CN112109920A - 一种无人机多自由度姿态测试系统 - Google Patents
一种无人机多自由度姿态测试系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112109920A CN112109920A CN202010902264.1A CN202010902264A CN112109920A CN 112109920 A CN112109920 A CN 112109920A CN 202010902264 A CN202010902264 A CN 202010902264A CN 112109920 A CN112109920 A CN 112109920A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- aerial vehicle
- unmanned aerial
- inner ring
- outer ring
- section
- 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.)
- Pending
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 117
- 230000008602 contraction Effects 0.000 claims abstract description 19
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims description 11
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 15
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 14
- 238000011161 development Methods 0.000 abstract description 6
- 230000036544 posture Effects 0.000 abstract description 6
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 abstract description 4
- 238000004088 simulation Methods 0.000 abstract description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract description 2
- 230000009466 transformation Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000013307 optical fiber Substances 0.000 description 3
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
在无人机的开发过程中,无人机装配完成后、实际试飞之前要进行飞行姿态模拟测试，以测试无人机各飞行功能是否正常，各飞行性能是否达到设计要求。无人机在飞行中有俯仰、滚转和偏航姿态，各种飞行姿态在测试台上的保持和变换对无人机模拟测试至关重要。本发明提供一种无人机多自由度姿态测试系统，包括收缩段、试验段、扩压段和风机，通过风洞来提供不同风力等级的实际风对无人机姿态测试装置进行扰动，风力扰动真实，同时用风速仪准确测量和输出风速值，得出的测试结果准确。本测试系统结构简单、紧凑、占用空间小，实用性强，操作简单，能有效地支撑和加快无人机的开发过程。
Description
技术领域
本发明属于无人机测试技术领域，具体涉及一种无人机多自由度姿态测试系统。
背景技术
在无人机的开发过程中,无人机装配完成后、实际试飞之前要进行飞行姿态模拟测试，以测试无人机各飞行功能是否正常，各飞行性能是否达到设计要求。无人机在飞行中有俯仰、滚转和偏航姿态，各种飞行姿态在测试台上的保持和变换对无人机模拟测试至关重要。
现有专利201910293476 .1，公开了一种多自由度四旋翼无人机姿态测试装置，其包括框架、外环架、内环架、上底座、下底座、调整座、联轴装置、旋转编码器、直流电机、编码器固定装置和电机固定装置，是一个三自由度的实验平台，包括三个旋转编码器和三个直流电机，可精准地测量四旋翼无人机在运动中真实的横滚、俯仰和偏航角，有助于对四旋翼无人机运动方式和控制规律进行更清晰和安全地观察，从而对四旋翼无人机进行更深入理解和开发。同时可通过控制直流电机转动来模拟外力扰动，从而对四旋翼无人机飞行过程中的鲁棒性进行验证。
但该测试装置存在技术问题：无人机在飞行过程中的外力扰动主要是风，而通过控制直流电机转动来模拟风的外力扰动不真实，得出的测试结果不准确。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：提供一种无人机多自由度姿态测试系统，解决：模拟无人机实际飞行过程中受到风力扰动后的横滚、俯仰和偏航角变化情况。
