无人机旋翼双向动平衡测试系统
阅读：1049发布：2020-05-23
专利汇可以提供无人机旋翼双向动平衡测试系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本实用新型提供一种无人机旋翼双向动平衡测试系统，包括 框架 底座部、旋翼驱动部、总距调整部、平衡检测部和采集记录部；其中，旋翼驱动部含有驱动 电机 、旋翼轴、上下侧 定位 轴套和旋翼桨毂；平衡检测部含有 角 位移 传感器 和上下侧应 力 传感器组；采用上下侧 应力 传感器组，在旋翼轴处于拉力与推力两种状态下，准确实时地检测旋翼桨叶的合 气动 力矩，以获得不同旋翼桨叶之间的气动力矩差异；通过对比旋翼桨叶的气动力矩和方位角对应关系，可以确定产生动 不平衡 的旋翼桨叶，从而可以有针对性地开展旋翼桨叶调整工作，直到实现旋翼桨叶的双向动平衡；具有测量准确、简单直观、实时性好，适合旋翼桨叶在推力状态和拉力状态下的动平衡测试和调整。，下面是无人机旋翼双向动平衡测试系统专利的具体信息内容。
1.一种无人机旋翼双向动平衡测试系统，其特征在于：含有：框架底座部、旋翼驱动部、总距调整部、平衡检测部和采集记录部，其中：
框架底座部，含有：上面板、下面板以及位于上面板和下面板之间起支撑作用的支撑柱组件；所述下面板含有固定装置，用于将整个系统固定；
旋翼驱动部，含有：驱动电机、联轴器、旋翼轴、下侧定位轴套、上侧定位轴套以及旋翼桨毂；所述驱动电机底面固定在下面板上，且驱动电机的输出轴通过联轴器连接旋翼轴一端；所述旋翼轴另一端依次穿过所述下侧定位轴套、上面板和上侧定位轴套与所述旋翼桨毂相连，所述旋翼桨毂上端连接旋翼桨叶；所述下侧定位轴套和上侧定位轴套内部均通过轴承与旋翼轴连接，且所述下侧定位轴套和上侧定位轴套能够在旋翼轴上保持固定的轴向位置，并承受旋翼桨毂对所述上面板的拉力和推力；其中，旋翼桨毂对所述上面板的拉力方向垂直向上，推力方向垂直向下；
总距调整部，含有：舵机、总距摇臂、支撑座、总距滑块以及变距拉杆；所述舵机一端以固定连接或转动连接的方式，安装在所述上面板上，另一端与总距摇臂一端转动连接；所述总距摇臂另一端与总距滑块连接，所述支撑座上端与所述总距摇臂中部转动连接，且连接处形成支点；所述支撑座下端连接在上面板上，用于支撑总距摇臂；所述总距滑块分上部和下部两部分，上部和下部通过轴承转动连接；其中，下部不绕旋翼轴旋转，且下部与总距摇臂连接，并可沿旋翼轴上下滑动；上部与旋翼轴同步旋转，上部依次与变距拉杆和旋翼桨毂连接，用于同步改变旋翼桨叶的桨距角；
平衡检测部，含有：角位移传感器、上侧应力传感器组、上侧传感器底座、下侧应力传感器组和下侧传感器底座；所述角位移传感器设置在旋翼轴上，用于检测所述旋翼桨毂的方位角和角速度；上侧传感器底座和下侧传感器底座相对设置于上面板的上下两侧，且上侧传感器底座与上侧定位轴套连接，下侧传感器底座与下侧定位轴套连接；所述上侧应力传感器组安装在上侧传感器底座与上面板之间，用于检测所述上侧传感器底座对所述上面板向下的垂向推力；所述下侧应力传感器组安装在下侧传感器底座与上面板之间，用于检测所述下侧传感器底座对所述上面板的垂向拉力；
采集记录部，含有数据处理单元和数据记录仪；所述数据处理单元与所述角位移传感器和应力传感器相连，用于实时采集上、下侧应力传感器组和角位移传感器的数据，以获取应力、方位角和角速度形成的数据样本；所述数据处理单元与所述数据记录仪相连，用于将所述数据样本实时记录在所述数据记录仪中，用于离线分析。
2.如权利要求1所述的无人机旋翼双向动平衡测试系统，其特征在于：所述采集记录部还包括上位机，所述数据处理单元与上位机相连，将所述数据样本实时传输至上位机，用于在线分析。
3.如权利要求1所述的无人机旋翼双向动平衡测试系统，其特征在于：所述总距摇臂包括摇臂本体，所述摇臂本体一端设有用于连接舵机的第一U型臂，另一端设有用于连接总距滑块的第二U型臂；所述舵机上端位于第一U型臂内侧，且通过转轴与第一U型臂转动连接；
