CN111268168A - 一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例提供了一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，该试验系统的变频柜与驱动电机电连接；驱动电机与飞机主体的减速器连接，飞机主体的飞控计算机与地面监控系统连接；飞机主体的飞控计算机的输出端与数据采集系统的输入端电连接；飞机主体的机架的重心处放置在用于采集飞机主体动力参数的六维传感器的一端部上；六维传感器的另一端部放置在六自由度摇摆台上，且六维传感器的输出的端与数据采集系统的输入端电连接；六自由度摇摆台用于放置安装在试验台架上，且与摇摆台控制柜电连接，摇摆台控制柜的输出端还与所述数据采集系统的输入端电连接。可见，应用本发明实施例提供的方案能够提高旋翼飞行力学模型的精确度。
Description
技术领域
本发明涉及飞机技术领域，特别涉及一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统。
背景技术
飞机的动力学建模是现代电传飞行控制系统研发中必不可少的关键步骤，为飞机的控制律设计、性能计算以及飞行品质计算提供了理论依据。
目前，现有技术中常用的动力学建模方法就是机理分析法。其中，该机理分析法就是通过分析飞机整个飞行系统的运动规律，基于各种力学定律、定理或原理，利用数学方法进行推导，同时，并对飞机做很多先验假设，以构建飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼、旋翼等的动力学模型。可见，应用机理法建立的动力学模型不仅费时费力，同时，还随着初始阶段模型的不确定性和简化模型所产生的误差积累，使得获取的飞机动态特性往往与实际相差甚远，从而导致利用机理法推导出的动力学模型的精确度较低。
发明内容
本发明实施例的目的在于提供一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，以提高提高旋翼飞行力学模型的精确度。
第一方面，本发明实施例提供了一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，包括：变频柜、驱动电机、飞机主体、地面监控系统、数据采集系统、六维传感器、六自由度摇摆台和摇摆台控制柜；
其中，所述变频柜与所述驱动电机电连接，用于控制所述驱动电机的转速；
所述驱动电机与所述飞机主体的减速器连接，用于驱动所述减速器转动；
所述飞机主体的飞控计算机的输入端与所述地面监控系统的输入端连接，用于根据所述地面监控系统发送的控制指令，控制所述飞机主体的姿态动作；所述飞机主体的飞控计算机的输出端与所述数据采集系统的输入端电连接，用于输出用于控制所述飞机主体的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息；所述飞机主体的机架的重心处放置在所述六维传感器的一端部上；
所述六维传感器的另一端部放置在所述六自由度摇摆台上，用于采集所述飞机主体的动力参数，且所述六维传感器的输出的端与所述数据采集系统的输入端电连接，用于向所述数据采集系统输出采集到的所述飞机主体的动力参数；
所述六自由度摇摆台用于放置安装在所述试验台架上，且与所述摇摆台控制柜电连接，其中，所述摇摆台控制柜用于控制所述六自由度摇摆台协助飞机主体模拟在空中飞行的姿态动作；
所述摇摆台控制柜的输出端还与所述数据采集系统的输入端电连接，用于向所述数据采集系统发送用于协助所述飞机主体完成飞行任务的姿态信息。
本发明的一个实施例中，所述试验系统还包括试验台架。
本发明的一个实施例中，所述试验系统还包括变频柜。
本发明的一个实施例中，所述试验系统还包括配电柜，用于为所述六自由度摇摆台和所述变频柜供电。
本发明的一个实施例中，所述试验系统还包括放置电瓶的推车，所述电瓶与所述飞控计算机电连接，用于为所述飞控计算机供电。
