CN109682566A - 无人机测试系统及测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种无人机测试系统及测试方法，涉及无人机测试技术领域。主要采用的技术方案为：无人机测试系统，其包括：风洞装置，用于输出风速V1的气流，所述风速V1可调；动力测试平台，用于安装被测螺旋桨，并检测所述被测螺旋桨在所述气流且在转速V2时的拉/压力F，所述转速V2可调；处理装置，连接所述动力测试平台，用于基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率。本发明实施例提供的无人机测试系统，其能够对无人机的电动力系统转化效率进行测试。

Description

无人机测试系统及测试方法

技术领域

本发明涉及无人机测试技术领域，特别是涉及一种无人机测试系统及测试方法。

背景技术

无人机是无人驾驶飞机的简称，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。

现有技术中，在无人机的研发和测试的过程中，均需要对无人机的一系列功能参数进行测试，例如动力系统的转动扭矩、动力系统的拉压力等，并针对测试上述参数设置了对应的测试装置或系统。

但是，现有的无人机测试装置或系统，其无法测量无人机的电动力系统转化效率，尤其是无人机在动态状态下的电动力系统转化效率，所以该技术问题需要进一步解决。

发明内容

有鉴于此，本发明所要解决的技术问题是提供一种无人机测试系统及测试方法，使其能够对无人机的电动力系统转化效率进行检测。

本发明提供的一种无人机测试系统，其包括：

风洞装置，用于输出风速V1的气流，所述风速V1可调；

动力测试平台，用于安装所述无人机的被测螺旋桨，并检测所述被测螺旋桨在所述气流且在转速V2时的拉/压力F，所述转速V2可调；

处理装置，连接所述动力测试平台，用于基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述风洞装置包括：供风设备；

所述供风设备包括：风机驱动电机和风机叶片；

所述风机驱动电机带动所述风机叶片转动；

所述风机驱动电机的转速可调。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述风洞装置还包括：

出风设备，所述出风设备与所述供风设备的出风口连接；

所述出风设备包括缩径风道、格栅网和直筒型的稳流风道，所述缩径风道的入风口的面积大于出风口的面积，所述稳流风道的横截面积等于缩径风道的出风口面积；

其中，所述缩径风道的入风口与所述供风设备的出风口连接，所述格栅网设置在所述缩径风道的出风口，用于稳定气流，所述稳流风道与所述缩径风道的出风口连接。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述缩径风道的入风口的面积与出风口的面积之比在3:1-5:1之间。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述格栅网设置有矩阵型排列的方形网孔，且所述方形网孔的孔边长度为1-3cm。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述稳流风道的长度为2-5m。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述动力测试平台还用于连接被测供电设备，所述被测供电设备用于为所述动力测试平台提供一定的电流和电压，所述一定的电流和电压可调；

所述处理装置用于基于所述风速V1、所述拉/压力F以及所述一定的电流和电压获取所述无人机的电动力系统转化效率。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述动力测试平台通过被测电子调速器连接被测驱动电机，并与所述被测螺旋桨连接；

所述被测驱动电机用于驱动所述被测螺旋桨转动；

所述被测电子调速器用于调整向所述被测驱动电机提供的电流和电压；

所述动力测试平台还用于检测所述被测电子调速器的输出电流和电压，以及检测所述被测驱动电机的转动扭矩；

所述处理装置还用于基于所述转速V2、所述转动扭矩以及所述被测电子调速器的输出电流和电压获取所述被测驱动电机转化效率；以及，基于所述被测电子调速器的输出电流和电压和所述一定的电流和电压获取所述被测电子调速器的转化效率。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述动力测试平台包括第一支撑平台、滑动支架、拉压传感器；

所述滑动支架与所述第一支撑平台滑动连接，且滑动方向与所述风洞装置的气流方向平行，用于安装所述被测驱动电机和与所述被测驱动电机连接的被测螺旋桨；

所述拉压传感器的两端分别与所述第一支撑平台和所述滑动支架连接，并与所述滑动支架的滑动方向平行，用于检测所述被测螺旋桨在所述气流且在所述转速V2时的拉/压力F。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述动力测试平台还包括转速扭矩传感器，所述转速扭矩传感器与所述被测驱动电机连接，用于检测所述被测驱动电机和被测螺旋桨转动时产生的转动扭矩和所述转速V2。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述滑动支架包括相对的第一支撑体和第二支撑体，以及分别连接所述第一支撑体和所述第二支撑体的底部支撑体，所述底部支撑体与所述第一支撑平台滑动连接；

所述被测驱动电机固定连接在所述第一支撑体上，所述被测螺旋桨转动地连接在所述第二支撑体上，且所述被测驱动电机的驱动轴与所述被测螺旋桨连接；所述转速扭矩传感器固定连接在所述底部支撑体上，并与所述被测驱动电机的驱动轴连接；所述拉压传感器的一端与所述第一支撑体连接、另一端与所述第一支撑平台连接。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述滑动支架包括第一端和第二端，所述转速扭矩传感器为光电式转速扭矩传感器；

所述滑动支架的第一端与所述光电式转速扭矩传感器固定连接；所述光电式转速扭矩传感器的检测端与所述被测驱动电机的定子连接，所述光电式转速扭矩传感器的光电检测端与所述被测驱动电机的转子上设置的挡光片位置相对，能够在所述被测驱动电机转动时检测所述被测驱动电机的转速；所述滑动支架的第二端与所述拉压传感器的一端连接，所述拉压传感器的另一端与所述第一支撑平台连接；

其中，设置在所述被测驱动电机的转子上的挡光片的数量为多个，且间隔地均布在转子外表面一周。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述被测供电设备包括：

太阳能电池、太阳能控制器以及蓄电池，所述太阳能电池与所述太阳能控制器连接，所述太阳能控制器以及蓄电池均与所述被测电子调速器连接。

可选的，前述的无人机测试系统，其还包括：

温度检测装置，所述温度检测装置检测所述被测供电设备的温度、所述被测电子调速器的温度以及所述被测驱动电机的温度，且所述温度检测装置与所述处理装置连接，用于将检测得到的温度数据传输给所述处理装置；

其中，当处理装置根据所得到的温度数据判断所述被测驱动电机、所述被测供电设备或所述被测电子调速器的温度超出预设温度时，控制所述被测供电设备停止输出。

另一方面，本发明还提供的一种无人机测试方法，应用于上述实施例提供的所述无人机测试系统，所述无人机测试系统包括：

风洞装置，用于输出风速V1的气流，所述风速V1可调；

动力测试平台，用于安装所述无人机的被测螺旋桨，并检测所述被测螺旋桨在所述气流且在转速V2时的拉/压力F，所述转速V2可调；

处理装置，连接所述动力测试平台，用于基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率；

所述方法包括：

调节风洞装置输出的气流的风速V1；

调节被测螺旋桨的转速V2；

检测所述被测螺旋桨在所述气流且在转速V2时的拉/压力F；

基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率。

可选的，前述的无人机测试方法，其中所述动力测试平台连接被测供电设备，

基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率，包括：

获取所述被测供电设备输出的电流和电压，所述被测供电设备输出的电流和电压可调；

基于所述风速V1、所述拉/压力F以及所述被测供电设备输出的电流和电压获取所述无人机的电动力系统转化效率。

可选的，前述的无人机测试方法，其还包括：

所述动力测试平台通过被测电子调速器连接被测驱动电机，并与所述被测螺旋桨连接；

检测所述被测电子调速器的输出电流和电压，以及检测所述被测驱动电机的转动扭矩；

基于所述转速V2、所述转动扭矩以及所述被测电子调速器的输出电流和电压获取所述被测驱动电机转化效率；

基于所述被测电子调速器的输出电流和电压和所述被测供电设备输出的电流和电压获取所述被测电子调速器的转化效率。

另一方面，本发明还提供的一种风洞装置，其包括：

供风设备和出风设备，所述出风设备与所述供风设备的出风口连接；

所述供风设备包括风机驱动电机和风机叶片；所述风机驱动电机带动所述风机叶片转动；所述风机驱动电机的转速可调；

所述出风设备包括缩径风道、格栅网和直筒型的稳流风道，所述缩径风道的入风口的面积大于出风口的面积，所述稳流风道的横截面积等于缩径风道的出风口面积；

所述缩径风道的入风口与所述供风设备的出风口连接，所述格栅网设置在所述缩径风道的出风口，用于稳定气流，所述稳流风道与所述缩径风道的出风口连接。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述缩径风道的入风口的面积与出风口的面积之比在3:1-5:1之间。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述格栅网设置有矩阵型排列的方形网孔，且所述方形网孔的孔边长度为1-3cm。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述稳流风道的长度为2-5m。

另一方面，本发明还提供的一种动力测试平台，其包括：

第一支撑平台、滑动支架、拉压传感器；

所述滑动支架与所述第一支撑平台滑动连接，且滑动方向与所述风洞装置的气流方向平行，用于安装所述被测驱动电机和与所述被测驱动电机连接的被测螺旋桨；所述拉压传感器的两端分别与所述第一支撑平台和所述滑动支架连接，并与所述滑动支架的滑动方向平行，用于检测所述被测螺旋桨在所述气流且在所述转速V2时的拉/压力F。

可选的，前述的无人机测试系统，其还包括：

转速扭矩传感器，所述转速扭矩传感器与所述被测驱动电机连接，用于检测所述被测驱动电机和被测螺旋桨转动时产生的转动扭矩和所述一定转速V2。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述滑动支架包括相对的第一支撑体和第二支撑体，以及分别连接所述第一支撑体和所述第二支撑体的底部支撑体，所述底部支撑体与所述第一支撑平台滑动连接；

所述被测驱动电机固定连接在所述第一支撑体上，所述被测螺旋桨转动地连接在所述第二支撑体上，且所述被测驱动电机的驱动轴与所述被测螺旋桨连接；所述转速扭矩传感器固定连接在所述底部支撑体上，并与所述被测驱动电机的驱动轴连接；所述拉压传感器的一端与所述第一支撑体连接、另一端与所述第一支撑平台连接。

可选的，前述的无人机测试系统，其中所述滑动支架包括第一端和第二端，所述转速扭矩传感器为光电式转速扭矩传感器；

所述滑动支架的第一端与所述光电式转速扭矩传感器固定连接；所述光电式转速扭矩传感器的检测端与所述被测驱动电机的定子连接，所述光电式转速扭矩传感器的光电检测端与所述被测驱动电机的转子上设置的挡光片位置相对，能够在所述被测驱动电机转动时检测所述被测驱动电机的转速；所述滑动支架的第二端与所述拉压传感器的一端连接，所述拉压传感器的另一端与所述第一支撑平台连接；

其中，设置在所述被测驱动电机的转子上的挡光片的数量为多个，且间隔地均布在转子外表面一周。

借由上述技术方案，本发明无人机测试系统及测试方法至少具有下列优点：

本发明技术方案中，无人机测试系统包括风洞装置、动力测试平台、以及处理装置。其中风洞装置能够模拟得到适合测试无人机飞行时的风阻，并能够测试出对应的风速V1；动力测试平台能够安装和驱动被测螺旋桨转动，模拟无人机的动力部分，并能够测出转速、和被测螺旋桨转动时产生的拉/压力F；同时可以知道供给动力测试平台工作的电流和电压数据，即模拟无人机的供电系统。进而通过将风洞装置吹出的气流作用在动力测试平台安装的被测螺旋桨上，并能够通过调整风洞装置输出的气流的风速和调整测试平台上被测螺旋桨的转速，则可以模拟无人机在一定的风阻下工作的状态，此时相当于模拟了无人机在预设风速下的飞行动作，实现了在动态状态下测试风速V1、转速V2、以及拉/压力F等数据，进而处理装置根据上述数据能够通过计算得到动态状态下的无人机的电动力系统转化效率。此外，在关闭风洞装置，仅使用动力测试平台以及处理装置，本发明个实施例提供的系统还能够测得无人机在静态工作状态下，即无风阻的情况下的转速V2、拉/压力F等数据。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，并可依照说明书的内容予以实施，以下以本发明的较佳实施例并配合附图详细说明如后。

附图说明

图1是本发明的实施例提供的一种无人机测试系统的结构示意图。

图2是本发明的实施例提供的一种无人机测试系统的动力测试平台结构示意图。

图3是本发明的实施例提供的一种无人机测试系统的另一种动力测试平台结构示意图。

图4是本发明的实施例提供的一种无人机测试方法流程示意图。

具体实施方式

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效,以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的无人机测试系统及测试方法，其具体实施方式、方法、结构、特征及其功效，详细说明如后。在下述说明中，不同的“一实施例”或“实施例”指的不一定是同一实施例。此外，一或多个实施例中的特定特征、结构、或特点可由任何合适形式组合。

实施例一

如图1-图3所示，本发明的实施例一提出的一种无人机测试系统，其包括：风洞装置1、动力测试平台3、以及处理装置(图中未示出)；所述风洞装置1用于输出风速V1的气流，所述风速V1可调；所述动力测试平台3用于安装被测螺旋桨5，并检测所述被测螺旋桨5在所述气流且在转速V2时的拉/压力F，所述转速V2可调；所述处理装置连接所述动力测试平台,用于基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率。

可选的，风洞装置1与动力测试平台3相对设置，当然也可以采用其他设置方法，只要使风动装置1输出的气流作用到测试平台3的螺旋桨上即可。

具体的，本发明实施例提供的无人机测试系统，其是用于模拟无人机的动态工作情况的一个系统，通过风洞装置1输出风速V1的气流，来模拟无人机受到的风阻；通过动力测试平台3使被测螺旋桨5转动的工作，来模拟无人机的动力部分的工作，被测螺旋桨5的转动可以由被测驱动电机驱动，而被测驱动电机可以作为动力测试平台3的一部分，由动力测试平台3直接获取被测驱动电机的转速V2数据；进而将上述的风洞装置1、动力测试平台3以及进行结合，就可以得到无人机在一定风阻状态下飞行的工作状态，即得到无人机的动态状态；最后通过测试得到对应的风速V1数据、动力测试平台3检测的拉/压力F、转速V2的数据，以及根据预先设定，或者是已知的，直接由处理装置获取供给给动力测试平台3的电流和电压，或者人工的方式将电流和电压输入到处理装置中。这样通过上述数据，就可以通过处理装置计算得到所模拟的无人机的电动力系统转化效率。

本发明实施例中提供的风洞装置1，其可以任何结构的能够输出平稳的气流的装置，例如提供水平输出的气流，但需要注意的是风洞装置1输出的气流需要满足测试无人机的需要，以及需要在风洞装置1的出风端设置风速计2，使风速计2能够时刻的检测风洞装置1的出风速度，该风速计2需要与处理装置连接，将所检测的风速V1数据直接传输给处理装置。

本发明实施例中提供的动力测试平台3，其具有能够安装和驱动被测螺旋桨5的结构，保证被测螺旋桨5正常的转动工作，且动力测试平台3需要与风洞装置1的出风端相对，即安装在动力测试平台3上的被测螺旋桨5与风洞装置1的出风端相对，使风洞装置1输出的气流能够作用在被测螺旋桨5上，能够模拟出被测螺旋桨5受到一定风阻的效果；此外，动力测试平台3可以根据测试被测螺旋桨5转动时的拉/压力F和转速V2设置合适的检测器件，例如拉压传感器33和转速扭矩传感器34。

本发明实施例中提供的处理装置，其可以存储有用于计算无人机的电动力系统转化效率函数公式，还可以存储用于计算无人机其他系统或装置工作小路的函数公式，例如可以包括被测驱动电机转化效率函数、被测电子调速器转化效率函数、被测供电设备中的蓄电池的放电效率函数；另外，还可以包括被测驱动电机力效值函数、被测电子调速器力效值函数以及被测供电设备中的蓄电池力效值函数。进而处理装置可以根据获取的风速数据、拉/压力数据、转速的数据，以及其他检测的数据，计算得到上述效率，以供无人机的测试和开发的应用。

本发明技术方案中，无人机测试系统包括风洞装置1、动力测试平台3、以及处理装置。其中风洞装置1能够模拟得到适合测试无人机飞行时的风阻，并能够测试出对应的风速V1；动力测试平台3能够安装和驱动被测螺旋桨5转动，模拟无人机的动力部分，并能够测出转速V2、和被测螺旋桨5转动时产生的拉/压力F；同时可以知道供给动力测试平台3工作的电流和电压数据，即模拟无人机的供电系统。进而通过将风洞装置1吹出的气流作用在动力测试平台3安装的被测螺旋桨5上，并能够通过调整风洞装置1输出的气流的风速和调整动力测试平台3上被测螺旋桨5的转速V2，则可以模拟无人机在一定的风阻下工作的状态，此时相当于模拟了无人机在预设风速下的飞行动作，实现了在动态状态下测试风速V1、转速V2、以及拉/压力F等数据，进而处理装置根据上述数据能够通过计算得到动态状态下的无人机的电动力系统转化效率。此外，在关闭风洞装置1，仅使用动力测试平台3以及处理装置，本发明个实施例提供的系统还能够测得无人机在静态工作状态下，即无风阻的情况下的转速V2、拉/压力F等数据。

在具体实施中，为了实现风洞装置输出的气流的风速V1可调，所述风洞装置可以包括供风设备11，且供风设备11由风机驱动电机和风机叶片构成；所述风机驱动电机能够带动所述风机叶片转动，且风机驱动电机能够调整转速，例如通过输入不同大小的电流和电压来调整转速，进而调整风速V1。

如图1所示，在具体实施中，其中本发明实施例提供的无人机测试系统的风洞装置1还包括：出风设备12，所述出风设备12与所述供风设备11的出风口连接；所述出风设备12包括缩径风道121、格栅网122和直筒型的稳流风道123，所述缩径风道121的入风口的面积大于出风口的面积，所述稳流风道123的横截面积等于缩径风道121的出风口面积；其中，所述缩径风道121的入风口与所述供风设备11的出风口连接，所述格栅网122设置在所述缩径风道121的出风口，用于稳定气流，所述稳流风道123与所述缩径风道121的出风口连接。

具体的，供风设备11还可以是由风机和减速机组成，风机的功率以及减速机的型号均可以根据具体使用需要进行选择，风机的出风口可以水平的放置，使吹出的风是水平方向的，即可以将风机和减速机固定在架体或者地面上，使风机的出风扣水平的设置。出风设备12为调整供风设备11的出风为平稳出风的关键结构，出风设备12可以设置在一个架体上，也可以直接固定在地面上，并与供风设备11的出风口水平相对。其中出风设备12的缩径风道121是用于进一步提高风机的出风压力和风速的装置，其入风口的面积可以与风机的出风口的截面相同，其出风口的面积需要小于入风口的面积，且可选的缩径风道121的入风口的面积与出风口的面积之比在3:1-5:1之间。格栅网122是设置在缩径风道121出风口的，主要作用是将风机发出，通过缩径风道121的具有一定压力和速度的气流平稳化，使输出的气流为水平的平稳气流，避免乱流；格栅网122的规格优选为矩阵型排列的方形网孔，且优选方形网孔的孔边长度为1-3cm，例如可以是2cm。稳流风道123可以是直筒型的，主要起到进一步稳定气流的功能，其截面积需要与缩径风道121的出风端的面积相同，其可选的长度可以为2-5m，例如可以是3米。

在具体实施中其中，本发明实施例提供的无人机测试系统还包括：被测供电设备6，所述被测供电设备6与所述动力测试平台3连接，用于为所述测试平台提供一定的电流和电压，所述一定的电流和电压可调；所述处理装置用于基于所述风速V1、所述拉/压力F以及所述一定的电流和电压获取所述无人机的电动力系统转化效率。

具体的，被测供电设备6可以作为动力测试平台3的一部分，而直接得到其输出的电流和电压数据，即默认处理装置可以直接获取被测供电设备6输出的一定的电流和电压的数据。或者被测供电设备6是单独设置在动力测试平台3上的部件，其可以是蓄电池、太阳能电池或者是蓄电池和太阳能电池的结合，只要能够为动力测试平台3供电即可。进而可以通过使用电流表盒电压表等设备检测被测供电设备6输出的电流和电压数据，并将检测得到的数据传输给处理装置，这样处理装置可以根据上述数据计算得到无人机的电动力系统转化效率。

进一步的，本发明实施例提供的无人机测试系统还包括：被测电子调速器7和被测驱动电机4；所述被测驱动电机4安装在所述动力测试平台3上，并与所述被测螺旋桨5连接，用于驱动所述被测螺旋桨5在所述转速V2下转动，以及检测得到所述被测驱动电机4的转动扭矩；所述被测电子调速器7连接在所述被测供电设备6和所述被测驱动电机4之间，用于调整为所述被测驱动电机4提供的电流和电压，并检测得到所述被测电子调速器的输出电流和电压；所述处理装置用于基于所述转速V2、所述转动扭矩以及所述被测电子调速器的输出电流和电压获取所述被测驱动电机转化效率；以及，基于所述被测电子调速器的输出电流和电压和所述一定的电流和电压获取所述被测电子调速器的转化效率。

具体的，为了良好的模拟无人机的工作状态，被测供电设备6与被测驱动电机4之间不要直接连接，可以通过被测电子调速器7连接，这样被测电子调速器7可以调整输出给被测驱动电机4的电流和电压的大小，以实现对被测驱动电机4转速的调整，进而实现对被测螺旋桨5的转速V2的调整。在测量对被测驱动电机4的供能输出时，可以包括被测供电设备6中蓄电池输出的电流和电压数据，以及被测电子调速器7输出的电流和电压数据，以用作后续的电动力系统转化效率的计算数据。另外，在检测被测供电设备6的输出电流和电压数据，以及检测被测电子调速器7的输出电流和电压数据时，均可以使用电流表和电压表检测直接连接在被测供电设备6和被测电子调速器7的输出电线上进行检测。

如图1-图3所示在具体实施中，其中动力测试平台3包括第一支撑平台31、滑动支架32、拉压传感器33和转速扭矩传感器34；所述滑动支架32与所述第一支撑平台31滑动连接，且滑动方向与所述风洞装置1的气流方向平行，用于安装所述被测驱动电机4和与所述被测驱动电机4连接的被测螺旋桨5；所述拉压传感器33的两端分别与所述第一支撑平台31和所述滑动支架32连接，并与所述滑动支架32的滑动方向平行，用于检测所述被测螺旋桨5在所述气流且在转速V2时的拉/压力F；所述转速扭矩传感器34与所述被测驱动电机4连接，用于检测被测驱动电机4和被测螺旋桨5转动时产生的转动扭矩和转速V2。

具体的，将动力测试平台3设置为第一支撑平台31和滑动支架32的形式，是为了测试被测驱动电机4和被测螺旋桨5转动工作时产生的拉/压力的，具体的原理为，通过将被测驱动电机4和与被测驱动电机4连接的被测螺旋桨5连接在滑动支架32上，将滑动支架32模拟的作为无人机的机身结构，然后滑动支架32滑动的连接在第一支撑平台31上，并在滑动支架32和第一支撑平台31之间连接拉压传感器33，需要保证拉压传感器33与滑动方向平行，即与被测驱动电机4和被测螺旋桨5所带动的滑动支架32的将要运行的方向平行，这样在被测驱动电机4带动被测螺旋桨5转动而产生拉/压力F时，拉压传感器33能够直接测得。转速扭矩传感器34是能够直接检测转动体的转速和扭矩的装置，在本发明实施例中用于检测被测驱动电机4带动被测螺旋桨5转动时的转速V2和扭矩，其可以根据被测驱动电机4的类型选择对应的型号，但其安装方式均可以是固定在滑动支架32上，然后将检测端直接连接在被测驱动电机4上。此外，滑动支架32与第一支撑平台31之间的滑动连接，可以是滑轨和滑槽的滑动连接方式，例如在滑动支架32的底部设置C滑槽，在第一支撑平台31的表面设置与C型滑槽相配合的滑轨。

进一步的，针对被测驱动电机4的不同型号滑动支架32的结构可以具体的调整，同时转速扭矩传感器34也可以针对的选用合适的型号。

其一、如图2所示，在被测驱动电机4为非中空式无刷电机时，可以将滑动支架32设置为包括相对的第一支撑体321和第二支撑体322，以及分别连接所述第一支撑体321和所述第二支撑体322的底部支撑体323的结构；其中，所述底部支撑体323与所述第一支撑平台31滑动连接。此时被测驱动电机4固定连接在所述第一支撑体321上，例如可以将被测驱动电机4的尾端通过螺栓固定的连接在第一支撑体321上，并使被测驱动电机4的驱动轴朝向第二支撑体322；将被测螺旋桨5转动的连接在第二支撑体322上，例如可以通过轴承转动的连接在第二支撑体322上，且被测螺旋桨5处于第二支撑体322的背离第一支撑体321的一侧，被测螺旋桨5与被测驱动电机4的驱动轴连接，这样被测驱动电机4在转动时可以带动被测螺旋桨5转动，且被测螺旋桨5的转动不会受到滑动支架32或者第一支撑平台31的干涉，并能够将滑动直接作为检测整体拉/压力的结构。此外，针对上述的非中空式无刷电机转速扭矩传感器34可以选择直测型，即转速扭矩传感器34是两端设置有连接轴，能够联轴器一端的连接轴连接在被测驱动电机4的驱动轴上，另一端的连接轴与被测螺旋桨5连接，且转速扭矩传感器34需要固定在滑动支架32的底部支撑体上，这样在被测驱动电机4转动工作时，转速扭矩传感器34能够直接测得转速和转动扭矩的数据。另外，此时拉压传感器33的连接方式可以是一端与第一支撑体321连接，即连接在第一支撑体321背向连接被测驱动电机4的一侧，另一端与第一支撑平台31连接，只要保证拉压传感器33与滑动支架32的滑动方向平行即可。

其二、如图3所示，在被测驱动电机4为中空式无刷电机时，滑动支架32可以包括第一端和第二端，转速扭矩传感器34为光电式转速扭矩传感器34。滑动支架32的第一端与所述光电式转速扭矩传感器34固定连接，例如通过螺栓连接；所述光电式转速扭矩传感器34的检测端与所述被测驱动电机4的定子连接，例如通过螺栓连接，光电式转速扭矩传感器34的光电检测端341与被测驱动电机4的转子上设置的挡光片41位置相对，在被测驱动电机4转动时检测被测驱动电机4的转速。所述滑动支架32的第二端与拉压传感器33的一端连接，例如可以是螺栓连接，所述拉压传感器33的另一端与第一支撑平台31连接，此时拉压传感器33可以水平的置于第一支撑平台31上，与滑动支架32的滑动方向在一条直线上。

具体的，为了保证被测驱动电机4转动的平稳，避免震动，设置在其转子上的挡光片41最好为多个且间隔的均布在转子外表面一周，例如可以设置60个挡光片41，且在转子转动时每个挡光片41均能够经过光电式转速扭矩传感器34的光电检测端341对应的区域。此时，光电式转速扭矩传感器34的检测获取被测驱动电机4转速的原理为：在被测驱动电机4的转子转动时，挡光片41通过光电式转速扭矩传感器34的光电检测端341对应的区域，每转一圈60个挡光片41会使光电管产生60个计数，如一秒钟内转了M(大于等于1的正整数)圈，则产生M*60的计数，这样被测驱动电机4的转速为光电式转速扭矩传感器34的光电管的计数除以60。

在具体实施中，其中被测供电设备6包括：太阳能电池、太阳能控制器以及蓄电池，所述太阳能电池与所述太阳能控制器连接，所述太阳能控制器以及蓄电池均与所述被测电子调速器连接。在具体的测试时，需要将太阳能电池置于能够接收阳光正常照射的位置。

具体的，通过在被测供电设备6中增设太阳能电池和太阳能控制器，能够在检测被测供电设备6的输出数据时，检测获取太阳能电池的输出电压和电流，获取输出功率，这样可以结合上述风速V1数据、动力测试平台3检测的拉/压力F、转动扭矩、转速V2的数据，通过处理装置计算得到太阳能动力系统转化效率、太阳能电池的转化效率以及太阳能控制器的转化效率。

在具体实施中，本发明实施例提供的无人机测试系统，其还包括：温度检测装置，所述温度检测装置检测所述被测供电设备6的温度、所述被测电子调速器的温度以及所述被测驱动电机4的温度，且所述温度检测装置与所述处理装置连接，用于将检测得到的温度数据传输给所述处理装置；其中，当处理装置根据所得到的温度数据判断所述被测驱动电机4、所述被测供电设备6或所述被测电子调速器的温度超出预设温度时，控制所述被测供电设备6停止输出，进而保证被测驱动电机4、供电装置以及被测电子调速器能够在安全的温度下运行。

实施例二

如图4所示，本发明的实施例二提供的一种无人机测试方法，其应用于上述实施例一提供的无人机测试系统，并以程序或者指令的方式存储在处理装置中，其包括：

S201、调节风洞装置输出的气流的风速V1。

具体的，调节风洞装置输出的气流的风速V1的方式包括：调整风洞装置供风设备的风机驱动电机的转速，或者可以通过调整与供风设备连接的出风设备的出风口面积，且调整后的风速需要经过风速计的测量，以满足检测要求为准。

S202、调节被测螺旋桨的转速V2。

具体的，调节被测螺旋桨的转速V2的方式包括：通过控制被测驱动电机的转速来调整转速V2，例如调整供给给被测驱动电机的电流和电压来调整被测驱动电机的转速V2。

S203、检测所述被测螺旋桨在所述气流且在转速V2时的拉/压力F。

具体的，可以通过拉压力传感器来检测被测螺旋桨在所述气流且在转速V2时的拉/压力F，且在检测拉/压力F时需要保证被测螺旋桨的转速V2所需要测试的转速的情况下。

S204、基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率。

具体的，动力测试平台连接被测供电设备，步骤S204中取所述无人机的电动力系统转化效率的具体过程为：

获取所述被测供电设备输出的电流和电压，所述被测供电设备输出的电流和电压可调；基于所述风速V1、所述拉/压力F以及所述被测供电设备输出的电流和电压获取所述无人机的电动力系统转化效率。

一种可能的连接方式中，所述动力测试平台通过被测电子调速器连接被测驱动电机，并与所述被测螺旋桨连接；本实施例提供的无人机测试方法还可以获取所述被测驱动电机转化效率和被测电子调速器的转化效率，具体过程为：

检测所述被测电子调速器的输出电流和电压，以及检测所述被测驱动电机的转动扭矩；基于所述转速V2、所述转动扭矩以及所述被测电子调速器的输出电流和电压获取所述被测驱动电机转化效率；基于所述被测电子调速器的输出电流和电压和所述被测供电设备输出的电流和电压获取所述被测电子调速器的转化效率。

可选的，本实施中，基于被测供电设备输出的电流和电压获取被测供电设备的转化效率。

具体的，可以是在处理装置中预先存储有计算函数，来基于上述参数计算无人机的电动力系统转化效率、被测驱动电机转化效率、被测电子调速器的转化效率和被测供电设备的转化效率。

在具体的实施中，由风速计测得的风速数据并可以直接传输给处理装置，测得的风速数据可以作为无人机的被测驱动电机和被测螺旋桨转动时的风阻的风速；动力测试平台可以安装被测驱动电机和与被测驱动电机连接的被测螺旋桨，检测的拉/压力、转速的数据，还可以检测得到转动扭矩、转速的数据，可以由动力测试平台上设置的拉压传感器和转速扭矩传感器检测得到，且检测得到的数据可直接传输给处理装置。电流和电压数据为被测驱动电机驱动被测螺旋桨时其蓄电池输出的电压和电流的数据，其可以是通过检测设备检测后传输给处理装置的，也可以是预先存储与处理装置的。此外，处理装置还可以获取被测电子调速器输出的电流和输出的电压数据。另外，上述的数据可以是实时采集的一些列数据，并通过取平均值的方式获取最终用于计算效率的风速、拉/压力、转动扭矩、转速的数据以及电流、电压数据。

处理装置中预先存储的函数可以包括：

无人机的电动力系统转化效率函数＝[(F*V1)/(Vdc*Idc)]*100％；

其中，V1为风速计测得的风速；Vdc为被测供电设备中的蓄电池的输出电压,Idc为被测供电设备中的蓄电池的输出电流；F为被测螺旋桨转动时产生的拉/压力。

进一步的，预先存储在处理装置中的函数还可以包括：

被测驱动电机转化效率函数＝[(V2*T)/(1.732*Uac*Iac)]*100％；

被测电子调速器转化效率函数＝[(1.732*Uac*Iac)/(Vdc*Idc)]*100％；

被测供电设备中的蓄电池放电效率函数＝[(Vdc*Idc*t)/标称容量]*100％；

其中，Uac为被测电子调速器输出电压有效值,Iac为被测电子调速器单相输出电流有效值；V2为被测驱动电机的转速，T为被测驱动电机的扭矩；t为被测供电设备中的蓄电池在被测驱动电机带动被测螺旋桨转速为V2时，蓄电池所能维持的最长时间。

进而通过上述的函数以及检测得到的相关数据，能够得到模拟无人机在动态的状态下的各种电动力系统转化效率的数据。

进一步的，使用本发明实施例提供的方法以及系统，还可以计算获取无人机的被测驱动电机和被测螺旋桨在无外作用气流时相关力效值数据，即静态力效值。此时，处理装置中预先存储的函数还可以包括：

被测驱动电机力效值函数＝F/V2*T1；

被测电子调速器力效值函数＝F/(1.732*Uac1*Iac1)；

被测供电设备中的蓄电池力效值函数＝F/(Vdc1*Idc1)；

其中，V2为被测驱动电机的转速；F为被测驱动电机和被测螺旋桨转动时产生的拉/压力；Uac1被测电子调速器的输出电压有效值；Vdc1为被测供电设备的蓄电池输出的直流电压；Idc1为被测供电设备的蓄电池输出的直流电流。

进而通过上述的函数以及检测得到的相关数据，能够得到模拟无人机在静态的状态下的各种静态力效值。

再进一步的，当被测供电设备增设有太阳能电池和太阳能控制器时，处理装置中存储的函数还可以包括：

太阳能动力系统转化效率＝被测螺旋桨输出功率/太阳能电池额定输出功率*100％；

太阳能电池的转化效率＝太阳能电池输出功率Ps/太阳能电池的铺设功率*100％；

太阳能控制器的转化效率＝太阳能控制器的输出功率Pout/太阳能电池输入功率Ps*100％。

通过上述的函数，能够得到增设的太阳能电池的相关转化效率。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (15)

1.一种无人机测试系统，其特征在于，包括：

风洞装置，用于输出风速V1的气流，所述风速V1可调；

动力测试平台，用于安装所述无人机的被测螺旋桨，并检测所述被测螺旋桨在所述气流且在转速V2时的拉/压力F，所述转速V2可调；

处理装置，连接所述动力测试平台，用于基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率。

2.根据权利要求1中所述无人机测试系统，其特征在于，所述风洞装置包括供风设备；

所述供风设备包括风机驱动电机和风机叶片；

所述风机驱动电机带动所述风机叶片转动；

所述风机驱动电机的转速可调。

3.根据权利要求2中所述无人机测试系统，其特征在于，所述风洞装置还包括：

出风设备，所述出风设备与所述供风设备的出风口连接；

所述出风设备包括缩径风道、格栅网和直筒型的稳流风道，所述缩径风道的入风口的面积大于出风口的面积，所述稳流风道的横截面积等于缩径风道的出风口面积；

所述缩径风道的入风口与所述供风设备的出风口连接，所述格栅网设置在所述缩径风道的出风口，用于稳定气流，所述稳流风道与所述缩径风道的出风口连接。

4.根据权利要求3中所述无人机测试系统，其特征在于，

所述缩径风道的入风口的面积与出风口的面积之比在3:1-5:1之间。

5.根据权利要求3中所述无人机测试系统，其特征在于，

所述格栅网设置有矩阵型排列的方形网孔，且所述方形网孔的孔边长度为1-3cm。

6.根据权利要求3中所述无人机测试系统，其特征在于，

所述稳流风道的长度为2-5m。

7.根据权利要求1中所述无人机测试系统，其特征在于，

所述动力测试平台还用于连接被测供电设备，所述被测供电设备用于为所述动力测试平台提供一定的电流和电压，所述一定的电流和电压可调；

所述处理装置用于基于所述风速V1、所述拉/压力F以及所述一定的电流和电压获取所述无人机的电动力系统转化效率。

8.根据权利要求7中所述无人机测试系统，其特征在于，

所述动力测试平台通过被测电子调速器连接被测驱动电机，并与所述被测螺旋桨连接；

所述被测驱动电机用于驱动所述被测螺旋桨转动；所述被测电子调速器用于调整向所述被测驱动电机提供的电流和电压；

所述动力测试平台还用于检测所述被测电子调速器的输出电流和电压，以及检测所述被测驱动电机的转动扭矩；

所述处理装置还用于基于所述转速V2、所述转动扭矩以及所述被测电子调速器的输出电流和电压获取所述被测驱动电机转化效率；以及，基于所述被测电子调速器的输出电流和电压和所述一定的电流和电压获取所述被测电子调速器的转化效率。

9.根据权利要求8中所述无人机测试系统，其特征在于，

所述动力测试平台包括第一支撑平台、滑动支架、拉压传感器；

所述滑动支架与所述第一支撑平台滑动连接，且滑动方向与所述风洞装置的气流方向平行，用于安装被测驱动电机和与所述被测驱动电机连接的被测螺旋桨；

所述拉压传感器的两端分别与所述第一支撑平台和所述滑动支架连接，并与所述滑动支架的滑动方向平行，用于检测所述被测螺旋桨在所述气流且在所述转速V2时的拉/压力F。

10.根据权利要求9中所述无人机测试系统，其特征在于，所述动力测试平台还包括转速扭矩传感器，所述转速扭矩传感器与所述被测驱动电机连接，用于检测所述被测驱动电机和所述被测螺旋桨转动时产生的转动扭矩和所述转速V2。

11.根据权利要求10中所述无人机测试系统，其特征在于，

所述滑动支架包括相对的第一支撑体和第二支撑体，以及分别连接所述第一支撑体和所述第二支撑体的底部支撑体，所述底部支撑体与所述第一支撑平台滑动连接；

所述被测驱动电机固定连接在所述第一支撑体上，所述被测螺旋桨转动地连接在所述第二支撑体上，且所述被测驱动电机的驱动轴与所述被测螺旋桨连接；所述转速扭矩传感器固定连接在所述底部支撑体上，并与所述被测驱动电机的驱动轴连接；所述拉压传感器的一端与所述第一支撑体连接、另一端与所述第一支撑平台连接。

12.根据权利要求10中所述无人机测试系统，其特征在于，

所述滑动支架包括第一端和第二端，所述转速扭矩传感器为光电式转速扭矩传感器；

所述滑动支架的第一端与所述光电式转速扭矩传感器固定连接；所述光电式转速扭矩传感器的检测端与所述被测驱动电机的定子连接，所述光电式转速扭矩传感器的光电检测端与所述被测驱动电机的转子上设置的挡光片位置相对，能够在所述被测驱动电机转动时检测所述被测驱动电机的转速；所述滑动支架的第二端与所述拉压传感器的一端连接，所述拉压传感器的另一端与所述第一支撑平台连接；

其中，设置在所述被测驱动电机的转子上的挡光片的数量为多个，且间隔地均布在转子外表面一周。

13.一种无人机测试方法，其特征在于：应用于权利要求1-12中任一所述无人机测试系统，包括：

调节风洞装置输出的气流的风速V1；

调节被测螺旋桨的转速V2；

检测所述被测螺旋桨在所述气流且在转速V2时的拉/压力F；

基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率。

14.根据权利要求13中所述测试方法，其特征在于，所述动力测试平台连接被测供电设备，

基于所述风速V1和所述拉/压力F获取所述无人机的电动力系统转化效率，包括：

获取所述被测供电设备输出的电流和电压，所述被测供电设备输出的电流和电压可调；

基于所述风速V1、所述拉/压力F以及所述被测供电设备输出的电流和电压获取所述无人机的电动力系统转化效率。

15.根据权利要求13中所述测试方法，其特征在于，还包括：

所述动力测试平台通过被测电子调速器连接被测驱动电机，并与所述被测螺旋桨连接；

检测所述被测电子调速器的输出电流和电压，以及检测所述被测驱动电机的转动扭矩；

基于所述转速V2、所述转动扭矩以及所述被测电子调速器的输出电流和电压获取所述被测驱动电机转化效率；

基于所述被测电子调速器的输出电流和电压和所述被测供电设备输出的电流和电压获取所述被测电子调速器的转化效率。