CN105083585B - 一种四旋翼飞行器平衡性测试系统 - Google Patents
一种四旋翼飞行器平衡性测试系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105083585B CN105083585B CN201510405218.XA CN201510405218A CN105083585B CN 105083585 B CN105083585 B CN 105083585B CN 201510405218 A CN201510405218 A CN 201510405218A CN 105083585 B CN105083585 B CN 105083585B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- test device
- aircraft
- test
- quadrotor
- processor
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
Landscapes
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
本发明涉及一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，包括旋翼测试装置、油门推动比例测量模块、压力测试装置、加速度传感器和处理器，油门推动比例测量模块、压力测试装置和加速度传感器均与处理器通过线路连接，且压力测试装置和加速度传感器均置于旋翼测试装置上，处理器与外部计算机系统通过线路连接；旋翼测试装置安放需要测试的飞行器。相对现有技术，本发明结构简单、成本低、可以针对不同尺寸的飞行器进行测试，可以对飞行器实时升力测试和平衡性测试。
Description
技术领域
本发明涉及测试技术领域，具体涉及一种四旋翼飞行器平衡性测试系统。
背景技术
四旋翼飞行器是一种结构和操作都较为简单，大部分人都能够轻易操控的飞行器，同时也是一种欠驱动控制系统，在飞行过程中，四旋翼会出现各轴升力不匹配，控制不稳定的情况，该问题的解决在四轴飞行器设计调试的初期尤为重要；需要设计一种能够测试四轴飞行器总升力和每个轴独自升力的装置，以便能够在升力不平衡时测试出每个轴独自的升力，为调节运动控制算法，达到平衡设计提供实时有效参考数据；专利申请号为201220505244.1的专利，设计了一种单旋翼升力，扭转力测试装置，该装置只能测试单个桨的升力，不能实现4旋翼飞行器的升力测试；使用风洞测试能够较为准确的测量出旋翼升力，但是这样的系统造价高，测试费用昂贵，普通的四旋翼飞行器设计难以承受如此高昂的测试费用，同时风洞测试步骤也较为繁琐，调试不方便；现有技术可以达到测试单个旋翼升力的效果，但是不能同时测量四旋翼每个旋翼的升力，以及在相同驱动力的情况下每个旋翼提供的升力以及飞行器的整体平衡性。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种结构简单、成本低、可以针对不同尺寸的飞行器进行测试，可以对飞行器实时升力测试和平衡性测的四旋翼飞行器平衡性测试系统。
本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，包括旋翼测试装置、油门推动比例测量模块、压力测试装置、加速度传感器和处理器，所述油门推动比例测量模块、压力测试装置和加速度传感器均与所述处理器通过线路连接，且所述压力测试装置和加速度传感器均置于所述旋翼测试装置上，所述处理器与外部计算机系统通过线路连接；
所述旋翼测试装置，用于安放需要测试的飞行器；
所述油门推动比例测量模块，用于测量飞行器的油门所处位置占整个油门行程的比例，生成油门行程比例数值；
所述压力测试装置，用于测量飞行器的重量值及其升力值；
所述加速度传感器，用于测量飞行器的倾斜角度以及翻转速度；
所述处理器，用于采集油门行程比例数值、飞行器的重量值及其升力值和飞行器的倾斜角度以及翻转速度并进行数据处理，实时生成升力测试值和平衡性测试值输送至外部计算机系统。
本发明的有益效果是：油门推动比例测量模块测量飞行器的油门所处位置占整个油门行程的比例，进而可以获取到旋翼负载的驱动情况；加速度传感器一方面验证飞行器自带的加速度传感器有无故障，另一方面评估飞行的稳定性及可靠性；油门推动比例测量模块、压力测试装置和加速度传感器进行数据采集，处理器进数据处理，从而实现对飞行器实时升力测试和平衡性测，本系统结构简单，成本低、测试数据精准。
在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。
进一步，所述旋翼测试装置包括底盘，所述底盘的边缘等距设置有多个滑块，每个所述滑块的中部均设置有支架，所述支架上设置有可切换重力测试和升力测试的旋转杆，所述旋转杆的两端均设置有压力杆，靠近所述底盘边缘一侧的所述压力杆的上端设置有万向节，所述万向节的上端设置有伸缩杆，所述伸缩杆的上端设置有固定盘。
采用上述进一步方案的有益效果是：旋转杆可以分时测量飞行器自身的重量和升力值，实现单一装置对不同数据的测试，有效降低了成本；测试飞行器过程中，万向节可以自由移动以适飞行器的倾斜，提升平衡性测试数据的精准度；伸缩杆可以在飞行器上升或下降时伸长或缩短，使飞行器可以在一定范围内在一定高度保持悬停，避免离地面太近受到旋翼向下空气的反弹作用，影响测试的效果，从而保证测试数据精准；
进一步，所述底盘的上端设置有多个导轨，多个所述导轨呈十字型，多个所述滑块分别处于多个所述导轨内，多个所述滑块可分别沿其所处导轨滑动。
采用上述进一步方案的有益效果是：滑块可分别沿其所处轨道滑动，使得旋翼测试装置适应不同大小的飞行器固定的需要。
进一步，所述压力测试装置设置有多个，多个所述压力测试装置分别固定在所述滑块的上端，且多个所述压力测试装置分别对应处于所述压力杆的下方。
采用上述进一步方案的有益效果是：飞行器在静止状态下会下压旋转杆一端的压力杆，压力杆下压一压力测试装置，此时测量飞行器及连接支柱在内的静止状态重量，飞行器升起来后，旋转杆另一端的下压杆会压住另一压力传感器，此时可测量飞行器的升力。
进一步，所述压力测试装置为压力传感器。
进一步，所述加速度传感器设置有多个，多个所述加速度传感器分别置于每一个所述伸缩杆的一侧。
进一步，所述加速度传感器为多轴加速度传感器。
进一步，所述处理器内设置有AD采集单元，所述AD采集单元与所述压力测试装置通过线路连接；所述处理器内还设置有IIC通信单元，所述IIC通信单元与所述加速度传感器通过线路连接；所述处理器内还设置有串口通信单元，所述串口通信单元与外部计算机系统通过线路连接。
采用上述进一步方案的有益效果是：AD采集单元便于对压力测试装置测试数据的采集和转换；IIC通信单元便于对加速度传感器数据的采集和传输；串口通信单元便于将处理后的测试数据传输至计算机系统，提高传输效率。
进一步，还设置有供电模块，所述供电模块分别与所述压力测试装置、加速度传感器和处理器通过线路连接。
采用上述进一步方案的有益效果是：供电模块能保证本测试系统运行稳定。
附图说明
图1为本发明一种四旋翼飞行器平衡性测试系统的模块框图；
图2为旋翼测试装置、压力测试装置和加速度传感器的结构示意图。
附图中，各标号所代表的部件列表如下：
1、旋翼测试装置，11、底盘，12、滑块，13、支架，14、旋转杆，15、压力杆，16、万向节，17、伸缩杆，18、固定盘，19、导轨；
2、油门推动比例测量模块，3、压力测试装置，4、加速度传感器；
5、处理器，51、串口通信单元，52、AD采集单元，53、IIC通信单元；
6、供电模块。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
实施例1：
如图1和图2所示，一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，包括旋翼测试装置1、油门推动比例测量模块2、压力测试装置3、加速度传感器4和处理器5，所述油门推动比例测量模块2、压力测试装置3和加速度传感器4均与所述处理器5通过线路连接，且所述压力测试装置3和加速度传感器4均置于所述旋翼测试装置1上，所述处理器5与外部计算机系统通过线路连接；
所述旋翼测试装置1，用于安放需要测试的飞行器；
所述油门推动比例测量模块2，用于测量飞行器的油门所处位置占整个油门行程的比例，生成油门行程比例数值；
所述压力测试装置3，用于测量飞行器的重量值及其升力值；
所述加速度传感器4，用于测量飞行器的倾斜角度以及翻转速度；
所述处理器5，用于采集油门行程比例数值、飞行器的重量值及其升力值和飞行器的倾斜角度以及翻转速度并进行数据处理，实时生成升力测试值和平衡性测试值输送至外部计算机系统。
优选的，所述旋翼测试装置1包括底盘11，所述底盘11的边缘等距设置有多个滑块12，每个所述滑块12的中部均设置有支架13，所述支架13上设置有可切换重力测试和升力测试的旋转杆14，所述旋转杆14的两端均设置有压力杆15，靠近所述底盘11边缘一侧的所述压力杆15的上端设置有万向节16，所述万向节16的上端设置有伸缩杆17，所述伸缩杆17的上端设置有固定盘18。
优选的，所述底盘11的上端设置有多个导轨19，多个所述导轨19呈十字型，多个所述滑块12分别处于多个所述导轨19内，多个所述滑块12可分别沿其所处导轨19滑动。
优选的，所述压力测试装置3设置有多个，多个所述压力测试装置3分别固定在所述滑块12的上端，且多个所述压力测试装置3分别对应处于所述压力杆15的下方。
优选的，所述压力测试装置3为压力传感器。
优选的，所述加速度传感器4设置有多个，多个所述加速度传感器4分别置于每一个所述伸缩杆17的一侧。
优选的，所述加速度传感器4为多轴加速度传感器。
优选的，所述处理器5内设置有AD采集单元52，所述AD采集单元52与所述压力测试装置3通过线路连接；所述处理器5内还设置有IIC通信单元53，所述IIC通信单元53与所述加速度传感器4通过线路连接；所述处理器5内还设置有串口通信单元51，所述串口通信单元51与外部计算机系统通过线路连接。
优选的，还设置有供电模块6，所述供电模块6分别与所述压力测试装置3、加速度传感器4和处理器5通过线路连接。
本装置的实施原理：测试开始前，先通过移动底盘11连接导轨19到适合的位置，使得飞行器可以正常固定到顶端固定盘18上，通过查看加速度传感器4的参数，调节伸缩杆17的位置到垂直状态；在飞行器固定完毕之后，计算机系统可以通过读取4个压力传感器3的值来获得飞行器本身及飞行器上升会带动部分的重力，该部分重力在计算飞行器升力时，需要包含在内；飞行器开始起飞之后，通过底部旋转杆14可以切换压力调节至另外4个压力传感器，并且随着飞行高度的上升，伸缩杆17会自动伸长到一定高度，以保持飞行器远离地面一定高度，减少飞行器上升过程中向下的风力对飞行器本身的影响，以提供尽可能准确的升力值；加速度传感器4一方面验证飞行器自带的加速度传感器有无故障，另一方面评估飞行的稳定性及可靠性；从实现对飞行器实时升力测试和平衡性测。
实施例2：
所述油门推动比例测量模块2用于测量目前油门所处位置占整个油门行程的比例；本发明采用单片机来完成测试装置的全部数据采集和处理，其中，油门推动比例不同，所发出的脉冲占空比不同，成线性关系；而脉冲占空比的测量方法为使用单片机内部定时计数器的外部触发方式测量脉冲高电平的脉冲时间，除以脉冲周期时间可以得到脉冲占空比。
所述旋翼测试装置1包括导轨19，切换自身重力测试和升力测试的旋转杆14，可自由活动以适应飞行器倾转的万向节16，可自由伸长的伸缩杆17、固定盘18。其中，导轨19可围绕底盘11的中心滑动以适应不同大小的飞行器固定的需要，其运动沿着固定在底盘11上的导轨19并只能够在水平方向上移动，不能在垂直方向移动；其中，切换自身重力测试和升力测试的旋转杆14可以分时测量飞行器自身的重量和升力，旋转杆14两头的压力杆15下方都设置有压力传感器，飞行器静止状态下会压住旋转杆14的一头，此时可测量包括飞行器及连接支柱在内的静止状态重量，飞行器升起来后通过旋转杆14会压住另外一头的压力传感器，此时可测量飞行器的升力；静止状态重量加上测量得到的飞行器升力值，可以得到飞行器实际的升力值；其中，可自由活动以适应飞行器倾转的万向节16固定在旋转杆14的一端，在飞行器测试过程中，如果飞行器运行不平稳，发生倾斜，则该万向节16可以自由移动以适应该倾斜；万向节16要求摩擦力尽可能小，以保证测试的数据真实可靠；其中，可自由伸长的伸缩杆17可配合飞行器上升或下降时伸长或缩短，以使飞行器可以在一定范围内在一定高度保持悬停，避免离地面太近受到旋翼向下空气的反弹作用影响测试的效果。其中，跟底盘11连接的固定盘18用于测试时连接四轴飞行器的支撑底部，使得飞行器在运动中带动测试装置移动。
所述加速度传感器4用于测量飞行器的倾斜角度以及翻转速度；实际飞行器通常自身带有6轴或9轴加速度传感器，多轴加速度传感器4一方面是为验证飞行器自带的加速度传感器有无故障，另一方面为计算机系统采集有效数据，用于评估飞行的稳定性及可靠性。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，其特征在于：包括旋翼测试装置(1)、油门推动比例测量模块(2)、压力测试装置(3)、加速度传感器(4)和处理器(5)，所述油门推动比例测量模块(2)、压力测试装置(3)和加速度传感器(4)均与所述处理器(5)通过线路连接，且所述压力测试装置(3)和加速度传感器(4)均置于所述旋翼测试装置(1)上，所述处理器(5)与外部计算机系统通过线路连接；
所述旋翼测试装置(1)，用于安放需要测试的飞行器；
所述油门推动比例测量模块(2)，用于测量飞行器的油门所处位置占整个油门行程的比例，生成油门行程比例数值；
所述压力测试装置(3)，用于测量飞行器的重量值及其升力值；
所述加速度传感器(4)，用于测量飞行器的倾斜角度以及翻转速度；
所述处理器(5)，用于采集油门行程比例数值、飞行器的重量值及其升力值和飞行器的倾斜角度以及翻转速度并进行数据处理，实时生成升力测试值和平衡性测试值输送至外部计算机系统。
2.根据权利要求1所述一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，其特征在于：所述旋翼测试装置(1)包括底盘(11)，所述底盘(11)的边缘等距设置有多个滑块(12)，每个所述滑块(12)的中部均设置有支架(13)，所述支架(13)上设置有可切换重力测试和升力测试的旋转杆(14)，所述旋转杆(14)的两端均设置有压力杆(15)，靠近所述底盘(11)边缘一侧的所述压力杆(15)的上端设置有万向节(16)，所述万向节(16)的上端设置有伸缩杆(17)，所述伸缩杆(17)的上端设置有固定盘(18)。
3.根据权利要求2所述一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，其特征在于：所述底盘(11)的上端设置有多个导轨(19)，多个所述导轨(19)呈十字型，多个所述滑块(12)分别处于多个所述导轨(19)内，多个所述滑块(12)可分别沿其所处导轨(19)滑动。
4.根据权利要求2所述一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，其特征在于：所述压力测试装置(3)设置有多个，多个所述压力测试装置(3)分别固定在所述滑块(12)的上端，且多个所述压力测试装置(3)分别对应处于所述压力杆(15)的下方。
5.根据权利要求4所述一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，其特征在于：所述压力测试装置(3)为压力传感器。
6.根据权利要求2所述一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，其特征在于：所述加速度传感器(4)设置有多个，多个所述加速度传感器(4)分别置于每一个所述伸缩杆(17)的一侧。
7.根据权利要求6所述一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，其特征在于：所述加速度传感器(4)为多轴加速度传感器。
8.根据权利要求1所述一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，其特征在于：所述处理器(5)内设置有AD采集单元(52)，所述AD采集单元(52)与所述压力测试装置(3)通过线路连接；所述处理器(5)内还设置有IIC通信单元(53)，所述IIC通信单元(53)与所述加速度传感器(4)通过线路连接；所述处理器(5)内还设置有串口通信单元(51)，所述串口通信单元(51)与外部计算机系统通过线路连接。
9.根据权利要求1至8任一项所述一种四旋翼飞行器平衡性测试系统，其特征在于：还设置有供电模块(6)，所述供电模块(6)分别与所述压力测试装置(3)、加速度传感器(4)和处理器(5)通过线路连接。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510405218.XA CN105083585B (zh) | 2015-07-10 | 2015-07-10 | 一种四旋翼飞行器平衡性测试系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510405218.XA CN105083585B (zh) | 2015-07-10 | 2015-07-10 | 一种四旋翼飞行器平衡性测试系统 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105083585A CN105083585A (zh) | 2015-11-25 |
| CN105083585B true CN105083585B (zh) | 2017-06-06 |
Family
ID=54565099
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510405218.XA Expired - Fee Related CN105083585B (zh) | 2015-07-10 | 2015-07-10 | 一种四旋翼飞行器平衡性测试系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN105083585B (zh) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106347705A (zh) * | 2016-10-31 | 2017-01-25 | 安徽理工大学 | 无人飞行器旋翼升力测试系统 |
| CN106742051B (zh) * | 2016-11-28 | 2023-07-21 | 歌尔科技有限公司 | 一种飞行器悬停功能稳定性测试方法和系统 |
| CN107264834B (zh) * | 2017-06-07 | 2019-07-09 | 华南农业大学 | 一种农用无人机室内测试平台及测试方法 |
| CN107902106A (zh) * | 2017-11-22 | 2018-04-13 | 深圳市科比特航空科技有限公司 | 无人机测试装置 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102180270B (zh) * | 2011-03-10 | 2013-08-14 | 北京航空航天大学 | 一种微小型旋翼飞行器实验平台及应用 |
| FR2998543B1 (fr) * | 2012-11-26 | 2015-07-17 | Eurocopter France | Procede et aeronef a voilure tournante muni de deux turbomoteurs principaux et d'un turbomoteur secondaire moins puissant |
| CN203186583U (zh) * | 2013-03-01 | 2013-09-11 | 佛山市安尔康姆航拍科技有限公司 | 一种四旋翼无人飞行器整机老化测试装置 |
| CN103954426B (zh) * | 2014-03-31 | 2016-08-17 | 南京航空航天大学 | 一种旋翼动态试验装置 |
| CN203889085U (zh) * | 2014-06-04 | 2014-10-22 | 沈阳航空航天大学 | 旋翼飞行器螺旋桨升力测试实验台 |
| CN204056315U (zh) * | 2014-07-04 | 2014-12-31 | 沈阳航空航天大学 | 多旋翼飞行器四自由度实验台 |
-
2015
- 2015-07-10 CN CN201510405218.XA patent/CN105083585B/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105083585A (zh) | 2015-11-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105083585B (zh) | 一种四旋翼飞行器平衡性测试系统 | |
| CN103616157B (zh) | 风洞天平体轴系静校系统及方法 | |
| CN106274981B (zh) | 一种轨道检测装置及检测方法 | |
| CN202368604U (zh) | 一种动态检测铁路轨道左右钢轨高低的检测装置 | |
| CN202115547U (zh) | 轨道几何状态测量小车及测量仪 | |
| CN104316290A (zh) | 一种组合式螺旋桨推力扭矩测量装置 | |
| CN102175420A (zh) | 用于飞机风洞试验的二自由度支持系统 | |
| CN102538941B (zh) | 常规天平测量风洞中悬臂支撑模型固有频率的装置及方法 | |
| CN205738142U (zh) | 一种多旋翼无人机测试平台 | |
| CN109883642B (zh) | 一种低速飞行器车载测力系统 | |
| CN207191485U (zh) | 一种旋翼系统测试设备 | |
| CN104515660A (zh) | 一种汽车悬架振动试验台 | |
| CN201138283Y (zh) | 微机控制弹性旁承体自动试验装置 | |
| CN101650255B (zh) | 列车风作用下侧向人员安全退避距离确定方法及测试系统 | |
| CN209043524U (zh) | 一种筒形结构件质量质心调整及检测设备 | |
| CN109131429A (zh) | 高速磁浮轨道不平顺检测试验装置 | |
| CN205103002U (zh) | 一种列车风洞试验模型支撑装置及列车模型 | |
| CN203163855U (zh) | 动车组智能调簧试验台 | |
| CN201835196U (zh) | 轨道几何检测系统 | |
| CN102551669B (zh) | 空间站失重环境下人体重心位置测量装置及其测量方法 | |
| CN208833482U (zh) | 一种呢槽与玻璃滑动阻力的检测装置 | |
| CN209008598U (zh) | 高速磁浮轨道不平顺检测试验装置 | |
| CN204535942U (zh) | 一种汽车悬架振动试验台 | |
| CN204881943U (zh) | 流体摩擦力矩的测量装置 | |
| CN215115095U (zh) | 一种用于风洞试验的建筑外风场模拟测试装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20170606 Termination date: 20190710 |