CN109774972A - 无人机动力及气动性能测试系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人机动力及气动性能测试系统，包括：主控单元、第一测量系统、第二测量系统、定位模块和存储模块。本发明实施例提供的无人机动力及气动性能测试系统，安装于无人机，在无人机动态飞行测试过程中，通过第一测量系统及第二测量系统实时测量无人机动力及气动性能的相关参数，并通过主控单元记录实时测量的相关参数，以供工程设计人员对无人机动力单元进行性能参数及工作效率的定量分析与综合评判，以及对无人机气动性能的验证，从而为电源部件选型及系统集成提供科学准确的判断标准及技术依据。

Description

无人机动力及气动性能测试系统

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种无人机动力及气动性能测试系统。

背景技术

无人机在设计阶段，需要对无人机动力系统进行测试，现有技术中，通常在地面测试动力部件性能参数，进行动力选型，而动力系统在地面测试与实际飞行中具有一定空气相对速度下的表现又大不相同，因此这种测试方式所获得的数据及借此作出的动力选型并不科学，无法真正确定最合理、效率最高的最佳结果，以实现电机与螺旋桨在所设计无人机上最合理优化的搭配。

而在无人机气动性能测试方面，大多停留在理论设计与软件仿真、甚至经验评估的层面。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种无人机动力及气动性能测试系统，可在无人机动态飞行测试过程中，记录动力系统及气动性能相关参数，以供设计人员进行动力评估及气动性能验证。

本发明解决上述技术问题所采用的技术方案如下：

本发明的一个或者多个实施例公开了一种无人机动力及气动性能测试系统，包括：

一种无人机动力及气动性能测试系统，安装于无人机，包括：

主控单元、第一测量系统、第二测量系统、定位模块和存储模块；

所述第一测量系统与所述主控单元连接，所述第一测量系统用于测量所述无人机的动力单元运动参数；

所述第二测量系统与所述主控单元连接，所述第二测量系统用于测量所述无人机的气动性能参数；

所述定位模块与所述主控单元连接，获取全球定位系统时间，并将本地系统时间与所述全球定位系统时间进行同步；

所述存储模块与所述主控单元连接；

所述主控单元在所述无人机飞行测试过程中，多次采集所述第一测量系统测量的运动参数及所述第二测量系统测量的性能参数，并将所述第一测量系统测量的运动参数及所述第二测量系统测量的性能参数按照经所述定位模块同步的本地系统时间，生成基于时间戳排序的测量数据帧，发送给所述存储模块进行存储。

在本发明的一个或多个实施例中，所述第一测量系统包括分别与所述主控单元连接的电流检测模块、电压检测模块、电机拉力测量模块、电机转速测量模块及桨后流速计模块。

在本发明的一个或多个实施例中，所述电机拉力测量模块为应力形变感应传感器，所述应力形变感应传感器串接在所述无人机的电机与所述无人机的机身之间。

在本发明的一个或多个实施例中，所述无人机的螺旋桨后面设有第一皮托管，所述第一皮托管具有动压孔和静压孔；

所述浆后流速计模块为差分气压传感器；

所述差分气压传感器设有两个气压输入口，其中一个所述气压输入口与所述第一皮托管的所述动压孔连接，另一个所述气压输入口与所述第一皮托管的所述静压孔连接。

在本发明的一个或多个实施例中，所述第二测量系统包括分别与所述主控单元连接的空速计模块、惯性测量单元、气压计模块以及多个压力分布测量模块。

在本发明的一个或多个实施例中，所述无人机的机翼远端设有第二皮托管，所述第二皮托管具有动压孔和静压孔；

所述空速计模块为空气流速传感器；

所述空气流速传感器设有两个气压输入口，其中一个所述空气流速传感器气压输入口与所述第二皮托管的所述动压孔连接，另一个所述空气流速传感器气压输入口与所述第二皮托管的所述静压孔连接。

在本发明的一个或多个实施例中，所述惯性测量单元为姿态传感器，所述姿态传感器安装于所述无人机的机身。

在本发明的一个或多个实施例中，所述压力分布测量模块为多个压力分布测试膜，多个所述压力分布测试膜分别安装在所述无人机的机翼上表面及下表面。

在本发明的一个或多个实施例中，还包括电源管理模块，所述电源管理模块与所述主控单元电性连接。

本发明实施例提供的无人机动力及气动性能测试系统，安装于无人机，在无人机动态飞行测试过程中，通过第一测量系统及第二测量系统实时测量无人机动力及气动性能的相关参数，并通过主控单元记录实时测量的相关参数，以供工程设计人员对无人机动力单元进行性能参数及工作效率的定量分析与综合评判，以及对无人机气动性能的验证，从而为电源部件选型及系统集成提供科学准确的判断标准及技术依据。

