮组件支撑于地面或外部支撑物，用于使所述力矩调节装置相对于地面朝至少一个方向移动。
32.本技术提供的技术方案可以包括以下有益效果：
33.本实施例提供的方案，飞行试验装置的承载机构和力矩调节组件分别安装于平衡臂的第一端和第二端，至少一个力矩调节组件用于调节调节不同方向的阻力矩，例如可以调节竖直方向的负载和/或回转方向的阻力矩，承载机构能在多个自由度活动，例如承载机构不仅能随平衡臂绕支撑架回转运动，而且承载机构能随平衡臂的第一端在竖直方向上升降，因此能够测试飞行器在不同飞行模式下的飞行参数。
34.应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本技术。
附图说明
35.通过结合附图对本技术示例性实施方式进行更详细的描述，本技术的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本技术示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
36.图1是本技术一实施例示出的飞行试验装置的结构示意图；
37.图2是本技术实施例示出的飞行试验装置支撑件的结构示意图；
38.图3是本技术实施例示出的飞行试验装置平衡臂的结构示意图；
39.图4是本技术实施例示出的飞行试验装置的测试架的结构示意图；
40.图5是本技术实施例示出的飞行试验装置的承载机构的结构示意图；
41.图6是本技术实施例示出的结构示意图；
42.图7是本技术实施例示出的飞行试验装置的第一调节组件的结构示意图；
43.图8是本技术实施例示出的飞行试验装置的第二调节组件的结构示意图；
44.图9是本技术另一实施例示出的飞行试验装置的承载机构的结构示意图；
45.图10是图9实施例示出的回转支撑机构的结构示意图。
46.附图标记：500、飞行器；300、测试架；400、承载机构；100、支撑架；200、平衡臂；600、第一调节组件；120、支撑柱；110、第一走轮组件；130、回转连接件；140、连接座；210、型材；720、第一轴体；230、支撑块；310、第二走轮组件；320、连接底座；330、桁架结构；331第一安装部；332、第二安装部；322、第二连接孔；321、第一连接孔；410、第一支撑件；450、第二支撑件；460第一旋翼支架；470、第二旋翼支架；480、首部支撑件；490、台架；411、尾部支撑件；420、第一连接件；440、第二连接件；430、轴承；610、第三走轮组件；620、安装座；700、配重组件；710、限位件；220、第二轴体；730、配重件；800、第二调节组件；810、安装件；820、伸缩件；830、铰接部；840、风阻板；910、第三连接件；920、第四连接件；930、腔体；911、连接板；921、第一组合件；922、第二组合件。
具体实施方式
47.下面将参照附图更详细地描述本技术的优选实施方式。虽然附图中显示了本技术的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本技术而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本技术更加透彻和完整，并且能够将本技术的范围完整地传达给本领域的技术人员。
48.在本技术使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本技术。在本技术和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。还应当理解，本文中使用的术语“和/或”是指并包含一个或多个相关联的列出项目的任何或所有可能组合。
49.应当理解，尽管在本技术可能采用术语“第一”、“第二”、“第三”等来描述各种信息，但这些信息不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的信息彼此区分开。例如，在不脱离本技术范围的情况下，第一信息也可以被称为第二信息，类似地，第二信息也可以被称为第一信息。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
50.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
