飞行器构件转动惯量测量装置及方法

摘要

本发明涉及飞行器结构部件的动平衡测试技术领域，提供一种飞行器构件转动惯量测量装置及方法，该飞行器构件转动惯量测量装置包括：支撑组件、伺服作动器和测量组件；第一支撑部与飞行器构件的第一端之间可转动的连接，伺服作动器设置在飞行器构件的第二端的侧面，伺服作动器能够输出正弦波运动，以带动飞行器构件的第二端沿第二支撑部往复运动，进而实现飞行器构件的第一端绕第一支撑部转动。基于第一支撑部和第二支撑部，能够将该飞行器构件支撑起来，简化了该装置的结构，也缩减了该装置的尺寸。通过伺服作动器，只需要伺服作动器输出半个正弦波，测量组件即可测得力以及运动的加速度，大大节省了时间，提高了测量的安全性和效率。

权利要求

1.一种飞行器构件转动惯量测量装置，其特征在于，包括：支撑组件（10）、伺服作动器（20）和测量组件（30）；

所述支撑组件（10）包括第一支撑部（11）和第二支撑部（12），所述第一支撑部（11）支撑飞行器构件（100）的第一端，所述第二支撑部（12）支撑所述飞行器构件（100）的第二端；所述第二支撑部（12）包括：第二底座（121）和移动支撑件（122），所述移动支撑件（122）可移动的设置在所述第二底座（121）的顶部；

所述伺服作动器（20）设置在所述飞行器构件（100）的第二端的侧面，所述伺服作动器（20）能够输出小于所述飞行器构件（100）的长度的1%的正弦波运动，以带动所述飞行器构件（100）的所述第二端沿所述第二支撑部（12）往复运动，进而实现所述飞行器构件（100）的所述第一端绕所述第一支撑部（11）转动；

所述测量组件（30）设置在所述飞行器构件（100）的所述第二端的侧面，用于检测所述飞行器构件（100）的所述第二端受到的力以及运动的加速度;所述测量组件（30）包括力测量件（31），所述力测量件（31）设置在所述伺服作动器（20）和所述移动支撑件（122）之间；

所述力测量件（31）和所述伺服作动器（20）之间设置有第一转动件（32），所述第一转动件（32）的转动方向平行于所述第二底座（121）的顶面；

所述第二底座（121）的顶部具有固定板（124），所述伺服作动器（20）与所述固定板（124）之间设置有第二转动件，所述第二转动件的转动方向平行于所述第二底座（121）的顶面。

2.根据权利要求1所述的飞行器构件转动惯量测量装置，其特征在于，所述第一支撑部（11）包括：第一底座（111）和转动支撑件（112），所述转动支撑件（112）和所述第一底座（111）之间通过旋转轴（113）可转动的连接，所述旋转轴（113）的轴向垂直于所述第一底座（111）的顶面。

3.根据权利要求1所述的飞行器构件转动惯量测量装置，其特征在于，所述移动支撑件（122）的底部设置有滚珠槽，所述滚珠槽内设置有滚珠。

4.根据权利要求1所述的飞行器构件转动惯量测量装置，其特征在于，所述移动支撑件（122）的底部具有向外延伸的延伸板（123）。

5.根据权利要求1所述的飞行器构件转动惯量测量装置，其特征在于，所述第二底座（121）的顶部还具有挡板（125），所述挡板（125）设置在所述固定板（124）的对侧，用于限位所述移动支撑件（122）。

6.根据权利要求1至5任一项所述的飞行器构件转动惯量测量装置，其特征在于，所述测量组件（30）还包括加速度测量件（33），所述加速度测量件（33）设置在所述移动支撑件（122）的侧面上。

7.一种飞行器构件转动惯量测量方法，其特征在于，采用如权利要求1至6中任一项所述的飞行器构件转动惯量测量装置，所述飞行器构件转动惯量测量方法包括：基于伺服作动器（20）输出的正弦波运动，驱动飞行器构件（100）的第二端沿第二支撑部（12）往复运动，进而实现所述飞行器构件（100）的第一端绕第一支撑部（11）转动；