附图说明

一个或多个实施例通过与之对应的附图中的图片进行示例性说明，这些示例性说明并不构成对实施例的限定，附图中具有相同参考数字标号的元件表示为类似的元件，除非有特别申明，附图中的图不构成比例限制。

图1为本发明系统实施例的结构框图；

图2为本发明另一系统实施例的结构框图；

图3为本发明再一系统实施例的结构框图。

附图标号：100-无人机动力及气动性能测试系统；10-主控单元；20-第一测量系统；201-电流检测模块；203-电压检测模块；205-电机拉力测量模块；207-电机转速测量模块；209-桨后流速计模块；30-第二测量系统；301-空速计模块；303-惯性测量单元；305-气压计模块；307-压力分布测量模块；40-定位模块；50-存储模块；60-电源管理模块。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

除非另有定义，本说明书所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本说明书中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施方式的目的，不是用于限制本发明。本说明书所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。

此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

以下通过附图和具体实施方式对本发明做进一步详细说明。

为了便于理解本发明，下面结合附图和具体实施方式，对本发明进行更详细的说明。除非另有定义，本说明书所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本说明书中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施方式的目的，不是用于限制本发明。

图1为无人机动力及气动性能测试系统100的结构框图，如图1所示，本发明实施例提供了一种无人机动力及气动性能测试系统100，安装于无人机，包括：主控单元10、第一测量系统20、第二测量系统30、定位模块40和存储模块50。

其中，第一测量系统20用于测量所述无人机的动力单元运动参数，所述第一测量系统20包括电流检测模块201、电压检测模块203、电机拉力测量模块205、电机转速测量模块207及桨后流速计模块209，所述电流检测模块201、电压检测模块203、电机拉力测量模块205、电机转速测量模块207及桨后流速计模块209分别与所述主控单元10连接。

第二测量系统30用于测量所述无人机的气动性能参数，第二测量系统30包括空速计模块301、惯性测量单元303、气压计模块305以及多个压力分布测量模块307，所述空速计模块301、惯性测量单元303、气压计模块305以及多个压力分布测量模块307分别与所述主控单元10连接。

定位模块40，与所述主控单元10连接，获取全球定位系统时间，并将本地系统时间与所述全球定位系统时间进行同步。

存储模块50，与所述主控单元10连接；所述主控单元10在所述无人机飞行测试过程中，多次采集所述第一测量系统20测量的运动参数及所述第二测量系统30测量的性能参数，并将所述第一测量系统20测量的运动参数及所述第二测量系统30测量的性能参数按照经所述定位模块40同步的本地系统时间，生成基于时间戳排序的测量数据帧，发送给所述存储模块50进行存储。

本发明实施例提供的无人机动力及气动性能测试系统100，安装于无人机，在无人机动态飞行测试过程中，通过第一测量系统20及第二测量系统30实时测量无人机动力及气动性能的相关参数，并通过主控单元10记录实时测量的相关参数，以供工程设计人员对无人机动力单元进行性能参数及工作效率的定量分析与综合评判，以及对无人机气动性能的验证，从而为电源部件选型及系统集成提供科学准确的判断标准及技术依据。

其中，所述主控单元10采用的MCU为STM32F417。

其中，配置定位模块40进入正常的工作状态、使其按照设定频率输出无人机定位及时间数据，然后在本测试系统正常运行过程中正常获取无人机定位数据与时间数据，通过数据接口传输定位及时间数据至主控单元10。

其中，所述存储模块50用于存储第一测量系统20、第二测量系统30实时测量数据。所述存储模块50为TF卡，通过主控单元10的配置进入正常工作状态，在本测试系统正常工作过程中，接收并存储来自主控单元10的数据流，每次测试生成一个独立的数据文件，文件命名由主控单元10指定为本次测试起始的本地系统时间。因本地系统时间受到定位模块40的全球定位系统时间同步，因此文件名包含真实时间信息，有助于文件归档、下载管理及事后分析。

在本发明的一个或者多个实施例中，无人机动力及气动性能测试系统100还包括电源管理模块60，所述电源管理模块60与所述主控单元10连接并向其供电。而且电源管理模块60对外部输入的总电源(电池或直流稳压电源)进行稳压后，提供多路电压输出，为主控单元10、第一测量系统20、第二测量系统30定位模块40及存储模块50提供符合要求(电压范围要求、纹波要求、驱动能力要求)、并满足系统降额设计的驱动电压，确保各功能部件可以正常工作。