本发明的一个实施例中，所述电瓶还与所述六维传感器电连接，用于为所述六维传感器供电。
本发明的一个实施例中，所述地面监控系统的输入端还与所述数据采集系统的输出端电连接，用于获取并展示所述数据采集系统采集到的飞控信息、动力参数和姿态信息。
本发明的一个实施例中，所述地面监控系统还用于展示获取的飞控信息、动力参数和姿态信息。
本发明的一个实施例中，所述试验系统还包括第一电台和第二电台；
其中，所述第一电台安装在所述飞控主体上，所述第二电台安装在所述地面监控系统上，所述地面监控系统和所述飞控计算机能够通过所述第一电台和所述第二电台进行通信。
本发明的一个实施例中，所述采集数据系统的输出端还用于与所述显示器电连接，用于通过所述显示器屏实时展示采集到的飞控信息、动力参数和姿态信息。
本发明的一个实施例中，所述飞机主体的旋翼中心距离地面的高度应不低于旋翼直径的预设倍数。
本发明的一个实施例中，所述试验台架采取菱形钢螺接结构的台架。
本发明实施例提供的一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，该试验系统的变频柜与驱动电机电连接；驱动电机与飞机主体的减速器连接，飞机主体的飞控计算机与地面监控系统连接，用于根据地面监控系统发送的控制指令，控制飞机主体的姿态动作；飞机主体的飞控计算机的输出端与数据采集系统的输入端电连接，用于输出用于控制飞机主体的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息；飞机主体的机架的重心处放置在六维传感器的一端部上；六维传感器的另一端部放置在六自由度摇摆台上，用于采集飞机主体的动力参数，且六维传感器的输出的端与数据采集系统的输入端电连接，用于向数据采集系统输出采集到的飞机主体的动力参数；六自由度摇摆台用于放置安装在试验台架上，且与摇摆台控制柜电连接，其中，摇摆台控制柜用于控制六自由度摇摆台模拟飞机在空中飞行的姿态动作，摇摆台控制柜的输出端还与所述数据采集系统的输入端电连接，用于向所述数据采集系统发送用于协助所述飞机主体完成飞行任务的姿态信息。可见，相对于现有技术而言，本发明实施例提供的方案无需对直升机的飞行运动作太多的机理分析，而是通过模拟无人机在实际场景的飞行运动，获得飞机在各种模拟场景下的参数，以利用这些参数建立旋翼飞行的力学模型，可见，应用本实施例提供的方案所获取的参数更加接近飞机在实飞中的参数，从而利于这些参数所建立的旋翼飞行力学模型，更接近实际场景，进而应用本发明实施例提供的方案能够提高旋翼飞行力学模型的精确度。当然，实施本发明的任一产品或方法必不一定需要同时达到以上所述的所有优点。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例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，下面描述中的附图仅仅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。
图1为本发明实施例提供的一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的一种驱动电机与飞机主体的主控制器连接的结构示意图。
其中，1-变频柜、2-驱动电机、3-飞机主体、4-地面监控系统、5-数据采集系统、6-六维传感器、7-六自由度摇摆台、8-摇摆台控制柜、9-试验台架、10-配电柜、11-推车、12-第一电台、13-第二电台、14-皮带、3-1-飞控计算机、3-2-减速器。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。
下面通过具体实施例，对本发明进行详细说明。
参见图1，图1为本发明实施例提供的一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统的结构示意图，该试验系统包括：变频柜1、驱动电机2、飞机主体3、地面监控系统4、数据采集系统5、六维传感器6、六自由度摇摆台7和摇摆台控制柜8；