本发明的技术方案是：提供一种无人机多自由度姿态测试系统，包括收缩段、试验段、扩压段和风机，其特征在于，收缩段、试验段、扩压段和风机依次连接；收缩段内部横截面积由大逐渐减小过渡到试验段，气流从大截面流入小截面；试验段内部横截面相同,气流在试验段内是平流，能模拟风的单向流动；扩压断的横截面从试验段逐渐增大过渡到风机，气流从小截面流入到大截面；风机在测试系统里采用吸风的工作方式。
进一步的，试验段包括试验段风洞、蜂窝器、无人机姿态测试装置、试验段支座和风速仪。试验段风洞呈长方体形状，设有底板和顶板，横截面相同，保证试验段风洞内的风平行流动。蜂窝器安装于试验段靠近收缩段的端部，蜂窝器通孔的方向与试验段长度方向一致，气流从收缩段进入后经过蜂窝器，将扰动的气流整流成水平方向流动的平流。无人机姿态测试装置包括外环组件、内环组件和无人机安装板组件。其中，外环组件的旋转轴垂直于试验段风洞的顶板和底板；内环组件与外环组件之间转轴连接，且内环组件的旋转轴在水平面内；无人机安装板组件与内环组件之间转轴连接；无人机姿态测试装置可以实现无人机的三自由度转动，来模拟无人机的俯仰、滚转和偏航姿态。风速仪用于测量和输出试验段内的风速值。
进一步的，试验段风洞两侧面设置有透明的观测窗，用于观测无人机测试时的姿态。
进一步的，外环组件包括外环、旋转编码器、分别设置于上端和下端的外环转轴、轴承、外环轴承座以及设置于侧面的内环轴承座。其中，外环为圆形结构且上、下端和左、右侧共有四个等分点，上、下端等分点分别与外环转轴固定连接，两个外环转轴和外环轴承座分别通过轴承连接，两个外环转轴的输出轴同轴设置，因此外环能够绕垂直方向的轴进行转动；下端的外环轴承座中心处安装有一个旋转编码器，旋转编码器的输出轴与下端的外环转轴同轴连接。 外环的左、右侧等分点分别与内环轴承座固定连接；一侧的内环轴承座中心处安装有一个旋转编码器。
进一步的，旋转编码器的输出轴为套筒式结构且带顶丝，旋转编码器的输出轴与外环转轴的输出轴通过顶丝连接，旋转编码器的固定端与下端的外环轴承座通过螺钉连接。
进一步的，内环组件包括内环、内环加强板、内环转轴、轴承、内环轴承座、旋转编码器。内环为圆环结构，为了增强内环的强度避免内环在旋转过程中弹性变形，在内环表面上增设有内环加强板。在内环的四等分点上分别相对安装两个内环转轴和两个内环轴承座，其中，内环转轴固定安装于内环加强板的中心处，内环轴承座固定安装于另外两个四等分点上，其中一个内环轴承座中心处安装有一个旋转编码器。
进一步的，内环转轴与外环上的内环轴承座通过轴承连接，两个内环转轴的输出轴同轴设置，其中一个内环转轴的输出轴与外环一侧安装的旋转编码器输出轴同轴连接；内环与外环结构相近，内环直径小于外环的直径，设置在外环的内测，因此内环能够绕水平面方向的轴进行转动。
进一步的，无人机安装板组件包括两个安装板转轴、两个调整座、一个安装架、一个转接支架和一个抱箍；两个安装板转轴与两个内环轴承座通过所述轴承分别连接；调整座是L形板状结构，一侧面上有多条竖向滑槽轨道；安装板转轴的一侧有多个螺钉孔，安装板转轴与调整座的竖向滑槽轨道通过螺钉紧固；两个调整座的另一侧面分别连接在安装架的两端；安装架呈板状；转接支架也呈板状，以可拆卸的方式固定在安装架的一侧面中部；转接支架的外表面通过安装抱箍来固定无人机；无人机安装板组件能够在内环内部转动。
进一步的，无人机为共轴双旋翼无人机。
进一步的，轴承为单列型角接触球轴承。
与现有技术相比，本发明的优点和积极效果是：通过收缩段、试验段、扩压段和风机组成的风洞来提供不同风力等级的实际风对无人机姿态测试装置进行扰动，风力扰动真实，同时用风速仪准确测量和输出风速值，得出的测试结果准确。且无人机姿态测试前，通过三坐标光纤陀螺仪对旋转编码器进行标定和校准，保证测试结果的精度。另外，本测试系统结构简单、紧凑、占用空间小，实用性强，操作简单，能有效地支撑和加快无人机的开发过程。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域技术人员来说，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它的附图。
图1是本发明总体结构示意图。
图2是本发明试验段结构示意图。
图3是本发明无人机姿态测试装置结构示意图。
图4是本发明外环组件结构示意图。
图5是本发明内环组件和无人机安装板组件结构示意图。
图中：1收缩段、2试验段、21试验段风洞、211观测窗、22蜂窝器、23无人机姿态测试装置、231外环组件、2311外环、2312外环转轴、2313外环轴承座、232内环组件、2321内环轴承座、2322内环、2323内环加强板、2324内环转轴、233无人机安装板组件、2331安装板转轴、2332调整座、2333安装架、2334转接支架、2335抱箍、24试验段支座、25风速仪、3扩压段、4风机、5旋转编码器、6轴承、7无人机。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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它实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合附图对本发明做进一步详细描述，请参阅图1至图5。