在本发明的一个或者多个实施例中，所述电流检测模块201用于实时获取无人机动力电池的输出电流。具体地，所述电流检测模块201为一种霍尔感应式电流传感器，无人机动力电池输出的电流经过串接式霍尔磁感应式电流传感器之后，将电流信号转为电压信号，该电压信号连接至模数转换ADC芯片，该芯片所转换的ADC值被主控单元10通过SPI接口读取并经计算后转换出无人机动力电池输出的电流值。

在本发明的一个或者多个实施例中，所述电压检测模块203用于实时获取无人机动力电池的输出电压。具体地，所述电压检测模块203是一种电压传感器，将无人机动力电池输出的的电压信号过特定比例分压，连接至模数转换ADC芯片，该芯片所转换的ADC值被主控单元10通过SPI接口读取并经计算转换出无人机动力电池输出的电压值。

在本发明的一个或者多个实施例中，所述电机拉力测量模块205用于实时获取无人机的电机的拉力数据。具体地，所述电机拉力测量模块205为一种应力形变感应传感器，所述应力形变感应传感器串接至所述无人机的电机与所述无人机的机身之间。在无人机飞行测试过程中，应力形变感应传感器可输出微弱的模拟信号变化量，此模拟信号变化量经放大器放大之后，由模拟-数字转换模块转为数字形式，并通过数据接口传输至主控单元10。

在本发明的一个或者多个实施例中，所述电机转速测量模块207用于实时获取无人机的电机的转速数据。具体地，所述电机转速测量模块207是一个信号转换及处理单元，电机转速测量模块207通过连接无人机的电机三相驱动线中的其中任意一相的信号，检测其在无人机的电机转动过程中，无人机的电机内部线圈经过永磁体之后产生的反向电动势，此反向电动势经过波形限幅、整形等处理，经MCU计数及运算，将原本检测到的反向电动势交变速度，除以无人机电机磁极对数，获得无人机的电机的转速数据，此转速数据通过数据接口传输至主控单元10。

在本发明的一个或者多个实施例中，所述桨后流速计模块209用于实时获取无人机的螺旋桨后面的空气流速。具体地，所述无人机的螺旋桨后面设有第一皮托管，所述第一皮托管具有动压孔和静压孔；所述浆后流速计模块209为差分气压传感器；所述差分气压传感器设有两个气压输入口，其中一个所述气压输入口与所述第一皮托管的所述动压孔连接，另一个所述气压输入口与所述第一皮托管的所述静压孔连接。

在无人机飞行测试过程中，差分气压传感器可以检测到无人机的螺旋桨转动引起的桨后气流速度导致的差分气压值，此差分气压值通过数据接口传输至主控单元10，主控单元10可通过运算将此差分气压数据转换为空气流速，即桨后流速。

在本发明的一个或者多个实施例中，所述空速计模块301用于实时获取无人机飞行测试过程中相对空气速度。具体地，所述空速计模块301为空气流速传感器，空气流速传感器的器件类型与差分气压传感器相同，只是安装位置不同。与差分气压传感器机理相同，所述无人机机翼远端设有第二皮托管，所述第二皮托管具有动压孔和静压孔，所述空气流速传感器设有两个气压输入口，其中一个所述空气流速传感器的气压输入口与所述第二皮托管的所述动压孔连接，另一个所述空气流速传感器气压输入口与所述第二皮托管的所述静压孔连接。第二皮托管于无人机轴向平行、开口方向对着无人机飞行方向。

在无人机飞行测试过程中，空气流速传感器可以检测到无人机飞行前进导致的差分气压值，此差分气压值通过数据接口传输至主控单元10，主控单元10可通过运算将此差分气压数据转换为空气流速，即无人机空速。

在本发明的一个或者多个实施例中，配置惯性测量单元303进入正常工作状态，并设定其合适的测量行程、静态校准参数、滤波参数、数据输出频率，然后在本测试系统正常运行过程中获取其实时姿态数据。具体地，所述惯性测量单元303为姿态传感器，惯性测量单元303内部具有三轴陀螺和三轴加速度传感器，以及用于姿态解算的MCU，此MCU通过从三轴陀螺获取的三轴角速度、从三轴加速度传感器获取的三轴加速度值，经过融合解算，生成三维姿态数据，具体包括俯仰、滚转、偏航。通过将此惯性测量单元303固连安装于待测无人机的机身，可获得此无人机在实际飞行测试过程中的实时姿态数据。

在本发明的一个或者多个实施例中，配置气压计模块305进入正常的工作状态，然后在本测试系统正常运行过程中获取其实时环境气压数据。具体地，所述气压计模块305为静态气压传感器，气压计模块305获取的环境气压数据，通过数据接口传输至主控单元10。此环境气压数据一方面可通过运算转为气压高度，另一方面此环境气压数据可用于定量评估环境气压值对无人机动力推进系统工作性能的影响。

在本发明的一个或者多个实施例中，所述压力分布测量模块307用于实时测量无人机飞行测试过程中机翼上下表面各部位气流压力值。具体地，所述压力分布测量模块307为多个压力分布测试膜，多个所述压力分布测试膜分别安装在所述待测无人机机翼的上表面及下表面。

所述压力分布测试膜由电阻式薄膜感测单元组成，其采用纳米聚酯材料封装，内置高性能导电橡胶，使其具备耐高压、耐高温、高密度等特性，可实时输出每个感测单元的压力值。通过分别贴装于待测无人机的待测机翼的上下表面，通过数字接口，实时输出所有感测单元阵列的检测压力值至主控单元10。飞行中的机翼上下表面各部位气流压力值可供无人机气动工程师评估机翼气动性能，进行翼型适配及优化设计等工作。

以上所述仅为本发明的实施方式，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种无人机动力及气动性能测试系统，安装于无人机，其特征在于，包括：

主控单元、第一测量系统、第二测量系统、定位模块和存储模块；

所述第一测量系统与所述主控单元连接，所述第一测量系统用于测量所述无人机的动力单元运动参数；

所述第二测量系统与所述主控单元连接，所述第二测量系统用于测量所述无人机的气动性能参数；

所述定位模块与所述主控单元连接，获取全球定位系统时间，并将本地系统时间与所述全球定位系统时间进行同步；

所述存储模块与所述主控单元连接；

所述主控单元在所述无人机飞行测试过程中，多次采集所述第一测量系统测量的运动参数及所述第二测量系统测量的性能参数，并将所述第一测量系统测量的运动参数及所述第二测量系统测量的性能参数按照经所述定位模块同步的本地系统时间，生成基于时间戳排序的测量数据帧，发送给所述存储模块进行存储。

2.如权利要求1所述的无人机动力及气动性能测试系统，其特征在于，所述第一测量系统包括分别与所述主控单元连接的电流检测模块、电压检测模块、电机拉力测量模块、电机转速测量模块及桨后流速计模块。

3.如权利要求2所述的无人机动力及气动性能测试系统，其特征在于，所述电机拉力测量模块为应力形变感应传感器，所述应力形变感应传感器串接在所述无人机的电机与所述无人机的机身之间。

4.如权利要求2或3所述的无人机动力及气动性能测试系统，其特征在于，所述无人机的螺旋桨后面设有第一皮托管，所述第一皮托管具有动压孔和静压孔；

所述浆后流速计模块为差分气压传感器；

所述差分气压传感器设有两个气压输入口，其中一个所述气压输入口与所述第一皮托管的所述动压孔连接，另一个所述气压输入口与所述第一皮托管的所述静压孔连接。

5.如权利要求1或2所述的无人机动力及气动性能测试系统，其特征在于，所述第二测量系统包括分别与所述主控单元连接的空速计模块、惯性测量单元、气压计模块以及多个压力分布测量模块。

6.如权利要求5所述的无人机动力及气动性能测试系统，其特征在于，所述无人机的机翼远端设有第二皮托管，所述第二皮托管具有动压孔和静压孔；

所述空速计模块为空气流速传感器；

所述空气流速传感器设有两个气压输入口，其中一个所述空气流速传感器气压输入口与所述第二皮托管的所述动压孔连接，另一个所述空气流速传感器气压输入口与所述第二皮托管的所述静压孔连接。

7.如权利要求5所述的无人机动力及气动性能测试系统，其特征在于，所述惯性测量单元为姿态传感器，所述姿态传感器安装于所述无人机的机身。

8.如权利要求5所述的无人机动力及气动性能测试系统，其特征在于，所述压力分布测量模块为多个压力分布测试膜，多个所述压力分布测试膜分别安装在所述无人机的机翼上表面及下表面。

9.如权利要求1所述的无人机动力及气动性能测试系统，其特征在于，还包括电源管理模块，所述电源管理模块与所述主控单元电性连接。