其中，所述变频柜1与所述驱动电机2电连接，用于控制所述驱动电机2的转速；
所述驱动电机2与所述飞机主体3的减速器3-2连接，用于驱动所述减速器3-2转动；
所述飞机主体3的飞控计算机3-1与所述地面监控系统4连接，用于根据所述地面监控系统发送的控制指令，控制所述飞机主体3的姿态动作；所述飞机主体的飞控计算机3-1的输出端与所述数据采集系统5的输入端电连接，用于输出用于控制所述飞机主体3的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息；所述飞机主体3的机架的重心处放置在所述六维传感器6的一端部上；
所述六维传感器6的另一端部放置在所述六自由度摇摆台7上，用于采集所述飞机主体3的动力参数，且所述六维传感器6的输出端与所述数据采集系统5的输入端电连接，用于向所述数据采集系统5输出采集到的所述飞机主体3的动力参数；
所述六自由度摇摆台7用于放置安装在所述试验台架9上，且与所述摇摆台控制柜8电连接，其中，所述摇摆台控制柜8用于控制所述六自由度摇摆台7协助飞机主体3模拟在空中飞行的姿态动作；
所述摇摆台控制柜8的输出端还与所述数据采集系统5的输入端电连接，用于向所述数据采集系统5发送用于协助所述飞机主体3完成飞行任务的姿态信息。
其中，本实施例为保证试验安全性以及后续的风洞试验研究，先将飞机主体3进行改装，也就是将飞机主体3的汽油发动机替换成驱动电机2，针对飞机主体3为共轴反桨无人直升机主体而言，可以选用75kw驱动电机2带动旋翼运行。具体的安装方式可以为：驱动电机2可以位于飞机主体3的减速器3-2后下方，通过减震装置固定安装在飞机主体3的主机架上，由圆弧齿同步带联接传动，可以根据传动功率、带轮齿数、额定转速和需要长度确定同步带长度，减速器3-2与驱动电机2的连接方式，具体见图2所示，变频柜1通过驱动电机2达到预定转速，该预定转速可以为6300rpm，再由皮带14将该预定转速传递至连接的减速箱上，最后使旋翼达到正常转速。
本实施例的试验系统可以包括变频柜1，也可以不包括变频柜1，本实施例对此并不限定，当试验系统不包括变频柜1时，在使用本实施例的试验系统时，本实施例中试验系统中的驱动电机2可以外接外部的变频柜1，变频柜1的作用是驱动电机2，控制驱动电机2的转速以及正、反转等。
本实施例的试验系统还可以包括配电柜10，也可以外接一个配电柜10，本实施例对此并不限定，其中，当本实施例的试验系统包括该配电柜10时，则该配电柜10与变频柜1电连接，用于为变频柜1或/和本实施例的试验系统中的大功率设备供电，这些大功率设备可以为六自由度摇摆台7和摇摆台控制柜8等，示例性的，假设有一个主断路器，则该配电柜10可以从主断路器引出三个备用380V电压和两个220V电压，为六自由度摇摆台7供电。
当本实施例的试验系统不包括该配电柜10时，则本实施例的试验系统中的变频柜1可以与外部提供的该配电柜10电连接，用于为变频柜1或本实施例的试验系统中的大功率设备供电。
本实施例的试验系统还可以包括试验台架9，也可以不包括试验台架9，本实施例对此并不限定，当试验系统不包括试验台架9时，在使用本实施例的试验系统时，本实施例的试验系统的六自由度摇摆台7可以放置固定在外部的试验台架9上。
本实施例中，为了能够控制成本、且便于拆卸和运输，本发明的一个实施例中，试验台架9可以采取菱形钢螺接结构的台架。例如，若直升机主体为共轴反桨无人直升机主体，则该试验台架9的高度可以为6m。
本实施例的试验系统在试验中，为了消除地面效应，本发明的一个实施例中，飞机主体3的旋翼中心距离地面的高度应不低于旋翼直径的预设倍数。该预设倍数可以为1.2倍，可以很好的消除地面效应。
为了供电方便且搬运和拆卸方便，本发明的一个实施例中，所述试验系统还包括放置电瓶的推车11，所述电瓶与所述飞控计算机3-1电连接，用于为所述飞控计算机3-1供电。另外，电瓶还可以与所述六维传感器6电连接，用于为所述六维传感器6供电。