如图1所示，提供一种无人机多自由度姿态测试系统，包括收缩段（1）、试验段（2）、扩压段（3）和风机（4），其特征在于，收缩段（1）、试验段（2）、扩压段（3）和风机（4）依次连接；收缩段（1）内部横截面积由大逐渐减小过渡到试验段（2），气流从大截面流入小截面；试验段（2）内部横截面相同,气流在试验段（2）内是平流，能模拟风的单向流动；扩压断的横截面从试验段（2）逐渐增大过渡到风机（4），气流从小截面流入到大截面；风机（4）在测试系统里采用吸风的工作方式。
进一步的，如图2所示，试验段（2）包括试验段风洞（21）、蜂窝器（22）、无人机姿态测试装置（23）、试验段支座（24）和风速仪（25）。试验段风洞（21）呈长方体形状，设有底板和顶板，横截面相同，保证试验段风洞（21）内的风平行流动。试验段风洞（21）两侧面设置有透明的观测窗（211），用于观测无人机（7）测试时的姿态。无人机（7）为共轴双旋翼无人机。蜂窝器（22）安装于试验段（2）靠近收缩段（1）的端部，蜂窝器（22）通孔的方向与试验段（2）长度方向一致，气流从收缩段（1）进入后经过蜂窝器（22），将扰动的气流整流成水平方向流动的平流。风速仪（25）用于测量和输出试验段（2）内的风速值。
进一步的，如图3所示，无人机姿态测试装置（23）包括外环组件（231）、内环组件（232）和无人机安装板组件（233）。其中，外环组件（231）的旋转轴垂直于试验段风洞（21）的顶板和底板；内环组件（232）与外环组件（231）之间转轴连接，且内环组件（232）的旋转轴在水平面内；无人机安装板组件（233）与内环组件（232）之间转轴连接；无人机姿态测试装置（23）可以实现无人机（7）的三自由度转动，来模拟无人机（7）的俯仰、滚转和偏航姿态。
进一步的，如图4所示，外环组件（231）包括外环（231）、旋转编码器（5）、分别设置于上端和下端的外环转轴（2312）、轴承（6）、外环轴承座（2313）以及设置于侧面的内环轴承座（2321）。其中，外环（231）为圆形结构且上、下端和左、右侧共有四个等分点，上、下端等分点分别与外环转轴（2312）固定连接，两个外环转轴（2312）和外环轴承座（2313）分别通过轴承（6）连接，轴承（6）为单列型角接触球轴承。两个外环转轴（2312）的输出轴同轴设置，因此外环（231）能够绕垂直方向的轴进行转动；下端的外环轴承座（2313）中心处安装有一个旋转编码器（5），旋转编码器（5）的输出轴与下端的外环转轴（2312）同轴连接。 外环（231）的左、右侧等分点分别与内环轴承座（2321）固定连接；一侧的内环轴承座（2321）中心处安装有一个旋转编码器（5）。旋转编码器（5）的输出轴为套筒式结构且带顶丝，旋转编码器（5）的输出轴与外环转轴（2312）的输出轴通过顶丝连接，旋转编码器（5）的固定端与下端的外环轴承座（2313）通过螺钉连接。
进一步的，如图5所示，内环组件（232）包括内环（2322）、内环加强板（2323）、内环转轴（2324）、轴承（6）、内环轴承座（2321）、旋转编码器（5）。内环（2322）为圆环结构，为了增强内环（2322）的强度避免内环（2322）在旋转过程中弹性变形，在内环（2322）表面上增设有内环加强板（2323）。在内环（2322）的四等分点上分别相对安装两个内环转轴（2324）和两个内环轴承座（2321），其中，内环转轴（2324）固定安装于内环加强板（2323）的中心处，内环轴承座（2321）固定安装于另外两个四等分点上，其中一个内环轴承座（2321）中心处安装有一个旋转编码器（5）。内环转轴（2324）与外环（231）上的内环轴承座（2321）通过轴承（6）连接，两个内环转轴（2324）的输出轴同轴设置，其中一个内环转轴（2324）的输出轴与外环（231）一侧安装的旋转编码器（5）输出轴同轴连接；内环（2322）与外环（231）结构相近，内环（2322）直径小于外环（231）的直径，设置在外环（231）的内测，因此内环（2322）能够绕水平面方向的轴进行转动。
进一步的，如图5所示，无人机安装板组件（233）包括两个安装板转轴（2331）、两个调整座（2332）、一个安装架（2333）、一个转接支架（2334）和一个抱箍（2335）；两个安装板转轴（2331）与两个内环轴承座（2321）通过所述轴承（6）分别连接；调整座（2332）是L形板状结构，一侧面上有多条竖向滑槽轨道；安装板转轴（2331）的一侧有多个螺钉孔，安装板转轴（2331）与调整座（2332）的竖向滑槽轨道通过螺钉紧固；两个调整座（2332）的另一侧面分别连接在安装架（2333）的两端；安装架（2333）呈板状；转接支架（2334）也呈板状，以可拆卸的方式固定在安装架（2333）的一侧面中部；转接支架（2334）的外表面通过安装抱箍（2335）来固定无人机（7）；无人机安装板组件（233）能够在内环（2322）内部转动。