所述总距滑块位于第二U型臂内侧，且通过转轴与第二U型臂转动连接。
4.如权利要求1所述的无人机旋翼双向动平衡测试系统，其特征在于：上侧应力传感器组和下侧应力传感器组均含有至少1个应力传感器，所述应力传感器分别沿上传感器底座与下传感器底座周向分布。
5.如权利要求4所述的无人机旋翼双向动平衡测试系统，其特征在于：所述上传感器底座与下传感器底座的结构相同，包括底座本体；所述底座本体中部设有轴套安装孔；所述底座本体的外缘沿周向设有多个向外侧延伸的托臂，且所述托臂的数量与应力传感器数量相同；所述应力传感器一一对应安装在所述托臂上。
6.如权利要求1所述的无人机旋翼双向动平衡测试系统，其特征在于：所述支撑座包括支撑块和支撑臂；所述支撑块下端与上面板连接，上端连接两个相对设置的支撑臂；两个支撑臂之间的支撑块的前后侧均设有避让斜面。
7.如权利要求6所述的无人机旋翼双向动平衡测试系统，其特征在于：所述支撑块和支撑臂一体连接。
无人机旋翼双向动平衡测试系统
技术领域
[0001] 本实用新型涉及一种无人机旋翼双向动平衡测试系统，用于检测无人机旋翼桨叶动平衡的测试系统，能够在准确实时安全地检测旋翼桨叶的动平衡特性。主要应用在航空航天和无人机等技术领域。
背景技术
[0002] 直升机、多旋翼飞行器等旋翼类垂直起降飞行器的旋翼通常由多片桨叶组成，每片桨叶的气动力可能存在一定的差异。在旋翼高速旋转的情况下，上述气动力差异会对旋翼轴产生交变载荷，表现为动不平衡。动不平衡现象不仅引起飞行器的振动和噪声，而且会降低飞行性能、操纵品质和使用寿命。为消除上述现象，有必要开展旋翼的动平衡分析工作。目前的动平衡分析大多是在旋翼桨叶高速旋转的条件下，通过测量旋翼桨尖的运动轨迹，进而检测旋翼的动平衡。由于桨尖运动轨迹是桨叶所受气动力、离心力、重力，以及桨叶挠度等多方面因素共同作用的结果，因此桨尖平面特性并不完全是桨叶气动力的直接反映。实用新型内容
[0003] 本实用新型所要解决的技术问题是：为了克服现有技术中的不足，本实用新型提供一种无人机旋翼双向动平衡测试系统。
[0006] 旋翼驱动部，含有：驱动电机、联轴器、旋翼轴、下侧定位轴套、上侧定位轴套以及旋翼桨毂；所述驱动电机底面固定在下面板上，且驱动电机的输出轴通过联轴器连接旋翼轴一端，并允许所述旋翼轴产生一定程度的角偏移和轴向偏移；所述旋翼轴另一端依次穿过所述下侧定位轴套、上面板和上侧定位轴套后，与所述旋翼桨毂相连，所述旋翼桨毂上端连接旋翼桨叶；所述下侧定位轴套和上侧定位轴套均通过内部的轴承与旋翼轴连接，所述下侧定位轴套和上侧定位轴套能够在旋翼轴上保持固定的轴向位置，并承受旋翼桨毂对所述上面板的拉力和推力；其中，旋翼桨毂对所述上面板的拉力垂直向上，推力垂直向下。
[0007] 总距调整部，含有：舵机、总距摇臂、支撑座、总距滑块以及变距拉杆；所述舵机一端以固定连接或转动连接的方式，安装在所述上面板上，另一端与总距摇臂一端转动连接；所述总距摇臂另一端与总距滑块连接，所述支撑座上端与所述总距摇臂中部转动连接，且连接处形成支点，所述支撑座下端连接在上面板上，用于支撑总距摇臂；所述舵机能够偏转角度或改变长度，以驱动总距摇臂偏转；总距摇臂采用杠杆原理，支点与摇臂底座转动连接，一端与所述舵机转动连接，另一端与总距滑块连接；总距摇臂支撑座用于支撑总距摇臂的支点；具体的，所述总距摇臂包括摇臂本体，所述摇臂本体一端设有用于连接舵机的第一U型臂，另一端设有用于连接总距滑块的第二U型臂，所述舵机上端位于第一U型臂内侧，且通过转轴与第一U型臂转动连接，所述总距滑块位于第二U型臂内侧，且通过转轴与第二U型臂转动连接。总距滑块分上部和下部两部分，并通过轴承转动连接；其中，下部不绕旋翼轴旋转，下部与总距摇臂连接，并可沿旋翼轴上下滑动；上部与旋翼轴同步旋转，上部依次与变距拉杆和旋翼桨毂连接，用于同步改变旋翼桨叶的桨距角。所述支撑座包括支撑块和支撑臂，所述支撑块和支撑臂一体连接，所述支撑块下端与上面板连接，上端连接两个相对设置的支撑臂，两支撑臂与支撑块形成U型安装槽，所述总距摇臂的支点位于U型安装槽内，两支撑臂之间的支撑块的前后均设有避让斜面，前后避让斜面使支撑块形成顶部窄底部宽的梯形或三角形截面，用于总距摇臂在绕支点转动时防止碰撞。