在本实施例中，飞机主体3的飞控计算机3-1与地面监控系统4连接，可以通过无线通信的方式连接，如WIFI或移动通信模块，还可以通过有线通信的方式连接，还可以通过电台连接，通过电台连接的具体实现方式如下：
本发明的一个实施例中，所述试验系统还包括第一电台12和第二电台13；
其中，所述第一电台12安装在所述飞控主体上，所述第二电台13安装在所述地面监控系统4上，所述地面监控系统4和所述飞控计算机3-1能够通过所述第一电台12和所述第二电台13进行通信。
其中，第一电台12和第二电台13在使用前，便已经对其调好频道，以使二者能够进行通信，在使用时，地面监控系统4通过第一电台12和第二电台13能够通信的频道向飞控计算机3-1发送控制指令，飞行计算机根据控制指令控制飞机主体3的姿态动作。同时，飞控计算机3-1获取到飞机主体3的一些相关数据后也可以通过第一电台12和第二电台13可以通信的频道向地面监控系统4发送，这些相关的数据可以为飞机动力系统电压、飞机旋翼转速、飞机主体3的姿态、飞机主体3的位置等。
需要说明的是，在实际应用时，飞控计算机3-1事先已经编好任务程序，地面监控系统4的作用仅是告知飞控计算机3-1需要执行哪个任务，飞控计算机3-1根据要执行的任务向飞机主体3发出对应的控制指令。
示例性的，当无需飞机执行某一任务时，则地面监控系统向飞控计算机发送该任务对应的编码，飞控计算机根据该编码执行该编码对应的任务程序。
可见，本实施例通过在飞机主体上安装第一电台，在地面监控系统4上安装第二电台13，能够使得地面监控系统4和飞控计算机3-1方便和快速地进行通信。
在本实施例中，上述飞控计算机3-1的输出端的输出用于控制所述飞机主体3的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息。
上述的飞行任务为按照预先设计的试验内容进行制定的任务，控制旋翼的转速以及舵机完成旋翼周期变距、总距以及总距差动。上述飞控信息就是飞控计算机3-1要完成的旋翼周期变距、总距以及总距差动的控制信息。
其中，周期变距产生使飞机滚转、俯仰的力矩，总距产生使飞机爬升的拉力，总距差动产生使飞机左右旋转的偏航力矩。
另外，飞机主体3在飞控计算机3-1的控制下按照飞行任务完成诸如悬停状态、平移状态、滚转状态等状态下的飞行，通过输入的实现周期变距、总距和总距差动等激励信号，同步过程中，本实施例的六维传感器6会实时采集旋翼施加在飞机机身上的动力参数，这些动力参数可以包括旋翼力和旋翼力矩。根据实时获取的周期变距、总距和总距差动的控制信息，以及六维传感器6与上述控制信息同步采集的动力参数，进而通过常用的动力学建模方法的系统辨识方法获得精确的直升机如共轴反桨无人直升机的飞行力学模型，避免了现有技术中通过操控手飞行采集数据精度低、受环境影响大、风险性高等问题。
在本实施例中，上述摇摆台控制柜8向数据采集系统5发送用于协助所述飞机主体3完成飞行任务的姿态信息，这些姿态信息可以包括滚转角度、俯仰角度和偏航角度，也就是，飞机向左滚转多少度，向右滚转多少度，向前俯仰多少度等。
本实施例的试验系统的数据采集系统5可以与地面监控系统4电连接，也可以与外部的用于处理数据采集系统5采集的数据的终端电连接，本实施例对此并不限定。
基于上述情况，本发明的一个实施例中，上述地面监控系统4的输入端还与所述数据采集系统5的输出端电连接，用于获取所述数据采集系统5采集到的飞控信息、动力参数和姿态信息。
这些飞控信息、动力参数和姿态信息可以在数据采集系统5中展示，也可以在地面监控系统4中展示，为了便于监控，本发明的一个实施例中，地面监控系统4还可以用于展示获取的飞控信息、动力参数和姿态信息。这些获取的同步采集的飞控信息、动力参数和姿态信息实时在地面监控系统4的显示屏中显示。
为了避免飞控信息、动力参数和姿态信息的实时展示影响用户对地面监控系统4的操作，本发明的一个实施例中，采集数据系统的输出端还可以用于与所述显示器电连接，用于通过所述显示器屏实时展示采集到的飞控信息、动力参数和姿态信息，以便于用户随时可以操作地面监控系统4，同时还不延误监控飞控信息、动力参数和姿态信息。