现将本发明提供的无人机多自由度姿态测试系统使用方法阐述如下：首先由操作人员根据共轴双旋翼无人机（7）的型号和尺寸选择合适位置用抱箍（2335）固定无人机，然后将抱箍（2335）用螺钉安装于转接支架（2334）上，再将转接支架（2334）用螺钉安装于安装架（2333）上。然后拧松用于固定安装板转轴（2331）与调整座（2332）的螺栓，调整转接支架（2334）和安装架（2333）相对于内环（2322）所在平面的距离，使共轴双旋翼无人机（7）的重心与无人机安装板组件（233）的旋转中心重合，拧紧连接固定安装板转轴（2331）与调整座（2332）的螺栓使其相对位置固定。通过三坐标光纤陀螺仪对三个旋转编码器（5）进行标定和校准，保证测试结果的精度。启动共轴双旋翼无人机（7），使其手动或自主飞行，在飞行过程中，外环（2311）和内环（2322）都将进行旋转，外环（2311）旋转时将带动位于底部的旋转编码器（5）的输出轴同步转动，内环（2322）旋转时将带动位于外环（2311）侧面上的旋转编码器（5）输出轴同步转动，转接支架（2334）、安装架（2333）、抱箍（2335）及共轴双旋翼无人机（7）旋转时将带动内环（2322）上的旋转编码器（5）输出轴同步转动；同时可根据实验的要求来选择是否使用以及调节风机（4）的转速来模拟无人机飞行过程中的风力扰动；利用风速仪（25）测量所述试验段（2）内的风速值。同时通过三个旋转编码器（5）精准测量共轴双旋翼无人机（7）在运动中真实的横滚、俯仰或偏航角在内的飞行姿态数据并保存；通过分析三个旋转编码器5采集的数据和风速仪（25）输出的干扰风速可验证共轴双旋翼无人机（7）飞行过程中的鲁棒性，并且能够更清晰、更安全地观察共轴双旋翼无人机（7）的运动方式和控制规律。最后关闭共轴双旋翼无人机（7），拧松抱箍（2335）的紧固螺栓，取下共轴双旋翼无人机（7）并关闭本系统的电源，完成实验过程。
与现有技术相比，本发明的优点和积极效果是：通过收缩段（1）、试验段（2）、扩压段（3）和风机（4）组成的风洞来提供不同风力等级的实际风对无人机姿态测试装置进行扰动，风力扰动真实，同时用风速仪准确测量和输出风速值，得出的测试结果准确。且无人机姿态测试前，通过三坐标光纤陀螺仪对旋转编码器进行标定和校准，保证测试结果的精度。另外，本测试系统结构简单、紧凑、占用空间小，实用性强，操作简单，能有效地支撑和加快无人机的开发过程。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (10)
1.一种无人机多自由度姿态测试系统，包括收缩段、试验段、扩压段和风机，其特征在于，所述收缩段、试验段、扩压段和风机依次连接；所述收缩段内部横截面积由大逐渐减小过渡到所述试验段，气流从大截面流入小截面；所述试验段内部横截面相同，气流在所述试验段内是平流，能模拟风的单向流动；所述扩压段的横截面从所述试验段逐渐增大过渡到所述风机，气流从小截面流入到大截面；所述风机在测试系统里采用吸风的工作方式。
2.根据权利要求1所述的无人机多自由度姿态测试系统，其特征在于，所述试验段包括试验段风洞、蜂窝器、无人机姿态测试装置、试验段支座和风速仪；所述试验段风洞呈长方体形状，设有底板和顶板；所述蜂窝器安装于所述试验段靠近所述收缩段的端部，所述蜂窝器通孔的方向与所述试验段长度方向一致，气流从所述收缩段进入后经过所述蜂窝器，将气流整流成水平方向流动的平流；所述无人机姿态测试装置包括外环组件、内环组件和无人机安装板组件；其中，所述外环组件的旋转轴垂直于所述试验段风洞的顶板和底板；所述内环组件与外环组件之间转轴连接且内环组件的旋转轴在水平面内；所述无人机安装板组件与内环组件之间转轴连接；所述风速仪用于测量和输出所述试验段内的风速值。
3.根据权利要求2所述的无人机多自由度姿态测试系统，其特征在于，所述试验段风洞两侧面设置有透明的观测窗，用于观测无人机测试时的姿态。
4.根据权利要求2所述的无人机多自由度姿态测试系统，其特征在于，所述外环组件包括外环、旋转编码器、分别设置于上端和下端的外环转轴、轴承、外环轴承座以及设置于侧面的内环轴承座；其中，所述外环为圆形结构且上、下端和左、右侧共有四个等分点，上、下端等分点分别与所述外环转轴固定连接，两个所述外环转轴和所述外环轴承座分别通过所述轴承连接，两个所述外环转轴的输出轴同轴设置，所述外环能够绕垂直方向的轴转动；下端的所述外环轴承座中心处安装有一个所述旋转编码器，所述旋转编码器的输出轴与下端的所述外环转轴同轴连接；所述外环的左、右侧等分点分别与所述内环轴承座固定连接；一侧的所述内环轴承座中心处安装有一个所述旋转编码器。
5.根据权利要求4所述的无人机多自由度姿态测试系统，其特征在于，所述旋转编码器的输出轴为套筒式结构且带顶丝，所述旋转编码器的输出轴与所述外环转轴的输出轴通过顶丝连接，所述旋转编码器的固定端与下端的所述外环轴承座通过螺钉连接。
6.根据权利要求4所述的无人机多自由度姿态测试系统，其特征在于，所述内环组件包括内环、内环加强板、内环转轴、内环轴承座和旋转编码器；所述内环为圆环结构，在所述内环表面上增设有所述内环加强板；在所述内环的四等分点上分别相对安装两个所述内环转轴和两个所述内环轴承座，其中，两个所述内环转轴固定安装于所述内环加强板的中心处，两个所述内环轴承座固定安装于另外两个四等分点上，其中一个所述内环轴承座中心处安装有一个旋转编码器。