[0008] 平衡检测部，含有：角位移传感器、上侧应力传感器组、上侧传感器底座、下侧应力传感器组和下侧传感器底座，上侧传感器底座和下侧传感器底座分别位于上面板的上下两侧。所述上传感器底座与下传感器底座的结构相同，包括底座本体，所述底座本体中部设有轴套安装孔，所述底座本体的外缘沿周向设有多个向外侧延伸的托臂，且所述托臂的数量与应力传感器数量相同，所述应力传感器一一对应安装在所述托臂上。
[0009] 所述角位移传感器用于检测所述旋翼桨毂的方位角ψ和角速度ω，计算公式为：
[0010] ω＝f(Δψ/ΔT)
[0012] 所述上侧应力传感器组，含有至少1个应力传感器，优选的，由多个在上侧传感器底座与所述上面板之间的上侧应力传感器组成，用于检测所述上侧传感器底座对所述上面板向下的垂向推力；上侧应力传感器的安装方位角为ΨU＝[ΨU1,ΨU2,...,ΨUS]T，距离旋翼轴轴心的距离为rU＝[rU1,rU2,...,rUS]T，检测到旋翼轴的垂向拉力FU(t)＝[FU1(t),FU2(t),...,FUS(t)]T，其中，S为上侧应力传感器个数；
[0013] 所述下侧应力传感器组，含有至少1个应力传感器，优选的，由多个在下侧传感器底座与所述上面板之间的下侧应力传感器组成，用于检测所述下侧传感器底座对所述上面板的垂向推力；下侧应力传感器的安装方位角为ΨL＝[ΨL1,ΨL2,...,ΨLN]T，距离旋翼轴轴心的距离为rL＝[rL1,rL2,...,rLN]T，检测到旋翼轴对所述上面板的垂向拉力FL(t)＝[FL1(t),FL2(t),...,FLN(t)]T，其中，N为下侧应力传感器个数。
[0014] 所述上侧应力传感器组和下侧应力传感器组的应力传感器可采用多种分布方式，包括但不限于1个、2个、3个、4个或更多；下侧传感器底座与下侧定位轴套连接，能够承受旋翼轴上的最大拉力；上侧传感器底座与上侧定位轴套连接，能够承受旋翼轴上的最大推力。
[0015] 采集记录部，含有数据处理单元和数据记录仪，所述数据处理单元与所述平衡检测部的角位移传感器和应力传感器相连，用于实时采集所述应力传感器组和所述角位移传感器的数据；以获取应力、方位角和角速度形成的数据样本；所述数据处理单元还与所述数据记录仪相连，用于将所述数据样本实时记录在所述数据记录仪中，用于离线分析；所述数据处理单元还可与上位机相连，将所述数据样本实时传输至上位机，用于在线分析。
[0016] 在旋翼桨叶动平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶之间的合气动力矩趋于零，不会对所述旋翼轴、上侧定位轴套、下侧定位轴套，以及传感器底座产生交变的力和力矩；在旋翼桨叶动不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶之间会产生合气动力矩，进而对所述旋翼轴、上侧定位轴套、下侧定位轴套，以及传感器底座产生交变的力和力矩；所述下侧应力传感器组通过检测所述下侧传感器底座上的交变应力，可得到旋翼桨叶在拉力状态下的合气动力矩Mhub与方位角ψhub的对应关系，进而感知各个旋翼桨叶气动力矩的差异；所述上侧应力传感器组通过检测所述上侧传感器底座上的交变应力，可得到旋翼桨叶在推力状态下的合气动力矩Mhub与方位角ψhub的对应关系，进而感知各个旋翼桨叶气动力矩的差异。
[0017] 无人机旋翼双向动平衡测试系统的测试及优化流程为：
[0019] 旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂和旋翼桨叶加速到额定转速；