51.除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
52.相关技术的飞行试验装置基本都是针对特定的验证测试项目而设计，具有一定的局限性，难以对飞行器在不同飞行模式下各项飞行参数的测试。针对上述问题，本技术实施例提供一种飞行器的飞行试验装置，能够验证待测试的飞行器在不同飞行模式下各项飞行参数进行测试。
53.以下结合附图详细描述本技术实施例的技术方案。
54.图1是本技术一实施例示出的飞行试验装置的结构示意图。
55.参见图1，本技术实施例提供的飞行试验装置，包括：
56.支撑架100，支撑架100的顶部设有转动支撑部；
57.平衡臂200，平衡臂200包括第一端、第二端以及设于第一端和第二端之间的转动连接部，转动连接部可转动地安装于转动支撑部，平衡臂200沿长度方向的两端可绕支撑架100运动，沿第一方向和第二方向运动，第一端与转动支撑部之间具有第一中心距，第二端与转动支撑部之间具有第二中心距；
58.测试架300，可活动地安装于平衡臂200第一端；
59.承载机构400，安装于测试架的顶部，用于承载待测试的飞行器500，承载机构400能随测试机以至少一个自由度活动；
60.力矩调节装置，安装于平衡臂200的第二端，力矩调节装置包括至少一个力矩调节组件，至少一个力矩调节组件用于调节调节不同方向的阻力矩，以测试飞行器在不同飞行模式下的飞行参数。
61.本实施例提供的方案，承载机构和力矩调节组件分别安装于平衡臂的第一端和第二端，至少一个力矩调节组件用于调节调节不同方向的阻力矩，例如可以调节竖直方向的负载和/或回转方向的阻力矩，承载机构400能在多个自由度活动，例如承载机构400不仅能随平衡臂200绕支撑架100回转运动，而且承载机构400能随平衡臂200的第一端在竖直方向上升降，因此能够测试飞行器在不同飞行模式下的飞行参数，例如对飞行器在倾转及竖直升降飞行模式下各项飞行参数进行测试。
62.飞行器可以是倾转旋翼机，本技术的飞行试验装置至少能够对倾转旋翼机在竖直升降和水平匀速前飞模式下飞行参数的测试。
63.可以理解地是，本技术可测试的飞行器可不限于倾转旋翼机，还可以是其他类型的飞行器，本技术对此不作限定。
64.本实施例中，支撑架100包括第一支座、回转连接件130和连接座140；连接座140通
过回转连接件130与第一支座可转动相连，平衡臂200可转动地安装于连接座140；其中，回转连接件130可相对于第一支座沿着第一方向转动，平衡臂200可相对于连接座140沿着第二方向转动。
65.本实施例中，第一支座底部安装有若干第一走轮组件110，第一走轮组件110用于使第一支座相对于地面朝至少一个方向移动，第一转动件可以是万向轮。
66.参见图2，第一支座包括沿竖直方向设置的支撑柱120以及与支撑柱120相连的多个加强件121，多个加强件121沿支撑柱120的周向设置，能够将支撑柱120稳定于竖直状态。
67.回转连接件130可以是轴承，轴承的轴向平行于支撑柱的轴向，轴承安装于支撑柱120的上端面，轴承的外圈固定于支撑柱120，内圈可旋转，或者，轴承的外圈旋转，内圈固定于支撑柱120。连接座140与轴承可旋转的内圈或外圈相固定。
68.一些实施例中，连接座140呈u型结构，具体地，连接座140包括底部141及连接于底部141的两个侧板142，底部141沿着水平方向，两个侧板142沿着竖直方向，且相间隔设置。平衡臂200靠近中部的部位收容于两个侧板142之间，平衡臂200上开设有孔，孔内安装有轴套，轴套内安装有轴承，转轴穿设与轴承内，平衡臂200通过转轴与侧板142相连，转轴的轴向与回转连接件130的轴向垂直，使得平衡臂200能够绕转轴竖直方向上转动。
69.参见图3，一些实施例中，平衡臂200由多个长条状的金属型材210(例如铝合金型材)相并列拼接而成，具有良好的结构强度。金属型材210之前可通过支撑块230相间隔，可以理解地，平衡臂200也可以是一体式的杆状体。
70.参见图4和图5，一些实施例中，测试架300包括第二支座，第二支座与平衡臂200的第一端在第二方向可转动连接，当平衡臂200的第一端升降时，能够保持测试架稳定。承载机构400，设于第二支座顶部，承载机构400包括在竖直方向相间隔且活动连接的第一支撑件410和第二支撑件450，第二支撑件450的上方设有支撑组件，支撑组件用于支撑待测试的飞行器。
71.一些实施例中，第一支撑件410与第二支撑件450通过回转支撑机构可转动连接，且第二支撑件450相对于第一支撑件410沿至少一个方向转动。
72.第二支座可以包括桁架结构330及连接底座320，桁架结构330由若干数量的杆状件连接而成，杆状件可以是角铁，连接底座320连接于桁架结构330的底部，连接底座320可以为u型结构，连接底座320的底部安装有第二走轮组件310，第二走轮组件310支撑于地面或外部支撑物，用于使第二支座相对于地面或外部支撑物朝至少一个方向移动。一些实施例中，第二走轮组件310可以是万向轮。
73.一些实施例中，连接底座320开设有第一连接孔321和第二连接孔322，第一连接孔321开设与连接底座320的底壁，第二连接孔322开设于连接底座320的侧壁，第一连接孔321用于安装第二走轮组件310，第二连接孔322用于安装转轴，转轴与平衡臂200可转动连接，使得连接底座320与平衡臂200之间可绕转轴相对转动，转轴的轴向与平衡臂200的长度方向垂直。
74.本实施例中，桁架结构330的底部设有第一安装部331，第一安装部331用于与连接底座320相连，桁架结构330的顶部设有第二安装部332，第二安装部332用于和承载机构400相连。
75.参见图5，一些实施例中，第一支撑件410和第二支撑件450可以是板状结构，第一
支撑件410与桁架结构330的第二安装部332固定连接。第二支撑件450的上方设有支撑结构，支撑结构用于支撑待测试的飞行器500，测试过程无需将飞行器500与支撑结构连接，更易于操作。
76.参见图1和图6，待测试的飞行器500由机身510、桨叶520、驱动电机530、电机连接组件540、关节电机550及关节安装组件560组成；其中驱动电机530与桨叶520传动相连，用于驱动桨叶520旋转，关机电机550用于改变桨叶520相对机身510的倾斜角度，从而实现垂直飞行状态转换为水平倾转的功能。
77.一些实施例中，支撑结构可以包括台架490、设于台架490左右两侧的第一旋翼支架460和第二旋翼支架470，以及设于台架490前后两侧的首部支撑件480及尾部支撑件411，台架490用于支撑飞行器500的机身，支撑结构能够使飞行器500相对于第二支撑件450稳定。
78.参见图5，一些实施例中，回转支撑机构包括第一连接件420、第二连接件440及轴承430；第一连接件420与第一支撑件410相连，第二连接件440与第二支撑件450相连，第一连接与第二连接件440之间通过轴承430相连，轴承430的转动方向与飞行器500的俯仰方向相同，可释放俯仰方向的自由度。
79.本实施例中，回转支撑机构可以设置两个，两个回转支撑机构沿着飞行器500的左右方向布置，两个回转支撑机构的轴承430的轴向相平行或沿着同一轴线。
80.参见图9，一些实施例中，转动支撑组件包括与第一支撑件410相连的第三连接件910、与第二支撑件450相连第四连接件920，以及连接于第三连接件910与第四连接件920之间的万向节；万向节具有多个转动方向，多个转动方向的至少部分方向与飞行器的俯仰方向和/或侧倾方向相同。本实施例中，由于第三连接件910与第四连接件920之间通过万向节相连，因此能够实现对飞行器500在俯仰和侧倾两个自由度的测试。
81.参见图10，一些实施例中，万向节包括固定于第三连接件910的连接板911上的球形件912以及设于第四连接件920的腔体930，球形件912收容于腔体930内且可在腔体930内沿不同方向转动。一些实施例中，第四连接件920包括相连接的第一组合件921和第二组合件922，腔体930由第一组合件921和第二组合件922限定出。
82.参见图7，一些实施例中，至少一个力矩调节组件包括第一调节组件600，用于调节竖直方向的力矩，其中，根据第二端的配重件730的总重量、第一中心距及第二中心距可以测得飞行器在竖直方向飞行时的飞行参数。例如，飞行器在竖直方向飞行时，竖直方向的阻力矩可以是第一端配重件730的总重量和第一中心距数值的乘积。
83.第一调节组件600包括安装座620以及固定于安装座620的第一轴体720，第一轴体720的长度方向与平衡臂200的长度方向垂直，第一轴体720在安装座620的两侧伸出的部分形成安装部，安装部用于安装配重组件700，配重组件包括至少一个具有特定大小和/或重量的配重件730。第一轴体720的端部设有限位件710，限位件用于将配重件730在第一轴体720的轴向上限位于第一轴体720，使配重件730保持稳定。一些实施例中，限位件710可以是穿设与第一轴体720的端部的定位销。一些实施例中，安装座620与平衡臂200之间通过第二轴体220相连。
84.一些实施例中，还包括第三走轮组件610，安装于力矩调节装置的底部，例如可以安装于安装座620的底部，第三走轮组件610支撑于地面或外部支撑物，用于使力矩调节装
置相对于地面朝至少一个方向移动。一些实施例中，第三走轮组件610可以是万向轮。
85.参见图8，一些实施例中，至少一个力矩调节组件包括第二调节组件800，第二调节组件800包括固定于平衡臂200的安装件810以及与安装件810相连的风阻板840，当改变风阻板840的倾斜角度时，用于调节倾转方向的阻力矩，当飞行器的旋翼的倾转角度变化时，通过控制风阻板840阻力测得飞行器在匀速前飞模式时的飞行参数。
86.一些实施例中，安装件810沿水平方向设置，风阻板840相对于安装件810倾斜设置；其中，风阻板840的一侧与安装件810转动连接，另一侧与安装件810之间通过至少一个伸缩件820相连，伸缩件820伸缩时，用于调节风阻板840相对于安装件810的倾斜角度，其中，还包括与伸缩件820相连的驱动控制单元，驱动控制单元用于控制伸缩件的伸缩距离。
87.当飞行器的旋翼的倾转角度为0度时(即旋翼所在的平面与水平面平行时)，由于平衡臂的第一端到转动支撑部之间的第一中心距的数值为已知，通过调整第二端配重件730的总重量，能够在第二端调节竖直方向的阻力矩，则可以测得飞行器的在竖直方向的拉伸力矩，再根据拉伸力矩、桨叶转速可评估飞行器在竖直升降飞行模式下的气动性能，其中桨叶的转速可以从飞行器的飞行控制单元获取。
88.当飞行器的旋翼的倾转角度变化时(即由0度逐渐转动至倾斜)，通过驱动控制单元调节风阻板840的角度即可控制水平方向阻力矩的大小，从而控制飞行器均速前飞，此时由飞行器的飞行控制单元、导航控制单元中可读取飞行器的匀速前飞的速度、桨叶倾转角度、桨叶转速等信息，从而在匀速前飞状态时评估飞行器的倾转飞行性能。
89.一些实施例中，安装件810可以是板状结构，伸缩件820可以是伸缩电机或液压缸与伸缩轴的组合，驱动控制单元可以是液压控制单元。通过液压控制单元控制伸缩件820伸缩即可调节风阻板840与安装件810之间的夹角，从而改变风阻板840板的迎风面积，进而调节水平方向的阻力大小。
90.一些实施例中，安装件810上设有多个第一铰接部830和第二铰接部，风阻板沿水平方向的一侧具有多个第一连接点，多个第一连接点与第一铰接部830相铰接。风阻板沿水平方向的另一侧具有多个第二连接电，伸缩件包括主体以及设于主体的伸缩杆，多个第二连接点与伸缩杆的端部相铰接，第二铰接部与伸缩件的主体相铰接。
91.本实施例中，通过在第一端设置配重件730与风阻板840，能通过调节配重件的重量来改变竖直方向的阻力矩，又能通过调整风阻板840的迎风面积来改变回转方向的阻力矩，从而实现飞行器在竖直和匀速前飞状态时飞行参数的测试。测试过程只需调节风阻板的倾斜角度和配重件的重量即可，无需要驱动电机施加负载，无需传感器采集数据，无需将机身固定于承载机构，结构简单，易于操作，成本更低。
92.以上已经描述了本技术的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。

技术特征：
1.一种飞行器的飞行试验装置，其特征在于，包括：支撑架，所述支撑架的顶部设有转动支撑部；平衡臂，所述平衡臂包括第一端、第二端以及设于所述第一端和所述第二端之间的转动连接部，所述转动连接部可转动地安装于所述转动支撑部，所述平衡臂沿长度方向的两端可绕所述支撑架沿第一方向和第二方向运动，所述第一端与所述转动支撑部之间具有第一中心距，所述第二端与所述转动支撑部之间具有第二中心距；测试架，可活动地安装于所述第一端；承载机构，安装于所述测试架的顶部，所述承载机构用于承载待测试的飞行器，所述承载机构能随所述飞行器以至少一个自由度活动；力矩调节装置，安装于所述第二端，所述力矩调节装置包括至少一个力矩调节组件，所述至少一个力矩调节组件用于调节不同方向的阻力矩，以测试所述飞行器在不同飞行模式下的飞行参数。2.根据权利要求1所述的飞行试验装置，其特征在于：所述支撑架包括第一支座、回转连接件和连接座；所述回转连接件连接于所述第一支座与所述连接座之间，所述平衡臂可转动地安装于所述连接座；其中，所述回转连接件可相对于所述第一支座在第一方向转动，所述平衡臂可相对于所述连接座在第二方向转动。3.根据权利要求2所述的飞行试验装置，其特征在于：所述测试架包括：第二支座，所述第二支座与所述平衡臂的所述第一端在所述第二方向可转动连接；承载机构，设于所述第二支座顶部，所述承载机构包括在竖直方向相间隔且活动连接的第一支撑件和第二支撑件，所述第二支撑件的上方设有支撑组件，所述支撑组件用于和待测试的飞行器相连。4.根据权利要求3所述的飞行试验装置，其特征在于：所述第一支撑件与所述第二支撑件通过回转支撑机构活动连接；所述第二支撑件相对于所述第一支撑件沿至少一个自由度活动。5.根据权利要求3所述的飞行试验装置，其特征在于：所述回转支撑机构包括至少两个相间隔设置的转动支撑组件；所述转动支撑组件包括与所述第一支撑件相连的第一连接件、与所述第二支撑件相连第二连接件，以及连接于所述第一连接件与所述第二连接件之间的轴承；所述轴承的转动方向与所述飞行器的俯仰方向相同。6.根据权利要求5所述的飞行试验装置，其特征在于：所述回转支撑机构包括至少两个相间隔设置的转动支撑组件；所述转动支撑组件包括与所述第一支撑件相连的第三连接件、与所述第二支撑件相连第四连接件，以及连接于所述第三连接件与所述第四连接件之间的万向节；所述万向节具有多个转动方向，多个转动方向的至少部分方向与所述飞行器的俯仰方向和/或倾转方向相同。7.根据权利要求1所述的飞行试验装置，其特征在于：所述至少一个力矩调节组件包括：
第一调节组件，包括可拆卸地安装于所述平衡臂的多个配重件，当改变所述配重件的数量和/或重量时，用于调节竖直方向的力矩，其中，根据所述第二端的配重件的重量、所述第一中心距及所述第二中心距测得所述飞行器在竖直方向飞行时的飞行参数；第二调节组件，包括可相对于水平方向改变倾斜角度的风阻板，当改变所述风阻板的倾斜角度时，用于调节倾转方向的阻力矩，当所述飞行器的旋翼的倾转角度变化时，通过控制所述风阻板阻力测得所述飞行器在匀速前飞状态时的飞行参数。8.根据权利要求7所述的飞行试验装置，其特征在于：所述第一调节组件包括安装座以及固定于所述安装座的轴体，所述轴体的长度方向与所述平衡臂的长度方向垂直，所述轴体在所述安装座的两侧伸出的部分形成安装部，所述安装部用于安装所述配重件。9.根据权利要求7所述的飞行试验装置，其特征在于：所述第二调节组件包括固定于所述平衡臂的安装件以及与所述安装件相连的风阻板，所述风阻板相对于所述安装件倾斜设置；其中，所述风阻板的一侧与所述安装件转动连接，另一侧与所述安装件之间通过至少一个伸缩件相连，所述伸缩件伸缩时，用于调节所述风阻板相对于所述安装件的倾斜角度；其中，还包括与所述伸缩件相连的驱动控制单元，所述驱动控制单元用于控制所述伸缩件的伸缩长度。10.根据权利要求3所述的飞行试验装置，其特征在于，还包括：第一走轮组件，安装于所述第一支座的底部，所述第一走轮组件支撑于地面或外部支撑物，用于使所述第一支座相对于地面朝至少一个方向移动；和/或，第二走轮组件，安装于所述第二支座的底部，所述第二走轮组件支撑于地面或外部支撑物，用于使所述第二支座相对于地面朝至少一个方向移动；和/或，第三走轮组件，安装于所述力矩调节装置的底部，所述第三走轮组件支撑于地面或外部支撑物，用于使所述力矩调节装置相对于地面朝至少一个方向移动。

技术总结
本申请是关于一种飞行器的飞行试验装置。该装置包括支撑架，支撑架的顶部设有转动支撑部；平衡臂，包括第一端、第二端以及设于第一端和第二端之间的转动连接部，转动连接部可转动地安装于转动支撑部，平衡臂沿长度方向的两端可绕支撑架沿第一方向和第二方向运动，第一端与转动支撑部之间具有第一中心距，第二端与转动支撑部之间具有第二中心距；测试架，可活动地安装于平衡臂的第一端；承载机构，安装于测试架的顶部，承载机构用于承载待测试的飞行器，承载机构能随测试机以至少一个自由度活动；力矩调节装置，安装于平衡臂的第二端，包括至少一个力矩调节组件。本申请提供的方案，能够对飞行器在不同飞行模式下各项飞行参数进行测试。行测试。行测试。


技术研发人员：陈涛 陶永康 陈庆领 任晓慧 李波
受保护的技术使用者：广东汇天航空航天科技有限公司
技术研发日：2023.07.17
技术公布日：2023/9/14