7.根据权利要求6所述的无人机多自由度姿态测试系统，其特征在于，所述内环转轴与所述外环上的所述内环轴承座通过所述轴承连接，两个所述内环转轴的输出轴同轴设置；其中一个所述内环转轴的输出轴与所述外环一侧安装的所述旋转编码器输出轴同轴连接；所述内环与所述外环结构相近，所述内环直径小于所述外环直径，设置在所述外环的内测，所述内环能够绕水平面内的轴转动。
8.根据权利要求6所述的无人机多自由度姿态测试系统，其特征在于，所述无人机安装板组件包括两个安装板转轴、两个调整座、一个安装架、一个转接支架和一个抱箍；所述两个安装板转轴与所述两个内环轴承座通过所述轴承分别连接；所述调整座是L形板状结构，一侧面上有多条竖向滑槽轨道；所述安装板转轴的一侧有多个螺钉孔，所述安装板转轴与所述调整座的竖向滑槽轨道通过螺钉紧固；两个所述调整座的另一侧面分别连接在所述安装架的两端；所述安装架呈板状；所述转接支架也呈板状，以可拆卸的方式固定在所述安装架的一侧面的中部；所述转接支架的外表面通过安装所述抱箍来固定无人机；所述无人机安装板组件能够在内环内部转动。
9.根据权利要求8所述的无人机多自由度姿态测试系统，其特征在于，所述无人机为共轴双旋翼无人机。
10.根据权利要求4所述的无人机多自由度姿态测试系统，其特征在于，所述轴承为单列型角接触球轴承。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010902264.1A CN112109920A (zh) | 2020-09-01 | 2020-09-01 | 一种无人机多自由度姿态测试系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010902264.1A CN112109920A (zh) | 2020-09-01 | 2020-09-01 | 一种无人机多自由度姿态测试系统 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN112109920A true CN112109920A (zh) | 2020-12-22 |
Family
ID=73804739
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202010902264.1A Pending CN112109920A (zh) | 2020-09-01 | 2020-09-01 | 一种无人机多自由度姿态测试系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN112109920A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113335558A (zh) * | 2021-05-28 | 2021-09-03 | 合肥飞豪通信科技有限公司 | 一种遥测型小型无人机风压测试系统 |
| CN113895649A (zh) * | 2021-11-19 | 2022-01-07 | 湖南挚新科技发展有限公司 | 用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统及方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101975653A (zh) * | 2010-11-18 | 2011-02-16 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速轴对称混合层风洞 |
| CN103149009A (zh) * | 2013-02-22 | 2013-06-12 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速隔离段风洞试验装置 |
| CN203053672U (zh) * | 2012-12-12 | 2013-07-10 | 马剑龙 | 一种回流式实验用风洞 |
| CN104897358A (zh) * | 2015-06-17 | 2015-09-09 | 北京航空航天大学 | 一种应用于水膜发生与测量的实验装置 |
| CN111086651A (zh) * | 2020-01-15 | 2020-05-01 | 广州海关技术中心 | 无人机综合测试平台 |
| CN212501114U (zh) * | 2020-09-01 | 2021-02-09 | 长沙神弓信息科技有限公司 | 一种无人机多自由度姿态测试系统 |
-
2020
- 2020-09-01 CN CN202010902264.1A patent/CN112109920A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101975653A (zh) * | 2010-11-18 | 2011-02-16 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速轴对称混合层风洞 |
| CN203053672U (zh) * | 2012-12-12 | 2013-07-10 | 马剑龙 | 一种回流式实验用风洞 |