[0020] 总距调整部启动，将总距调整到正的设计范围内，并根据设计要求调整旋翼拉力；
[0021] 对任一下侧应力传感器i＝1,...,N，记录其最大应力 最小应力 与ψA(t)的对应关系；
[0022] 利用所有应力传感器的检测数据，计算旋翼桨毂在拉力状态系下的合气动力矩均值为：
[0023]
[0024] 与气动力矩偏大的旋翼桨叶相对应，通过 与ψA(t)的对应关系，找到相应的旋翼桨叶，并开展旋翼桨叶调整工作；
[0025] 多次重复试验，直到 趋于零，旋翼桨叶拉力动平衡调整结束；
[0026] 总距调整部将总距调整到负的设计范围内，并根据设计要求适当调整旋翼推力；
[0027] 对任一上侧应力传感器i＝1,...,S，记录其最大应力 最小应力 与ψA(t)的对应关系；
[0028] 利用所有应力传感器的检测数据，计算旋翼桨毂在推力状态系下的合气动力矩均值为：
[0029]
[0030] 与气动力矩偏大的旋翼桨叶相对应，通过 与ψA(t)的对应关系，找到相应的旋翼桨叶，并开展旋翼桨叶调整工作；
[0031] 多次重复试验，直到 趋于零，旋翼桨叶推力动平衡调整结束；
[0032] 旋翼桨叶双向动平衡测试调整结束；
[0033] 通过分析下侧传感器底座承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测在旋翼轴处于拉力状态下，不同旋翼桨叶之间的气动力矩差异；根据旋翼桨叶的动平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨叶；
[0034] 通过分析上侧传感器底座承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测在旋翼轴处于推力状态下，不同旋翼桨叶之间的气动力矩差异；根据旋翼桨叶的动平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨叶；
[0035] 最终，在拉力和推力两种工作状态下，实现旋翼桨叶的双向动平衡。
[0036] 本实用新型的有益效果是：本实用新型提供的一种无人机旋翼双向动平衡测试系统，采用上侧应力传感器组和下侧应力传感器组的组合应用，能够在旋翼轴处于拉力与推力两种状态下，准确实时地检测旋翼桨叶的合气动力矩；通过分别分析上侧传感器底座和下侧传感器底座承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测不同旋翼桨叶之间的气动力矩差异；通过对比旋翼桨叶的气动力矩和方位角对应关系，可以确定产生动不平衡的旋翼桨叶，从而可以有针对性地开展旋翼桨叶调整工作，直到实现旋翼桨叶的双向动平衡；本实用新型的优点在于：测量准确、简单直观、实时性好，适合旋翼桨叶在推力状态和拉力状态下的动平衡测试和调整。附图说明
[0037] 下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步说明。
[0038] 图1是无人机旋翼双向动平衡测试系统的结构示意图。
[0039] 图2是无人机旋翼双向动平衡测试系统的侧视图。
[0040] 图3是无人机旋翼双向动平衡测试系统的结构示意图。
[0041] 图4是总距摇臂的结构示意图。
[0042] 图5是总距滑块的结构示意图。
[0043] 图6是支撑座的结构示意图。
[0044] 图7是应力传感器组、传感器底座与定位轴套的位置关系图。
[0045] 图8是在旋翼轴拉力状态下的合气动力矩(2桨叶)测试原理图。
[0046] 图9是在旋翼轴推力状态下的合气动力矩(2桨叶)测试原理图。
[0047] 图10是测量旋翼合气动力矩(3桨叶)的示意图。
[0048] 图11是无人机旋翼双向动平衡测试系统的系统架构图。
[0049] 图12是无人机旋翼双向动平衡测试系统的典型测试流程图。
[0050] 图中：1a.上面板，1b.支撑柱组件，1c.下面板，2.驱动电机，3.联轴器，4.旋翼轴，5.角位移传感器，6a.下侧传感器底座，6b.上侧传感器底座，601.底座本体，602.托臂，7a.下侧应力传感器组，7a01.下侧应力传感器，7a02.下侧应力传感器，7a03.下侧应力传感器，
7a04.下侧应力传感器，7b.上侧应力传感器组，7b01.上侧应力传感器，7b02.上侧应力传感器，7b03.上侧应力传感器，7b04.上侧应力传感器，8a.下侧定位轴套，8b.上侧定位轴套，
10.数据处理单元，11.数据记录仪，12.总距滑块，1201.上部，1202.下部，1203.拉杆支撑臂，13.变距拉杆，14.旋翼桨毂，15.旋翼桨叶，1601.舵机，1602.总距摇臂，1602a.第一U型臂，1602b.第二U型臂，1602c.摇臂本体，1603.支撑座，1603a.支撑块，1603b.支撑臂，
1603c.避让斜面，17.耳座，18.地脚，19.固定孔。
7a04.下侧应力传感器，7b.上侧应力传感器组，7b01.上侧应力传感器，7b02.上侧应力传感器，7b03.上侧应力传感器，7b04.上侧应力传感器，8a.下侧定位轴套，8b.上侧定位轴套，
10.数据处理单元，11.数据记录仪，12.总距滑块，1201.上部，1202.下部，1203.拉杆支撑臂，13.变距拉杆，14.旋翼桨毂，15.旋翼桨叶，1601.舵机，1602.总距摇臂，1602a.第一U型臂，1602b.第二U型臂，1602c.摇臂本体，1603.支撑座，1603a.支撑块，1603b.支撑臂，
1603c.避让斜面，17.耳座，18.地脚，19.固定孔。
具体实施方式
[0051] 现在结合附图对本实用新型作详细的说明。此图为简化的示意图，仅以示意方式说明本实用新型的基本结构，因此其仅显示与本实用新型有关的构成。
[0052] 如图1-6所示，本实用新型的一种无人机旋翼双向动平衡测试系统，无人机旋翼双向动平衡测试系统主要由框架底座部、总距调整部、旋翼驱动部、平衡检测部、采集记录部组成，其中：
[0053] 框架底座部，含有：上面板1a、下面板1c，以及位于上、下两块面板之间起支撑作用的支撑柱组件1b；所述下面板1c含有固定装置，用于将整个系统牢固地固定在地面上；本实施例中支撑柱组件1b采用四根立柱，形成矩形分布，与立柱对应的位置的下面板1c上还设有地脚18，地脚18上设有用于与地面连接的固定孔19。
[0054] 总距调整部，含有：舵机1601、总距摇臂1602、支撑座1603、总距滑块12以及变距拉杆13；所述舵机1601一端以固定连接或转动连接的方式，安装在所述上面板1a上，另一端与总距摇臂1602转动连接；本实施例中上面板1a上设置耳座17，舵机1601底部通过转轴转动连接在耳座17上。所述舵机1601能够偏转角度或改变长度，以驱动总距摇臂1602偏转；总距摇臂1602采用杠杆原理，支点与支撑座1603转动连接，一端与所述舵机1601转动连接，另一端与总距滑块12连接；支撑座1603用于支撑总距摇臂1602的支点。
[0055] 如图4所示，所述总距摇臂1602包括摇臂本体1602c，所述摇臂本体1602c一端设有用于连接舵机1601的第一U型臂1602a，另一端设有用于连接总距滑块12的第二U型臂1602b，所述舵机1601上端位于第一U型臂1602a内侧，且通过转轴与第一U型臂1602a转动连接，所述总距滑块12位于第二U型臂1602b内侧，且通过转轴与第二U型臂1602b转动连接。
[0056] 如图5所示，总距滑块12分上部1201和下部1202两部分，并通过轴承转动连接；其中，下部1202不绕旋翼轴4旋转，下部1202与总距摇臂1602连接，并可沿旋翼轴4上下滑动；上部1201与旋翼轴4同步旋转，上部1201依次与变距拉杆13和旋翼桨毂14连接，用于同步改变旋翼桨叶15的桨距角。上部1201侧壁上对称设置有两对拉杆支撑臂1203，转动支撑在变距拉杆13的底部。
[0057] 如图6所示，所述支撑座1603包括支撑块1603a和支撑臂1603b，所述支撑块1603a和支撑臂1603b一体连接，所述支撑块1603a下端与上面板1a连接，上端连接两个相对设置的支撑臂1603b，两支撑臂1603b与支撑块1603a形成U型安装槽，所述总距摇臂1602的支点位于U型安装槽内，两支撑臂1603b之间的支撑块1603a的前后均设有避让斜面1603c，前后避让斜面1603c使支撑块1603a形成顶部窄底部宽的梯形或三角形截面，用于总距摇臂1602在绕支点转动时防止碰撞。
[0058] 旋翼驱动部，含有：驱动电机2、联轴器3、旋翼轴4、下侧定位轴套8a、上侧定位轴套8b，以及旋翼桨毂14；所述驱动电机2通过联轴器3连接旋翼轴4，并允许所述旋翼轴4产生一定程度的角偏移和轴向偏移；所述旋翼轴4穿过所述下侧定位轴套8a、上侧定位轴套8b和所述上面板1a后，与所述旋翼桨毂14相连，旋翼桨毂14上端连接旋翼桨叶15；所述下侧定位轴套8a和上侧定位轴套8b通过内部的轴承与旋翼轴4连接，所述下侧定位轴套8a和上侧定位轴套8b能够在旋翼轴4上保持固定的轴向位置，并承受旋翼桨毂14的拉力和推力；所述驱动电机2的底面与所述下面板1c相连；其中，旋翼桨毂14的拉力垂直向上，推力垂直向下；
[0059] 平衡检测部，含有：角位移传感器5、上侧应力传感器组7b和下侧应力传感器组7a；上侧传感器底座6b位于上面板1a的上侧，用于旋翼桨毂14对框架底座部的竖直推力；下侧传感器底座6a位于上面板1a的下两侧，用于检测旋翼桨毂14对框架底座部的竖直拉力。所述上传感器底座与下传感器底座的结构相同，包括底座本体601，所述底座本体601中部设有轴套安装孔，所述底座本体601的外缘沿周向设有多个向外侧延伸的托臂602，且所述托臂602的数量与应力传感器数量相同，所述应力传感器一一对应安装在所述托臂602上。
[0060] 角位移传感器5由动环和不动环组成，动环与旋翼轴4连接，不动环与轴套连接，所述角位移传感器5用于检测所述旋翼桨毂14的方位角ψ和角速度ω，计算公式为：
[0061] ω＝f(Δψ/ΔT)，
[0062] 其中，根据所述角位移传感器5在每个采样周期ΔT内，检测到的所述旋翼桨毂14的方位角的变化量Δψ，f为采用的滤波算法，包括但不限于一阶滤波、二阶滤波、平滑滤波、IIR滤波等，同时：
[0063] 所述上侧应力传感器组7b，由多个在上侧传感器底座6b与所述上面板1a之间的上侧应力传感器7b01、7b02、7b03、7b04组成，用于检测所述上侧传感器底座6b对所述上面板1a向下的垂向推力；上侧应力传感器7b01、7b02、7b03、7b04的安装方位角为ΨU＝[ΨU1,ΨU2,...,ΨUS]T，距离旋翼轴4轴心的距离为rU＝[rU1,rU2,...,rUS]T，检测到旋翼轴4的垂向拉力FU(t)＝[FU1(t),FU2(t),...,FUS(t)]T，其中，S为上侧应力传感器7b01、7b02、7b03、7b04个数；
[0064] 所述下侧应力传感器组7a，由多个在下侧传感器底座6a与所述上面板1a之间的下侧应力传感器7a01、7a02、7a03、7a04组成，用于检测所述下侧传感器底座6a对所述上面板1a的垂向推力；下侧应力传感器7a01、7a02、7a03、7a04的安装方位角为ΨL＝[ΨL1,ΨL2,...,ΨLN]T，距离旋翼轴4轴心的距离为rL＝[rL1,rL2,...,rLN]T，检测到旋翼轴4的拉力T
FL(t)＝[FL1(t),FL2(t),...,FLN(t)] ，其中，N为下侧应力传感器7a01、7a02、7a03、7a04个数；
FL(t)＝[FL1(t),FL2(t),...,FLN(t)] ，其中，N为下侧应力传感器7a01、7a02、7a03、7a04个数；
[0065] 其中，所述上侧应力传感器组7b和下侧应力传感器组7a的应力传感器可采用多种分布方式，包括但不限于1个、2个、3个、4个等；下侧传感器底座6a与下侧定位轴套8a连接，能够承受旋翼轴4上的最大拉力；上侧传感器底座6b与上侧定位轴套8b连接，能够承受旋翼轴4上的最大推力；
[0066] 采集记录部，含有数据处理单元10和数据记录仪11，所述数据处理单元10与所述平衡检测部相连，用于实时采集所述应力传感器组7和所述角位移传感器5的数据；以获取应力、方位角和角速度等数据样本；所述数据处理单元10还与所述数据记录仪11相连，用于将所述数据样本实时记录在所述数据记录仪11中，用于离线分析；所述数据处理单元10还可与上位机相连，将所述数据样本实时传输至上位机，用于在线分析；
[0067] 在旋翼桨叶15动平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶15之间的合气动力矩趋于零，不会对所述旋翼轴4、上侧定位轴套8b、下侧定位轴套8a，以及传感器底座6产生交变的力和力矩；在旋翼桨叶15动不平衡的情况下，高速旋转的旋翼桨叶15之间会产生合气动力矩，进而对所述旋翼轴4、上侧定位轴套8b、下侧定位轴套8a，以及传感器底座6产生交变的力和力矩；所述下侧应力传感器组7a通过检测所述下侧传感器底座6a上的交变应力，可得到旋翼桨叶15在拉力状态下的合气动力矩Mhub与方位角ψhub的对应关系，进而感知各个旋翼桨叶15气动力矩的差异；所述上侧应力传感器组7b通过检测所述上侧传感器底座6b上的交变应力，可得到旋翼桨叶15在推力状态下的合气动力矩Mhub与方位角ψhub的对应关系，进而感知各个旋翼桨叶15气动力矩的差异。
[0068] 测试系统的动作过程：
[0069] 驱动电机2带动旋翼轴4转动，从而使旋翼桨毂14和旋翼桨叶15同步转动，转动过程中通过舵机1601调整旋翼桨叶15的桨距角：当舵机1601向下移动时，舵机1601带动总距摇臂1602绕支点转动，使总距摇臂1602另一端上升，并驱动总距滑块12沿旋翼轴4向上滑动，同时带动变距拉杆13向上运动且同时推动旋翼桨毂14绕其变距铰偏转，从而使旋翼桨叶15的桨距角及对应的气动力增大，；当舵机1601向上移动时，舵机1601带动总距摇臂1602绕支点反向转动，使总距摇臂1602另一端下降，并驱动总距滑块12沿旋翼轴4向下滑动，同时带动变距拉杆13向下运动且同时推动旋翼桨毂14绕其变距角偏转，从而使旋翼桨叶15的桨距角及对应的气动力减小。在桨距角为正的情况下，旋翼气动力表现为对框架底座部的拉力；在桨距角为负值的情况下，旋翼气动力表现为对框架底座部的推力。
[0070] 在整个动态测试过程中，角位移传感器5实时测量旋翼轴4及旋翼桨毂14的方位角，上侧传感器底座6b实时检测旋翼桨毂14对所述上面板的推力，下侧传感器底座6a实时检测旋翼桨毂14对所述上面板的拉力。
[0071] 无人机旋翼双向动平衡测试系统的测试及优化流程为：
[0072] 1)选定一片旋翼桨叶15作为基准桨叶A，在时刻t，基准桨叶A方位角为ψA(t)；
[0073] 2)旋翼驱动部启动，将旋翼桨毂14和旋翼桨叶15加速到额定转速；
[0074] 3)总距调整部启动，将总距调整到正的设计范围内，并根据设计要求调整旋翼拉力；
[0075] 4)对任一下侧应力传感器7a01、7a02、7a03、7a04，i＝1,...,N，记录其最大应力最小应力 与ψA(t)的对应关系；
[0076] 5)利用所有应力传感器7的检测数据，计算旋翼桨毂14在拉力状态系下的合气动力矩均值为：
[0077]
[0078] 6) 与气动力矩偏大的旋翼桨叶15相对应，通过 与ψA(t)的对应关系，找到相应的旋翼桨叶15，并开展旋翼桨叶15调整工作；
[0079] 7)多次重复试验，直到 趋于零，旋翼桨叶15拉力动平衡调整结束；
[0080] 8)总距调整部将总距调整到负的设计范围内，并根据设计要求适当调整旋翼推力；
[0081] 9)对任一上侧应力传感器7b01、7b02、7b03、7b04，i＝1,...,S，记录其最大应力最小应力 与ψA(t)的对应关系；
[0082] 10)利用所有应力传感器7的检测数据，计算旋翼桨毂14在推力状态系下的合气动力矩均值为：
[0083]
[0084] 11) 与气动力矩偏大的旋翼桨叶15相对应，通过 与ψA(t)的对应关系，找到相应的旋翼桨叶15，并开展旋翼桨叶15调整工作；
[0085] 12)多次重复试验，直到 趋于零，旋翼桨叶15推力动平衡调整结束；
[0086] 13)旋翼桨叶15双向动平衡测试调整结束；
[0087] 通过分析下侧传感器底座6a承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测在旋翼轴4处于拉力状态下，不同旋翼桨叶15之间的气动力矩差异；根据旋翼桨叶15的动平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨叶15；
[0088] 通过分析上侧传感器底座6b承受的交变应力，以及与方位角、角速度和时间的对应关系，可检测在旋翼轴4处于推力状态下，不同旋翼桨叶15之间的气动力矩差异；根据旋翼桨叶15的动平衡量化检测数据，从而可以有针对性地调整相关旋翼桨叶15；
[0089] 最终，在拉力和推力状态下，实现旋翼桨叶15的双向动平衡。
[0090] 以图8所示2桨叶旋翼在拉力状态为例，简要说明测试过程：假设旋翼桨叶A气动力大于旋翼桨叶B，在旋翼旋转过程中会形成一个水平方向的合成力矩M，并在各应力传感器7a01、7a02、7a03、7a04上产生交变的力；例如，应力传感器7a01在旋翼桨叶A经过时，会检测到最大应力FL1max；在旋翼桨叶B经过时，会检测到最小应力FL1min；利用所有传感器的数据，可根据上述流程计算合成力矩M，以及各个桨叶的气动力；通过对比各个桨叶气动力的差异，可确定造成动不平衡的桨叶，并由此确定桨叶气动力调整的方向(例如，以基准桨叶A为标准调整桨叶B)；
[0091] 图9是2桨叶旋翼在推力状态的测试，假设旋翼桨叶A气动力大于旋翼桨叶B，在旋翼旋转过程中会形成一个水平方向的合成力矩M，并在各应力传感器7b01、7b02、7b03、7b04上产生交变的力；例如，应力传感器7b01在旋翼桨叶A经过时，会检测到最大应力FU1max；在旋翼桨叶B经过时，会检测到最小应力FU1min；利用所有传感器的数据，可根据上述流程计算合成力矩M，以及各个桨叶的气动力；通过对比各个桨叶气动力的差异，可确定造成动不平衡的桨叶，并由此确定桨叶气动力调整的方向(例如，以基准桨叶A为标准调整桨叶B)；
[0092] 图8是测量旋翼合气动力矩(3桨叶)的示意图；3桨叶旋翼与2桨叶旋翼仅桨叶数量不同，其测试流程一致。通过对比各个桨叶气动力的差异，可确定桨叶气动力的调整方向(例如，以基准桨叶A为标准调整桨叶B和C)；
[0093] 本实用新型通过采用应力传感器组，能够准确实时地检测各个旋翼桨叶15气动力的垂向分量；通过采用总距调整部，可实时调整旋翼桨叶15的气动力大小；通过采用角位移传感器5，能够准确实时地检测旋翼桨叶15的方位角和角速度；通过采用上侧应力传感器组7b和下侧应力传感器组7a，能够在旋翼轴4处于推力和拉力两种状态下，测试旋翼桨叶15的动平衡特性；通过对比分析各个旋翼桨叶15的气动力、方位角和角速度，可以准确分析旋翼桨叶15的动平衡水平。本实用新型的优点在于：测量准确、简单直观、实时性好，适合旋翼桨叶15在推力和拉力两种工作状态下的动平衡测试和调整。
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