检测所述飞行器构件（100）的第二端受到的力以及运动的加速度；

基于所述第二端受到的力以及所述加速度，获取所述飞行器构件（100）的转动惯量。

说明书

飞行器构件转动惯量测量装置及方法

技术领域

[0001] 本发明涉及飞行器结构部件的动平衡测试技术领域，尤其涉及一种飞行器构件转动惯量测量装置及方法。

背景技术

[0002] 转动惯量是用于描述刚体转动性质的物理量，在飞行器结构中，对于一些飞行器中的大型构件，例如，液体火箭贮箱，在飞行控制中起着关键作用，为了保证控制精度，通常
需要对其转动惯量进行测量。

[0003] 传统转动惯量的测量多采用摆动周期测量法。为实现该测量方法，一般需要一个旋转轴以及绕这个旋转轴的周期性旋转摆动力矩，通常可以通过扭簧、扭杆、双线摆、三线
摆或复合摆等结构实现这种力矩。

[0004] 其中，对于采用扭簧或扭杆的结构，通常还包括一个托盘或托架，用于将飞行器构件固定在上面，随之一起旋转摆动，这类测量装置尺寸和飞行器构件相当，飞行器构件尺寸
较大时，测量装置尺寸规模较大。

[0005] 而对于采用双线摆、三线摆或复合摆的结构，通常需要将飞行器构件吊起来。其中，对于双线摆或三线摆方法，一方面为了提高精度，通常需要长的吊绳，对吊点高度要求
较高，将大尺寸物体吊起摆动也存在较大磕碰或掉落风险。

发明内容

[0006] 本发明提供一种飞行器构件转动惯量测量装置及方法，用以解决现有技术中测量装置尺寸规模较大或对吊点高度要求较高，将大尺寸物体吊起摆动也存在较大磕碰或掉落
风险的缺陷，实现缩减装置的尺寸，节省运动和测量时间，提高测量的安全性和效率。

[0007] 本发明提供一种飞行器构件转动惯量测量装置，包括：支撑组件、伺服作动器和测量组件；

[0008] 所述支撑组件包括第一支撑部和第二支撑部，所述第一支撑部支撑飞行器构件的第一端，所述第二支撑部支撑所述飞行器构件的第二端；

[0009] 所述第一支撑部支撑所述飞行器构件的第一端，所述伺服作动器设置在所述飞行器构件的第二端的侧面，所述伺服作动器能够输出正弦波运动，以带动所述飞行器构件的
第二端沿所述第二支撑部往复运动，进而实现所述飞行器构件的第一端绕所述第一支撑部
转动；

[0010] 所述测量组件设置在所述飞行器构件的第二端的侧面，用于检测所述飞行器构件的第二端受到的力以及运动的加速度。

[0011] 根据本发明提供的一种飞行器构件转动惯量测量装置，所述第一支撑部包括：第一底座和转动支撑件，所述转动支撑件和所述第一底座之间通过旋转轴可转动的连接，所
述旋转轴的轴向垂直于所述第一底座的顶面。