| CN103149009A (zh) * | 2013-02-22 | 2013-06-12 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速隔离段风洞试验装置 |
| CN104897358A (zh) * | 2015-06-17 | 2015-09-09 | 北京航空航天大学 | 一种应用于水膜发生与测量的实验装置 |
| CN111086651A (zh) * | 2020-01-15 | 2020-05-01 | 广州海关技术中心 | 无人机综合测试平台 |
| CN212501114U (zh) * | 2020-09-01 | 2021-02-09 | 长沙神弓信息科技有限公司 | 一种无人机多自由度姿态测试系统 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 贾明;张大林;: "冰风洞试验研究", 江苏航空, no. 1, 15 December 2008 (2008-12-15), pages 70 - 73 * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113335558A (zh) * | 2021-05-28 | 2021-09-03 | 合肥飞豪通信科技有限公司 | 一种遥测型小型无人机风压测试系统 |
| CN113335558B (zh) * | 2021-05-28 | 2024-03-19 | 西安宇翼星智能科技有限公司 | 一种遥测型小型无人机风压测试系统 |
| CN113895649A (zh) * | 2021-11-19 | 2022-01-07 | 湖南挚新科技发展有限公司 | 用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统及方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN212501114U (zh) | 一种无人机多自由度姿态测试系统 | |
| CN109018430B (zh) | 旋翼飞行器桨叶性能测试台 | |
| CN209458620U (zh) | 用于航拍相机测试的多自由度地面运动模拟装置 | |
| CN112109920A (zh) | 一种无人机多自由度姿态测试系统 | |
| CN110836760B (zh) | 一种用于风洞试验的舰船姿态动态模拟系统及其工作方法 | |
| CN102494865A (zh) | 飞行器俯仰/偏航/滚转三自由度强迫运动模拟装置 | |
| CN102998082A (zh) | 一种用于风洞动导数俯仰振动试验的装置 | |
| CN111284730A (zh) | 一种旋翼飞行器综合测试实验模拟平台及测试方法 | |
| CN107247839A (zh) | 一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法 | |
| CN108362466B (zh) | 连续式跨声速风洞半柔壁喷管导轨水平式喉块驱动装置 | |
| CN107741238B (zh) | 一种角速率陀螺测试装置 | |
| CN112362288A (zh) | 一种风洞试验无人机迎角自动调节系统 | |
| CN113280992A (zh) | 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验系统 | |
| CN115140323A (zh) | 一种拉力转矩解耦式单旋翼系统气动特性测试装置 | |
| CN111089608A (zh) | 一种导引头性能测试系统 | |
| CN113895649A (zh) | 用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统及方法 | |
| CN113636103A (zh) | 一种无人机振动测试装置 | |
| CN210981287U (zh) | 一种光电转塔过顶跟踪测试装置 | |
| CN111044221B (zh) | 一种小型无人机三维转动惯量测试台调节装置 | |
| CN115855432A (zh) | 分布式涵道风扇组合测试装置及测试方法 | |
| Kelly et al. | The General Motors engineering staff aerodynamics laboratory-a full-scale automotive wind tunnel | |
| CN109813521B (zh) | 一种植保无人机风场检测装置 | |
| Acree Jr et al. | High-speed wind tunnel tests of a full-scale proprotor on the tiltrotor test rig | |
| CN216102852U (zh) | 用于旋翼类无人飞行器飞行动力学建模的地面测试系统 | |
| CN106560685A (zh) | 一种针对于垂直轴风力发电机的翼型动态气动特性试验台 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |