CN106742049B - 一个超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置 - Google Patents
一个超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供了一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，包括俯仰平台，超微型旋翼固定连接在该俯仰平台上，所述俯仰平台上进一步连接有驱动超微型旋翼振动的驱动装置以及检测微型旋翼振动的压电片，所述压电片的一端固定在俯仰平台上，另一端悬空且与微型旋翼固定连接，所述压电片随着微型旋翼的运动而一起运动。本发明可以驱动超微型尺度的(展长7.5cm内)旋翼进行俯仰运动，并在俯仰运动的同时测试该尺度旋翼的推进性能。
Description
【技术领域】
本发明属于一套完整驱动超微型旋翼进行俯仰运动，测试其转速、力、力矩等推进性能的实验装置。
【背景技术】
由于超微型旋翼飞行雷诺数在20000以下，属于极低雷诺数下的流动，此时惯性力作用减小，黏性力影响增大，易引发层流分离进而导致旋翼气动性能急剧下降，超微型旋翼品质因数降低。目前微型旋翼飞行器多采用稳态空气动力学理论设计的传统螺旋桨，但由于超微型旋翼飞行器对能量效率要求很高，传统的优化设计方法对超微型旋翼气动特性和推进效率的提高有限。
目前旋翼的推进性能测试装置一般由驱动系统、测量系统、信号采集处理系统、支撑系统四个部分组成。其中，驱动系统由电源、电机、调速系统等组成。为了得到稳定的转速输出，一般采用直流稳压电源对电机、电调等转动设备进行电力供给。对于微型旋翼，电机要求尺寸小、扭矩大，从而能产生高转速。电调等转速控制装置也要求尽可能小的尺寸。测量系统是旋翼推进测试系统的关键，主要用于测试旋翼转速、力、扭矩等推进参数。转速测量一般采用光电测量，光电测量具有非接触、精度高、响应快等优点。微型旋翼的力、扭矩量级很小，在一定误差环境下需要采用高精度的传感器才能准确测量。数据采集和处理系统分为两个部分，一部分是对传感器等测取的数据进行实时的采集和反馈，另一部分是对测取的大量数据进行处理，如电信号处理为对应的旋翼推进参数，以及提取有用的力、力矩等参数信息。支撑系辅助系统。旋翼、电机、电调、各类传感器等多个微小精密器件需要一个合理的支撑安装系统，同时可以调节零器件的位置，便于测试。
例如南京航空航天大学建立了一套微型旋翼的推进性能测试装置，该装置由旋翼驱动系统、底座、测量系统以及辅助系统组成。其中，驱动系统由直流电源、直流无刷电机及调速系统组成。驱动电机的电源选用6V的大容量直流铅蓄电瓶，电机为KV4800内转子无刷电机，功率为300W。采用PWM(Pulse-Width Modulation，脉宽调制)调节方式，通过改变PWM控制脉冲的占空比来调节输入无刷直流电动机的平均直流电压(线电压)，以达到调速的目的。为了减小实验过程中电源连线对测量的干扰，使用高强度漆包线制成的弹簧电线对电机供电。测速采用光电方法，在桨叶上安装反光贴纸，当旋转桨叶上的反光贴纸通过光电传感器前时，光电传感器的输出就会跳变一次。通过测出这个跳变频率，就可得到旋翼的转速。测力系统包括而二分量天平及数据采集系统，其中二分量天平用于测量旋翼的拉力及扭矩，通过对天平输出电压信号的采集和处理，可以得到旋翼的拉力和扭矩；为了控制旋翼的位置和旋转，加入了齿轮结构进行传动，通过定位螺孔调节旋翼在电机上的位置。
然而，该装置用于测试尺度在20cm以上的旋翼，尺度较大，若测试7.5cm桨叶误差较大。
旋翼的俯仰运动目前国内外很少有这方面的研究，旋翼俯仰运动的概念源于扑翼飞行。目前国内外对微扑翼飞行器常采用压电驱动、电磁驱动、形状记忆合金驱动、人造肌肉驱动以及微马达驱动等。从平台的简易性、驱动频率高、可控性强等方面综合考虑，压电片作为旋翼的驱动结构是一种可行且被广泛采用的方式。以压电片作为驱动器运用到了压电材料的逆压电效应，即在压电片的极化方向施加电场时，压电片就会在一定方向产生机械变形或机械力。图1所示为一个压电双晶片一端固支约束，当施加一个电场，由于逆压电效应使上层压电片缩短，下层压电片伸长，则双晶片整体结构产生弯曲效应。
马里兰大学建立了直径22cm旋翼的扭转运动装置，该装置利用压电片的逆压电效应，两压电片正交放置。当压电片接通一定变化规律的压电时，压电片变形，带动旋翼产生扭转运动。通入电压大小不同，扭转角度不同，电压正负不同，扭转方向不同。旋翼的推进性能测试装置与上文相近。
该装置可测试的旋翼尺度仍然较大，7.5cm旋翼无法安装测试，且旋翼为运动方式非纯俯仰运动，无法达到目的。
总体来说，目前的测试装置多限于大尺度旋翼，即便微小尺度一般旋翼直径都在20cm以上，对于试验对象为直径7.5cm旋翼，现有的平台在旋翼的测试安装以及精度上均存在不足。同时，驱动旋翼在高速旋转的同时进行纯粹的俯仰运动，国内外对此研究非常少见，即便上文中较大尺度旋翼也是扭转和俯仰运动的结合，对单个自由度运动无法剥离。所以进行超微型尺度旋翼俯仰运动的推进性能测试现有装置和技术无法达到。
【发明内容】
本发明提供了一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，可以驱动超微型尺度的(展长7.5cm内)旋翼进行俯仰运动，并在俯仰运动的同时测试该尺度旋翼的推进性能。
一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，包括俯仰平台，超微型旋翼固定连接在该俯仰平台上，所述俯仰平台上进一步连接有驱动超微型旋翼振动的驱动装置以及检测微型旋翼振动的压电片，所述压电片的一端固定在俯仰平台上，另一端悬空且与微型旋翼固定连接，所述压电片随着微型旋翼的运动而一起运动。
所述俯仰平台由上下一对板状结构形成，在一对板状结构之间设置有压电片固支端，压电片的一端固定安装在压电片固支端之间；在一对板状结构之间设置有轴承安装孔，微型旋翼通过杆有轴承连接，从而产生绕杆的俯仰运动；当压电片和微型旋翼安装在俯仰平台上后，所述压电片固支端的延伸方向与微型旋翼的延伸方向垂直设置。
所述压电片固支端的一侧开设有运动空间，为压电片的上下震动提供活动空间。
所述压电片采用导电滑环连接在驱动装置上；所述导电滑环的瞬时最大转速高达6500RPM。
所述微型旋翼在四分之一弦线处通过杆与轴承连接，从而将微型旋翼安装在俯仰平台上。
所述俯仰平台的尺寸不超过驱动装置的直径，避免对旋翼下方流场产生干扰。
所述俯仰平台呈田径场形，反对称结构的椭圆形状，以在平台旋转过程中整流，避免在平台处出现复杂的流动现象，影响旋翼尾迹流动。
所述俯仰平台采用3D打印技术制作而成。
所述压电片为以磷铜片为基底，P5H型压电片粘连制作压电作动片。
该测试装置进一步包括有检测微型旋翼的力和扭矩的力传感器和扭矩传感器，该力传感器和扭矩传感器通过轻质碳纤杆与驱动装置连接。
与现有技术相比，本发明至少具有以下有益效果：
(1)旋翼的高频俯仰运动产生局部不稳定气流，由于桨叶前缘存在压力梯度，使得气流在旋翼前缘发生分离形成前缘涡，加之桨叶拍动频率很高，下拍时间很短，在失速以前该前缘涡始终未从桨叶表面脱落，从而在桨叶扑动的整个过程中都存在前缘涡的高升力，提高了超微型旋翼的推进性能；
(2)旋翼表面展向气流的存在减小了气流在弦向的能量消耗，延缓了该前缘涡的脱落，使前缘涡在扑动过程中能稳定地附着在旋翼上，长时间为旋翼提供较高的涡升力。
【附图说明】
图1为现有的双晶片整体结构弯曲效应示意图；
图2为本发明包括测试系统和旋转装置在内的测试装置的结构框图。
图3为本发明测试装置的结构示意图。
图4为本发明微型旋翼的结构示意图。
图5为俯仰平台的结构示意图，其中，图(a)为立体结构图，图(b)为俯视图，图(c)为左视图。
图6为本发明测得旋翼转速2000RPM，最大俯仰角4°时的推力曲线。
图7为本发明测得旋翼转速2000RPM，最大俯仰角4°时的扭矩曲线。
【具体实施方式】
请参阅图2所示，本发明测试装置以推进性能测试系统为基础，结合俯仰运动部分构成整个测试装置。
对于推进测试系统：包括电机、电子调速器、测速仪、力与力矩传感器以及信号处理系统。
所述电机采用微型电机，电机直径仅13mm，杆径1.5mm，，以此避免电机对旋翼下方流场的阻滞，影响推进性能测试的准确性。该电机KV值为7000，在小扭矩下可以产生高转速。
所述电子调速器一方面将直流稳压电源提供的电压供给转速控制器和电机，另一方面将转速控制器的信号转化为电机的调速信号，控制电机的运转速度。
测速仪：旋翼测速采用高分辨率的光电传感器，由于旋翼尺寸很小，远距离的光电测量误差很大，故而采用近距离光电测量，光电传感器大小仅2mm。
力与力矩传感器：仿真预估下旋翼推力在10g以下，扭矩在10-4N·m量级，这对传感器具有很高的要求。本专利采用高精度的压力传感器和Messtechni力矩传感器对旋翼推力和扭矩进行分别测量。
信号处理系统：由于旋翼转速较快，各传感器实时测量的数据需要一套系统进行及时的采集与处理，并能对相应的输入参数进行调整。具体地说，旋翼转速通过YGE4-BL2马达速度控制器控制，同时利用安培计、伏特计测量驱动旋翼马达的输入参数，输入参数的调节通过LabView软件实现。实验用到的数据采集系统为MDR移动数据记录器，可同时用来测量力与力矩以及电压信号，根据测量的电压信号进行校核，得出物理量与电压值之间的对应关系。实验中由MDR采集的信号数据属于时域信号，由于旋翼产生的信号主要为低频信号，用传统的傅里叶变换很难得到理想的结果。根据分析尝试，最终选择将所有信号进行EMD分析，得到低频平稳信号的均值，将该均值作为真正意义上的测量值，以消除外界干扰的影响。此外，实验前均需测量传感器的初始值，并减去得到实际变化值。实验数据后处理通过MATLAB程序进行批量操作。
以下请结合图3所示，图中,①为俯仰平台(含压电片、螺栓等构件)；②为超微型旋翼；③为光电传感器，用于测量旋翼转速，传感器安装靠近于旋翼翼根部位，减少对旋翼尾迹流场的干扰；④为微型电机；⑤为高精度的力和扭矩传感器，传感器与电机之间通过高强度的轻质碳纤杆相连接；⑥为基底，安装有水平仪，可调节旋翼的水平。
首先说明一下旋翼的俯仰驱动机理，如图4为旋翼二维剖面示意图，当压电片因为逆压电效应产生驱动力时，该力作用下旋翼上，同时旋翼在1/4弦线处通过杆与轴承连接，因而在压电片驱动下，旋翼绕1/4弦线进行一定幅度的俯仰运动。
旋翼和压电片的连接需要一个支撑平台，同时该平台又能与电机连接，从而带动旋翼的高速旋转。平台要求尺寸尽可能小，不超过电机直径，避免对旋翼下方流场产生干扰，同时又希望小尺寸平台尽可能安装较长的压电片，因为压电片越长末端位移越大，这是实验所需求的。
请参阅图5所示，支撑旋翼和压电片的俯仰平台1呈田径场形，反对称结构，椭圆的设计是为了俯仰平台旋转过程中整流，避免在俯仰平台处出现复杂的流动现象，影响旋翼尾迹流动。俯仰平台整体高6.5mm，宽12mm，长14mm。俯仰平台为一对板状结构，包括上支撑板11和下支撑板13，所述上支撑板11和下支撑板13通过两端的支撑腿15连接为一体，上支撑板11和下支撑板13的中心开设有中心孔111，中心孔直径为1.5mm，贯穿俯仰平台，电机杆由此插入，将俯仰平台和电机相连，俯仰平台随着电机杆的旋转而旋转。在支撑腿上开设有轴承安装孔151，直径3mm。旋翼翼根1/4弦线处通过杆与轴承相连，从而产生绕杆的俯仰运动。在上支撑板11和下支撑板13之间且沿着椭圆的长轴方向设置有一对压电片固支端113，压电片的一端插入一对压电片固支端113的上下间隙内，间隙厚度为0.45mm，即压电片厚度，再通过螺栓孔115安装紧固螺栓使压电片末端固支。紧固螺栓孔径为1.6mm。压电片固支端靠近平台一侧，固支端旁为压电片的上下振动提供较大的空间。
由于俯仰平台需要随着实验的校核对尺寸进行调整，金属加工成本和耗时都很大，因此，本发明采用高精度3D打印技术进行平台的制作。
压电片种类很多，本发明以P5H型压电陶瓷作为驱动器，该型号压电陶瓷介电常数较大，能在尽可能短的情况下产生较大的末端位移，从而避免压电片尺寸过大对旋翼流场产生大的干扰。由于压电陶瓷片极脆易碎，所以常以铜片为基底，这样不仅加强了其导电率，还拓展了其末端弯曲的延展性。本发明以0.25mm厚磷铜片为基底与0.3mm厚P5H型压电片粘连制作压电作动片，作动片为矩形，宽5mm，长20mm。
压电片需要高电压驱动，本发明所采用的高压放大器，最高可放大电压30倍，最大电压600V。压电片驱动信号正弦函数，θ(t)＝θ0·sin(2πfpt)+θhias，式中θ0为俯仰角幅值，fp为拍动频率，t为时间，θhias为初始俯仰角，默认为0。经测试放大电压200V，频率20Hz时压电片末端振幅最大。由于压电片随旋翼一起旋转，所以采用导电滑环连接电压放大器，导电滑环瞬时最大转速可达6500RPM。
本发明装置能驱动超微型尺度(展长7.5cm内)旋翼在高速旋转的同时进行俯仰运动，并测量其推进性能参数。图6和图7分别为为测得旋翼转速2000RPM，最大俯仰角4°时的推力和扭矩曲线，可看出明显的正弦波动，波动幅值也与仿真相近。
与现有技术相比，本发明的有益效果如下：
1、旋翼的俯仰运动带来了较高的涡升力，提高超微型旋翼的推进性能
由于超微型旋翼飞行雷诺数在20000以下，属于极低雷诺数下的流动，此时惯性力作用减小，黏性力影响增大，易引发层流分离进而导致旋翼气动性能急剧下降，超微型旋翼品质因数降低。目前微型旋翼飞行器多采用稳态空气动力学理论设计的传统螺旋桨，但由于超微型旋翼飞行器对能量效率要求很高，传统的优化设计方法对超微型旋翼气动特性和推进效率的提高有限。由于超微型旋翼尺寸较小，同时往往由两片旋翼组成，这与昆虫扑翼存在一定相似性，从传统的空气动力学角度分析，昆虫扑翼产生的升力与昆虫重量基本相当，但实际中昆虫甚至能进行几倍于自身重力的负载飞行。昆虫之所以能产生如此高升力，在于其扑翼存在拍飞、延迟失速、旋转环流、尾迹捕获等众多机理。鉴于昆虫扑翼运动的延迟失速机理，本发明在旋翼旋转中引入俯仰运动。首先，使旋翼发生高频扑动，这种非定常运动产生局部不稳定气流，由于桨叶前缘存在压力梯度，于是气流在前缘发生分离形成前缘涡，旋转的前缘涡在桨叶上表面产生低压区，桨叶上下表面的压差增大，升力提高。加之桨叶拍动频率很高，下拍时间很短，在失速以前该前缘涡始终未从桨叶表面脱落，从而在桨叶扑动的整个过程中都存在前缘涡的高升力。
2、旋翼表面展向气流的存在延缓了涡脱落
旋翼翼根到翼尖还存在展向气流，展向气流使前缘涡在旋翼前缘以螺旋形分布，前缘涡强度逐渐减弱，最终在翼尖处与翼尖涡汇集成尾涡。这种展向气流机制减小了气流的弦向能量消耗，使前缘涡在扑动过程中能稳定地附着在旋翼上。
3、俯仰平台的椭圆形结构避免了平台对旋翼尾迹区的影响
旋翼无论在悬停状态还是前飞状态，其桨尖涡在旋翼尾迹中都占据主导地位，桨尖涡的位置随着旋翼方位角的不断增大，每片桨叶桨尖涡的径向位置逐渐向里移动，而其轴向位置逐渐向下移动。旋翼尾迹区对旋翼的气动载荷和性能等有重要影响，本发明中俯仰平台的椭圆形设计是为了俯仰平台旋转过程中整流，避免在平台处出现复杂的流动现象，影响旋翼尾迹区中桨尖涡的运动，否则会造成旋翼的尾迹区不再轴对称，干扰尾迹区中桨尖涡的正常运动。
Claims (10)
1.一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：包括俯仰平台(1)，超微型旋翼(2)固定连接在该俯仰平台(1)上，所述俯仰平台(1)上进一步连接有驱动超微型旋翼(2)振动的驱动装置以及检测微型旋翼(2)振动的压电片，所述压电片的一端固定在俯仰平台(1)上，另一端悬空且与微型旋翼(2)固定连接，所述压电片随着微型旋翼(2)的运动而一起运动；所述俯仰平台(1)由上下一对板状结构形成，在一对板状结构之间设置有压电片固支端，压电片的一端固定安装在压电片固支端之间。
2.根据权利要求1所述的一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：在一对板状结构之间设置有轴承安装孔，微型旋翼通过杆与轴承连接，从而产生绕杆的俯仰运动；当压电片和微型旋翼安装在俯仰平台上后，所述压电片固支端的延伸方向与微型旋翼的延伸方向垂直设置。
3.根据权利要求2所述的一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：所述压电片固支端的一侧开设有运动空间，为压电片的上下震动提供活动空间。
4.根据权利要求1所述的一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：所述压电片采用导电滑环连接在驱动装置上；所述导电滑环的瞬时最大转速高达6500RPM。
5.根据权利要求1所述的一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：所述微型旋翼在四分之一弦线处通过杆与轴承连接，从而将微型旋翼安装在俯仰平台上。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：所述俯仰平台的尺寸不超过驱动装置的直径，避免对旋翼下方流场产生干扰。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：所述俯仰平台呈田径场形，反对称结构的椭圆形状，以在平台旋转过程中整流，避免在平台处出现复杂的流动现象，影响旋翼尾迹流动。
8.根据权利要求1至5中任一项所述的一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：所述俯仰平台采用3D打印技术制作而成。
9.根据权利要求1至5中任一项所述的一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：所述压电片为以磷铜片为基底，P5H型压电片粘连制作压电作动片。
10.根据权利要求1至5中任一项所述的一种超微型旋翼俯仰运动推进性能的测试装置，其特征在于：该测试装置进一步包括有检测微型旋翼的力和扭矩的力传感器和扭矩传感器，该力传感器和扭矩传感器通过轻质碳纤杆与驱动装置连接。
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Families Citing this family (1)
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|---|---|---|---|---|
| CN116399552B (zh) * | 2023-06-08 | 2023-08-18 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种低雷诺数风洞试验方法及系统 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1808057A (zh) * | 2005-12-27 | 2006-07-26 | 上海大学 | 微型旋翼机桨距变化动态测量方法和装置 |
| CN101368817A (zh) * | 2008-10-13 | 2009-02-18 | 上海大学 | 微型旋翼飞行器变距机构中弹性连杆变形量的动态测量方法及系统 |
| CN104760280A (zh) * | 2014-12-24 | 2015-07-08 | 上海大学 | 可飞行的3d打印机器人 |
| CN105021337A (zh) * | 2015-07-30 | 2015-11-04 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 螺旋桨驱动旋转测力装置及测力方法 |
| CN105923169A (zh) * | 2016-07-06 | 2016-09-07 | 西安交通大学 | 一种油电混合无人飞行器供电系统测试平台及其测试方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20130313362A1 (en) * | 2012-05-22 | 2013-11-28 | Michael Cardin | Aircraft Ground Run-Up Protection Barrier For Propeller Equipped Planes |
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1808057A (zh) * | 2005-12-27 | 2006-07-26 | 上海大学 | 微型旋翼机桨距变化动态测量方法和装置 |
| CN101368817A (zh) * | 2008-10-13 | 2009-02-18 | 上海大学 | 微型旋翼飞行器变距机构中弹性连杆变形量的动态测量方法及系统 |
| CN104760280A (zh) * | 2014-12-24 | 2015-07-08 | 上海大学 | 可飞行的3d打印机器人 |
| CN105021337A (zh) * | 2015-07-30 | 2015-11-04 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 螺旋桨驱动旋转测力装置及测力方法 |
| CN105923169A (zh) * | 2016-07-06 | 2016-09-07 | 西安交通大学 | 一种油电混合无人飞行器供电系统测试平台及其测试方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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