采集数据系统5也可以为集成显示功能的电子设备，如该电子设备可以为笔记本电脑、台式计算机和平板电脑等。
其中，上述地面监控系统4与数据采集系统5的电连接，可以通过无线通信连接，如移动通信模块和WIFI，还可以通过有线通信连接，本实施例对此并不限定。
在本实施例中，上述六维传感器6用于采集所述飞机主体3的动力参数，上述的飞行任务为按照预先设计的试验内容，控制旋翼的转速以及舵机完成旋翼周期变距、总距以及总距差动。上述飞控信息就是飞控计算机3-1要完成的旋翼周期变距、总距以及总距差动的控制信息。
应用本发明实施例的试验系统建立旋翼力学模型的一种实现方式为，根据预先设计的试验内容，地面监控系统4向飞控计算机3-1发送该试验内容对应的指令编码，飞控计算机3-1根据接收的指令编码，执行该指令编码对应的控制程序，这样，飞控计算机3-1可以控制飞机主体3的旋翼的转速，以及，控制飞机主体3的舵机，进而完成旋翼周期变距、总距及总距差动。最后，地面监控系统4可以从飞控计算机3-1中实时获取旋翼周期变距、总距和总距差动对应的控制信息，同步地，根据预先设计的试验内容，地面监控系统4向摇摆台控制柜8发送该试验内容对应的指令编码，摇摆台控制柜8根据接收的指令编码，执行该指令编码对应的控制程序，这样，摇摆台控制柜8可以控制六自由度摇摆台7协助飞机主体3模拟在空中飞行的姿态动作，并向数据采集系统5同步发送协助飞机主体3完成飞行任务的姿态信息。最后，地面监控系统4可以从飞控计算机3-1中实时获取旋翼周期变距、总距和总距差动对应的控制信息，从六维传感器6上获取采集到的作用于旋翼轴上的旋翼力和旋翼力矩，以及，从摇摆台控制柜8获取的姿态信息，在试验内容全部完成后，利用现有数据处理软件处理所获取的控制旋翼周期变距、总距、总距差动等的控制信息、旋翼转速、旋翼力、旋翼力矩和姿态信息，从而可获得直升机主体操纵导数以及旋翼相关参数，进而利用这些所获得的数据，搭建直升机旋翼的动力学模型。
本实施例的试验系统可用于对无人直升机，尤其是共轴反桨直升机在悬停、平移、滚转等状态下的动力学、飞行力学等问题进行试验研究。通过六维传感器6测量作用于旋翼轴上的三个力即旋翼拉力、旋翼后向力和旋翼侧向力、两个力矩即旋翼俯仰力矩和旋翼滚转力矩以及旋翼轴的扭矩，在获得上述数据后，进而便可获得旋翼品质因数和旋翼升阻比等旋翼气动参数，从而能够进一步确定共轴反桨直升机的飞行性能。
由此可见，在本发明实施例提供的用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系，该试验系统的变频柜1与驱动电机2电连接；驱动电机2与飞机主体3的减速器3-2连接，飞机主体3的飞控计算机3-1与地面监控系统4连接，用于根据地面监控系统4发送的控制指令，控制飞机主体3的姿态动作；飞机主体3的飞控计算机3-1的输出端与数据采集系统5的输入端电连接，用于输出用于控制飞机主体3的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息；飞机主体3的机架的重心处放置在六维传感器6的一端部上；六维传感器6的另一端部放置在六自由度摇摆台7上，用于采集飞机主体3的动力参数，且六维传感器6的输出的端与数据采集系统5的输入端电连接，用于向数据采集系统5输出采集到的飞机主体3的动力参数；六自由度摇摆台7用于放置安装在试验台架9上，且与摇摆台控制柜8电连接，其中，摇摆台控制柜8用于控制六自由度摇摆台7协助飞机主体3模拟在空中飞行的姿态动作。可见，相对于现有技术而言，本发明实施例提供的方案无需对直升机的飞行运动作太多的机理分析，而是通过模拟无人机在实际场景的飞行运动，获得飞机在各种模拟场景下的参数，以利用这些参数建立旋翼飞行的力学模型，可见，应用本实施例提供的方案所获取的参数更加接近飞机在实飞中的参数，从而利于这些参数所建立的旋翼飞行力学模型，更接近实际场景，进而应用本发明实施例提供的方案能够提高旋翼飞行力学模型的精确度。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的设备中还存在另外的相同要素。
本发明书中的各个实施例均采用相关的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。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，均包含在本发明的保护范围内。
Claims (11)
1.一种用于直升机旋翼飞行力学建模的试验系统，其特征在于，包括：变频柜(1)、驱动电机(2)、飞机主体(3)、地面监控系统(4)、数据采集系统(5)、六维传感器(6)、六自由度摇摆台(7)和摇摆台控制柜(8)；
其中，所述变频柜(1)与所述驱动电机(2)电连接，用于控制所述驱动电机(2)的转速；
所述驱动电机(2)与所述飞机主体(3)的减速器(3-2)连接，用于驱动所述减速器(3-2)转动；
所述飞机主体(3)的飞控计算机(3-1)与所述地面监控系统(4)连接，用于根据所述地面监控系统(4)发送的控制指令，控制所述飞机主体(3)的姿态动作；所述飞机主体(3)的飞控计算机(3-1)的输出端与所述数据采集系统(5)的输入端电连接，用于输出用于控制所述飞机主体(3)的旋翼和舵机完成飞行任务的飞控信息；所述飞机主体(3)的机架的重心处放置在所述六维传感器(6)的一端部上；
所述六维传感器(6)的另一端部放置在所述六自由度摇摆台(7)上，用于采集所述飞机主体(3)的动力参数，且所述六维传感器(6)的输出端与所述数据采集系统(5)的输入端电连接，用于向所述数据采集系统(5)输出采集到的所述飞机主体(3)的动力参数；
所述六自由度摇摆台(7)用于放置安装在所述试验台架上，且与所述摇摆台控制柜(8)电连接，其中，所述摇摆台控制柜(8)用于控制所述六自由度摇摆台(7)协助飞机主体(3)模拟在空中飞行的姿态动作；
所述摇摆台控制柜(8)的输出端还与所述数据采集系统(5)的输入端电连接，用于向所述数据采集系统(5)发送用于协助所述飞机主体(3)完成飞行任务的姿态信息。
2.根据权利要求1所述的试验系统，其特征在于，所述试验系统还包括试验台架(9)。
3.根据权利要求1所述的试验系统，其特征在于，所述试验系统还包括变频柜(1)。
4.根据权利要求1所述的试验系统，其特征在于，所述试验系统还包括配电柜(10)，用于为所述六自由度摇摆台(7)和所述变频柜(1)供电。
5.根据权利要求1～4中任一项所述的试验系统，其特征在于，所述试验系统还包括放置电瓶的推车(11)，所述电瓶与所述飞控计算机(3-1)电连接，用于为所述飞控计算机(3-1)供电。
6.根据权利要求5所述的试验系统，其特征在于，所述电瓶还与所述六维传感器(6)电连接，用于为所述六维传感器(6)供电。
7.根据权利要求1所述的试验系统，其特征在于，所述地面监控系统(4)还与所述数据采集系统(5)连接，用于获取并展示所述数据采集系统(5)采集到的飞控信息、动力参数和姿态信息。
8.根据权利要求1所述的试验系统，其特征在于，所述试验系统还包括第一电台(12)和第二电台(13)；
其中，所述第一电台(12)安装在所述飞控主体(3)上，所述第二电台(13)安装在所述地面监控系统(4)上，所述地面监控系统(4)和所述飞控计算机(3-1)能够通过所述第一电台(12)和所述第二电台(13)进行通信。
9.根据权利要求7所述的试验系统，其特征在于，所述采集数据系统的输出端还用于与所述显示器电连接，用于通过所述显示器实时展示采集到的飞控信息、动力参数和姿态信息。
10.根据权利要求2所述的试验系统，其特征在于，所述飞机主体(3)的旋翼中心距离地面的高度应不低于旋翼直径的预设倍数。
11.根据权利要求2所述的试验系统，其特征在于，所述试验台架(9)采取菱形钢螺接结构的台架。
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