[0012] 根据本发明提供的一种飞行器构件转动惯量测量装置，所述第二支撑部包括：第二底座和移动支撑件，所述移动支撑件可移动的设置在所述第二底座的顶部。

[0013] 根据本发明提供的一种飞行器构件转动惯量测量装置，所述移动支撑件的底部设置有滚珠槽，所述滚珠槽内设置有滚珠。

[0014] 根据本发明提供的一种飞行器构件转动惯量测量装置，所述移动支撑件的底部具有向外延伸的延伸板。

[0015] 根据本发明提供的一种飞行器构件转动惯量测量装置，所述测量组件包括力测量件，所述力测量件设置在所述伺服作动器和所述移动支撑件之间。

[0016] 根据本发明提供的一种飞行器构件转动惯量测量装置，所述力测量件和所述伺服作动器之间设置有第一转动件，所述第一转动件的转动方向平行于第二底座的顶面；

[0017] 所述第二底座的顶部具有固定板，所述伺服作动器与所述固定板之间设置有第二转动件，所述第二转动件的转动方向平行于第二底座的顶面。

[0018] 根据本发明提供的一种飞行器构件转动惯量测量装置，所述第二底座的顶部还具有挡板，所述挡板设置在所述固定板的对侧，用于限位所述移动支撑件。

[0019] 根据本发明提供的一种飞行器构件转动惯量测量装置，所述测量组件还包括加速度测量件，所述加速度测量件设置在所述移动支撑件的侧面上。

[0020] 本发明提供一种飞行器构件转动惯量测量方法，包括：

[0021] 基于伺服作动器输出的正弦波运动，驱动飞行器构件的第二端沿所述第二支撑部往复运动，进而实现所述飞行器构件的第一端绕第一支撑部转动；

[0022] 检测所述飞行器构件的第二端受到的力以及运动的加速度；

[0023] 基于所述第二端受到的力以及所述加速度，获取飞行器构件的转动惯量。

[0024] 本发明实施例提供的飞行器构件转动惯量测量装置，基于第一支撑部和第二支撑部，能够将该飞行器构件支撑起来，无需使用与飞行器构件尺寸相当的支撑架，即可支撑该
飞行器构件，大大缩减了该支撑组件的体积和重量，简化了该装置的结构，也缩减了该装置
的尺寸。通过伺服作动器，只需要伺服作动器输出半个正弦波，测量组件即可测得力以及运
动的加速度，大大节省了运动和测量时间，提高了测量的安全性和效率。

[0025] 在本发明实施例提供的飞行器构件转动惯量测量方法中，由于应用了如上所述的飞行器构件转动惯量测量装置，因此同样具备如上所述的各项优势，在此不再赘述。

[0026] 本发明实施例的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明实施例的实践了解到。

附图说明

[0027] 为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些
实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附
图获得其他的附图。

[0028] 图1是本发明提供的飞行器构件转动惯量测量装置的结构示意图；

[0029] 图2是本发明提供的第一支撑部的结构示意图；

[0030] 图3是本发明提供的第二支撑部的结构示意图；

[0031] 图4是本发明提供的飞行器构件转动惯量测量装置的工作过程示意图；

[0032] 图5是本发明提供的飞行器构件转动惯量测量装置的工作原理示意图；

[0033] 图6是本发明提供的飞行器构件转动惯量测量方法的流程图；

[0034] 图7是本发明提供的被测对象偏转角度‑时间曲线图；

[0035] 图8是本发明提供的被测对象角加速度‑时间曲线图；

[0036] 图9是本发明提供的被测对象角速度‑时间曲线图；

[0037] 图10是本发明提供的伺服伸缩量‑时间曲线图；

[0038] 图11是本发明提供的驱动点法向位移‑时间曲线图；

[0039] 图12是本发明提供的驱动点轴向位移‑时间曲线图；

[0040] 图13是本发明提供的伺服输出力‑时间曲线图。

[0041] 附图标记：

[0042] 10：支撑组件；11：第一支撑部；111：第一底座；112：转动支撑件；113：旋转轴；12：第二支撑部；121：第二底座；122：移动支撑件；123：延伸板；124：固定板；125：挡板；

[0043] 20：伺服作动器；

[0044] 30：测量组件；31：力测量件；32：第一转动件；33：加速度测量件；

[0045] 100：飞行器构件。

具体实施方式

[0046] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，
而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳
动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0047] 在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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发明实施例和简化描述，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
不能理解为对本发明实施例的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

[0048] 在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体连接；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。对于本领
域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。

[0049] 在本发明实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第
一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或
仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”
可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特
征。

[0050] 在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性
表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可
以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领
域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征
进行结合和组合。

[0051] 现结合图1至图13，对本发明提供的各实施例进行描述，应当理解的是，以下仅是本发明的示意性实施方式，并不对本发明构成任何特别限定。

[0052] 本发明提供一种飞行器构件转动惯量测量装置，该装置中的被测对象可以是飞行器中的飞行器构件，通过测量其转动惯量，以保证飞行安全。需要说明的是，飞行器构件100
的尺寸通常较大。例如，液体火箭贮箱外形为圆柱形，尺寸比较大，常见的贮箱直径通常为
2.25m、3.35m、5m，单件长度可达十几米，本实施例可针对小型或大型构件进行检测。

[0053] 图1是本发明提供的飞行器构件转动惯量测量装置的结构示意图；图2是本发明提供的第一支撑部的结构示意图；图3是本发明提供的第二支撑部的结构示意图；图4是本发
明提供的飞行器构件转动惯量测量装置的工作过程示意图；图5是本发明提供的飞行器构
件转动惯量测量装置的工作原理示意图，请参见图1至图5。该飞行器构件转动惯量测量装
置包括：支撑组件10、伺服作动器20和测量组件30。通过支撑组件10，能够支撑该飞行器构
件100，通过伺服作动器20，能够带动构件运动，通过测量组件30，测量飞行器构件100在运
动过程中的运动数据，以便计算转动惯量。

[0054] 其中，上述的支撑组件10包括第一支撑部11和第二支撑部12，第一支撑部11支撑飞行器构件100的第一端，第二支撑部12支撑飞行器构件100的第二端，通过两端支撑的结
构，将该飞行器构件100支撑起来，无需使用与飞行器构件100尺寸相当的支撑架，即可支撑
该飞行器构件100，大大缩减了该支撑组件10的体积和重量，简化了该装置的结构，也缩减
了该装置的尺寸。

[0055] 例如，飞行器构件100为长度15m、直径3.35m的贮箱，在目前常用的扭杆摇摆测量法中，测量装置尺寸需要和贮箱尺寸相当，双线摆测量法中，吊高通常要大于15m。而在本发
明中，由于采用分体结构，第一支撑部11和第二支撑部12的尺寸均不大于4m×2m×2m。

[0056] 具体的，第一支撑部11支撑飞行器构件100的第一端，通过这种结构，飞行器构件100可以绕第一端转动。另外，伺服作动器20设置在飞行器构件100的第二端的侧面，用于带
动飞行器构件100的第二端沿第二支撑部12运动。而且，伺服作动器20能够输出正弦波运
动。其中，正弦波运动是一种往复运动，其运动速度与时间的关系为正弦波。

[0057] 通过上述的伺服作动器20输出的运动，可以带动飞行器构件100的第二端沿第二支撑部12往复运动，进而实现飞行器构件100的第一端绕第一支撑部11转动。需要说明的
是，在本实施例中，伺服作动器20输出的运动小于飞行器构件100长度的1%，因此只需要慢
速推拉微小位移即可完成测量，且整个飞行器构件100和装置都停放在地面，较为安全。

[0058] 由于飞行器构件100的第一端绕第一支撑部11转动，因此，在该实施例中，飞行器构件100的第二端往复运动的方向并不是完全沿第二支撑部12，而是也具有垂直于第二支
撑部12的微小分量，可以根据精度要求，决定是否进行考量。

[0059] 另外，测量组件30设置在飞行器构件100的第二端的侧面，用于在运动过程中，实时检测飞行器构件100的第二端受到的力以及运动的加速度。通过受到的力以及运动的加
速度，即可计算该转动惯量。需要说明的是，只需要伺服作动器20输出半个正弦波，用时可
以为几秒，测量组件30即可在运动的同时测得力以及运动的加速度，大大节省了运动和测
量时间，提高了测量的安全性和效率。

[0060] 具体的，可以通过测量的力乘以力臂长度得到力矩，还可以通过加速度除以力臂长度得到角加速度，该力臂长度可以为飞行器构件100的长度。进而通过下述公式1获得飞
行器构件100的转动惯量。

[0061] 公式1；

[0062] 其中，I为转动惯量， 为角加速度，M为力矩。

[0063] 本发明实施例提供的飞行器构件转动惯量测量装置，基于第一支撑部11和第二支撑部12，能够将该飞行器构件100支撑起来，无需使用与飞行器构件100尺寸相当的支撑架，
即可支撑该飞行器构件100，大大缩减了该支撑组件10的体积和重量，简化了该装置的结
构，也缩减了该装置的尺寸。通过伺服作动器20，只需要伺服作动器20输出半个正弦波，测
量组件30即可测得力以及运动的加速度，大大节省了运动和测量时间，提高了测量的安全
性和效率。

[0064] 在本发明提供的一个实施例中，上述的第一支撑部11包括：第一底座111和转动支撑件112，其中，该转动支撑件112的顶部形状与飞行器构件100匹配，例如，构件为圆柱形贮
箱，则该转动支撑件112的顶部具有圆弧形支撑面。而且，转动支撑件112和第一底座111之
间通过旋转轴113可转动的连接，旋转轴113的轴向垂直于第一底座111的顶面。通过第一支
撑部11的这种结构，该飞行器构件100的第一端可以被第一支撑部11支撑，防止滑落，并且
可以基于第一支撑部11进行转动。上述的第一底座111可以设置在地面上，以提供稳定支
撑。

[0065] 进一步的，该旋转轴113可以为滚珠旋转轴113、滚针旋转轴113、空气旋转轴113，以降低摩擦，提高飞行器构件100的转动效果。

[0066] 在本发明提供的一个实施例中，第二支撑部12包括：第二底座121和移动支撑件122，其中，该移动支撑件122的顶部形状与飞行器构件100匹配，例如，构件为圆柱形贮箱，
则该移动支撑件122的顶部具有圆弧形支撑面。移动支撑件122可移动的设置在第二底座
121的顶部。通过第二支撑部12的这种结构，该飞行器构件100的第二端可以被第二支撑部
12支撑，防止滑落，并且可以基于第二支撑部12进行移动。上述的第二底座121可以设置在
地面上，以提供稳定支撑。

[0067] 进一步的，在本发明提供的一个实施例中，上述移动支撑件122的底部设置有滚珠槽，滚珠槽内设置有滚珠。通过该滚珠的滚动，可以降低两者之间的摩擦力。进一步的，该滚
珠的材质可以为钢，具有较高的强度，能够起到支撑的作用。当然了，还可以使用其他结构
降低摩擦，例如气垫等，本实施例对此不作限定。

[0068] 进一步的，在本发明提供的一个实施例中，移动支撑件122的底部具有向外延伸的延伸板123。通过该延伸板123，可以提高该移动支撑件122与第二底座121之间的接触面积，
也可以布置数量较多的滚珠，以降低单个滚珠所承受的压强，提高滚珠的使用寿命。

[0069] 进一步的，在本发明提供的一个实施例中，测量组件30包括力测量件31，力测量件31设置在伺服作动器20和移动支撑件122之间。通过该力测量件31，可以实时获取伺服作动
器20对飞行器构件100施加的力的大小和方向。其中，力测量件31可以为测力传感器，该测
力传感器由一个或多个能在受力后产生形变的弹性体，和能感应这个形变量的电阻应变片
组成的电桥电路（如惠斯登电桥），以及能把电阻应变片固定粘贴在弹性体上并能传导应变
量的粘合剂和保护电子电路的密封胶等三大部分。该力测量件31可以为单轴测力传感器，
也可以是两轴测力传感器，或者更多轴的测量测力传感器，本实施例对此不作限定。

[0070] 如上文中提到的，在该实施例中，该飞行器构件100的第二端往复运动的方向并不是完全沿第二支撑部12，而是也具有垂直于第二支撑部12的微小分量。进一步的，在本发明
提供的一个实施例中，力测量件31和伺服作动器20之间设置有第一转动件32，第一转动件
32的转动方向平行于第二底座121的顶面。而且，第二底座121的顶部具有固定板124，伺服
作动器20与固定板124之间设置有第二转动件，第二转动件的转动方向平行于第二底座121
的顶面。通过该第一转动件32和第二转动件，实现了伺服作动器20的转动，从而实现了飞行
器构件100的第二端垂直于第二支撑部12的微小移动，同时也使运动过程更为顺畅，避免损
坏飞行器构件100。

[0071] 再进一步的，第二底座121的顶部还具有挡板125，该挡板125设置在固定板124的对侧，以限位移动支撑件122，防止移动支撑件122和飞行器构件100从第二底座121上掉落。

[0072] 上述的伺服作动器20可以是电动伺服作动器20，也可以液压伺服作动器20，也可以是气动伺服作动器20，主要功能是按照指令需求，输出所需的线性动作，输出杆伸长或者
缩短。进一步的，伺服作动器20和力测量件31可以是一体结构，不明显区分独立部件，形成
有力反馈的伺服作动器20。

[0073] 在本发明提供的上述任一个实施例中，该测量组件30还包括加速度测量件33，加速度测量件33设置在移动支撑件122的侧面上。通过该加速度测量件33，可以实时获取飞行
器构件100移动的加速度的大小和方向。其中，加速度测量件33可以为加速度传感器，加速
度传感器是一种能够测量加速度的传感器。通常由质量块、阻尼器、弹性元件、敏感元件和
适调电路等部分组成。传感器在加速过程中，通过对质量块所受惯性力的测量，利用牛顿第
二定律获得加速度值。根据传感器敏感元件的不同，常见的加速度传感器包括电容式、电感
式、应变式、压阻式、压电式等。本实施例中可以使用线加速度计，以提高测量的准确性。

[0074] 本发明实施例提供的飞行器构件转动惯量测量装置，基于第一支撑部11和第二支撑部12，能够将该飞行器构件100支撑起来，无需使用与飞行器构件100尺寸相当的支撑架，
即可支撑该飞行器构件100，大大缩减了该支撑组件10的体积和重量，简化了该装置的结
构，也缩减了该装置的尺寸。通过伺服作动器20，只需要伺服作动器20输出半个正弦波，测
量组件30即可测得力以及运动的加速度，大大节省了运动和测量时间，提高了测量的安全
性和效率。

[0075] 进一步的，上述的第一支撑部11包括：第一底座111和转动支撑件112，其中，该转动支撑件112的顶部形状与飞行器构件100匹配，例如，构件为圆柱形贮箱，则该转动支撑件
112的顶部具有圆弧形支撑面。而且，转动支撑件112和第一底座111之间通过旋转轴113可
转动的连接，旋转轴113的轴向垂直于第一底座111的顶面。通过第一支撑部11的这种结构，
该飞行器构件100的第一端可以被第一支撑部11支撑，防止滑落，并且可以基于第一支撑部
11进行转动。

[0076] 本发明提供了一种飞行器构件转动惯量测量方法，图6是本发明提供的飞行器构件转动惯量测量方法的流程图，请参见图6。该方法包括：

[0077] 101、基于伺服作动器20输出的正弦波运动，驱动飞行器构件100的第二端沿第二支撑部12往复运动，进而实现飞行器构件100的第一端绕第一支撑部11转动。

[0078] 飞行器构件100的两端支撑在第一支撑部11，第二支撑部12上，在伺服作动器20驱动下，使得飞行器构件100绕第一底座111的旋转轴113旋转，此时飞行器构件100由于绕轴
旋转而导致的第二端上任意一点弧线运动如图1至图5所示。

[0079] 102、检测飞行器构件100的第二端受到的力以及运动的加速度。

[0080] 在本实施例中，可以预先定义运动方向的正负，比如依据右手定则，绕轴顺右手方向为正向，反向为负向。定义伺服伸缩量为伸长为正值、缩短为负值。若让飞行器构件100产
生正弦的旋转运动，如图7所示，则对应的飞行器构件100的旋转运动的角加速度、角速度如
图8、图9所示。对应的，伺服驱动器伸缩量也是一个正弦曲线，如图10所示。可以将伺服驱动
点的弧线运动在平面上分解到两只直线方向：法向（图11）和轴向（图12），其中轴向运动极
其微小（本示例中达到0.00001m量级，可忽略）。对应的，伺服需要产生一定驱动力，该力的
大小是不断变化的，变化特征如图13所示。

[0081] 以飞行器构件100轴线长度10m、伺服原长0.6m、最大角加速度1°/s2、角加速度变化周期2s、伺服作动周期4s为例，伺服最大伸缩量为0.112m，则飞行器构件100偏转角度最
大约0.65°。

[0082] 伺服作动器20驱动飞行器构件100绕旋转轴113做一个周期的往复运动，可以看2
到，伺服驱动点轴向位移6e‑4m，伺服偏转角度约0.07°，轴向加速度最大约1.2e‑3m/s，相
对于垂直飞行器构件100轴线的位移、速度、加速度等都是小量，因此，在转动惯量测量装置
中，可以简化成单向测加速度、单向测力。本示例中，可测得最大单向加速度约为0.1745m/
2
s，最大驱动力约为226.8761N。

[0083] 反过来，测得伺服上驱动力和驱动点出的加速度时间历程，则可以反算出飞行器构件100的转动惯量，本发明即是通过加速度测量件33测得加速度‑时间历程，力测量件31
测得驱动力‑时间历程，通过一系列算法得到飞行器构件100的转动惯量。

[0084] 103、基于第二端受到的力以及上述的加速度，获取飞行器构件100的转动惯量。

[0085] 具体的，可以通过测量的力乘以力臂长度得到力矩，还可以通过加速度除以力臂长度得到角加速度，该力臂长度可以为飞行器构件100的长度。进而通过下述公式1获得飞
行器构件100的转动惯量。

[0086] 公式1

[0087] 其中，I为转动惯量， 为角加速度，M为力矩。

[0088] 本发明实施例提供的飞行器构件转动惯量测量方法，基于第一支撑部11和第二支撑部12，能够将该飞行器构件100支撑起来，无需使用与飞行器构件100尺寸相当的支撑架，
即可支撑该飞行器构件100，大大缩减了该支撑组件10的体积和重量，简化了该装置的结
构，也缩减了该装置的尺寸。通过伺服作动器20，只需要伺服作动器20输出半个正弦波，测
量组件30即可测得力以及运动的加速度，大大节省了运动和测量时间，提高了测量的安全
性和效率。

[0089] 最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可
以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；
而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和
范围。