CN114397084A - 一种六旋翼无人机气动特性的试验装置及其试验方法 - Google Patents
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Abstract
一种六旋翼无人机气动特性的试验装置及其试验方法属于无人机空气动力学研究领域，本发明中驱动组件中气压缸驱动连杆带动法兰式滑块在导轨上移动，滑块上固定有倾转机构，倾转机构可带动测量组件在一定角度范围内来回倾转，测量组件中包含压力、动态扭矩传感器、光电编码器分别用于测量正桨和反桨产生的拉力、扭矩和转速；一种试验方法，包括如下步骤：调节气压缸活塞行程为0；调节倾转机构的倾转角在一定角度范围变化，测得螺旋桨不同角度时的气动特性变化；调节气压缸行程，重复上个步骤的方法。本发明结构、控制简单，可满足六旋翼无人机悬停状态下气动性能的试验，为六旋翼无人机的布局设计提供试验数据支持。
Description
技术领域
本发明属于无人机旋翼空气动力学领域，具体涉及一种六旋翼无人机气动特性的试验装置及其试验方法。
背景技术
六旋翼无人机广泛应用于农业、航拍、军事侦察、反恐等各个领域。六旋翼无人机在布局设计方面，旋翼与旋翼之间的间距是需要考虑的一个重要的参数，由于旋翼无人机在飞行的过程中，旋翼与旋翼之间会产生复杂的气动干扰，主要表现为旋翼尾迹的诱导和自诱导，这使得旋翼的气动载荷发生剧烈的变化，合理的选择旋翼之间的间距对提升旋翼无人机的续航和稳定性方面有重要影响。目前较为常见的是倾斜配置的六旋翼无人机，一般六旋翼无人机是向内倾斜的，倾斜角度的设计，对无人机性能的影响成为研究的重要方向。
近几年来，对无人机的气动干扰现象研究越来越广泛。研究气动干扰现象主要集中在理论和计算流体力学(CFD)方面，其中，理论研究主要是采用修正的动量叶素理论和片条理论，理论研究在气动干扰现象方面进展缓慢，因为气动干扰现象非常复杂，旋翼之间产生的涡的发展趋势很难进行预测。在试验方面，国内外众多研究人员对单个旋翼的气动特性进行了研究，测出了旋翼转速与旋翼拉力和旋翼功率之间的关系，文献“Experimentalinvestigation on aerodynamics of nonplanar rotor pairs in a multi-rotor UAV”中设计了一种测量六旋翼无人机气动性能的试验台，但是该试验台只考虑了两个螺旋桨之间的气动干扰对气动特性的影响，与实际情况相比略有简化。
本发明充分考虑了六个旋翼之间气动干扰引起的螺旋桨气动特性的变化，设计了一种可变距离及倾转角度的试验装置，并且距离和倾转角度均可以独立变化，可测量数据更多，可为六旋翼无人机的设计提供更充分的数据支持。
发明内容
本发明的目的在于提出一种能够测量六旋翼无人机旋翼之间气动干扰对气动载荷特性影响的测试装置，为六旋翼无人机的布局设计提供数据支持。
本发明由测量组件1、运动组件2、支架组件3、倾转机构4、驱动组件5组成。其中，测量组件1中的测试承重底座113通过螺钉组I414与倾转机构4中的载重台41固连，倾转机构4中的底座42通过螺钉组II415与运动组件2中的法兰式滑块24固连，驱动组件5中的连接板52与运动组件2上的连杆22通过销I21连接。驱动组件5中的气压缸51通过螺钉组III32与支架组件3中的上支架31固连，运动组件2通过螺钉组XIII33连接导轨25与支架组件3中的下支架35。
所述的运动组件2由销I21、连杆22、销II23、法兰式滑块24、导轨25组成，其中六个法兰式滑块24在导轨25上呈夹角60°做直线运动，法兰式滑块24通过销II23与连杆22联接，连杆22另一端通过销I21与连接板52联接，其中导轨25上的孔组d与下支架35上的孔组a通过螺钉组XIII33进行连接。
所述的驱动组件5由气压缸51、连接板52、六角螺母53组成，其中气压缸51通过螺钉组III32与支架组件3中的上支架31固连，气压缸51通过末端的螺纹与连接板52进行连接，并由六角螺母53进行固定。通过控制驱动组件5中气压缸51上的活塞往复运动，可以随时调控运动组件2中的法兰式滑块24在导轨25的位置。
所述的支架组件3由上支架31、螺钉组III32、螺钉组XIII33、螺钉组XIV34、下支架35组成，其中上支架31和下支架35通过螺钉组XIV34连接在一起，螺钉组III32连接上支架31和驱动组件5中的气压缸51，螺钉组XIII33连接下支架35与运动组件2中的导轨25。
所述的倾转机构4由载重台41、底座42、滑块43、销III44、滑轨45、曲柄46、轴47、螺钉组IV48、轴承组I49、轴承端盖组I410、螺钉组V411、轴承端盖组II412、轴承组II413、螺钉组I414、螺钉组II415、螺钉组VI416、减速步进电机417、平键418、轴端挡圈419、螺钉VII420组成。其中，减速步进电机417通过螺钉组VI416固定在底座42上，减速步进电机417通过平键418与曲柄46连接，曲柄46通过轴端挡圈419固定，轴端挡圈419通过螺钉VII420固定在减速步进电机417输出轴上，曲柄46另一端通过销III44与滑块43铰接，滑块43在滑轨45上做直线运动，滑轨45与载重台41焊接在一起，载重台41通过轴47与底座42连接，其中轴47两端与轴承组I49过渡配合并且轴承组I49与孔组IIIc间隙配合，轴承组I49的两端安装有轴承端盖组I410，并由螺钉组V411进行固定，限制轴47和轴承组I49的轴向位移，同时轴47与轴承组II413过渡配合，轴承组II413与孔组IIb间隙配合，轴承组II413的轴向位移分别由轴47的轴肩和轴承端盖组II412进行限制，轴承端盖组II412由螺钉组V411固定在载重台41上。
所述的测量组件1由桨帽11、轴夹12、夹紧帽13、连接轴14、光电编码器15、螺钉组IX16、联轴器17、螺钉组VIII18、动态扭矩传感器19、传感器连接台110、压力传感器111、螺钉组X112、测试承重底座113，无刷电机114、螺钉组XI115、电机底座116、螺钉组XII117，正桨118，反桨119，其中正桨118和反桨119在间距60°的测量组件1上交叉布置，正反桨反向旋转产生方向不同的力矩以达到扭矩平衡，正桨118和反桨119与测量组件中其他的零部件连接方式一致，以正桨为例，正桨118与轴夹12通过螺纹连接并用桨帽11固定，连接轴14一端通过联轴器17与无刷电机114上的输出轴连接，另一端通过夹紧帽13与轴夹12固定，动态扭矩传感器19底端通过螺钉组VIII18与载重台41固连，连接轴14轴线与动态扭矩传感器19轴线重合，动态扭矩传感器19相较于静态扭矩传感器采样速度更快，因为螺旋桨由于气动干扰产生的扭矩时刻处于剧烈的变化之中，采用动态扭矩传感器19结果精度更高，光电编码器15通过螺钉组IX16与无刷电机114固连，无刷电机114通过螺钉组XII117与电机底座116固连，电机底座116通过螺钉组XI115与传感器连接台110固连，传感器连接台110下方的压力传感器111通过螺钉组X112固连在测试承重底座113上，压力传感器111实际上在测试时会有一初始值，初始值的大小为上方所有组件的重量，测试过程中产生的压力差即螺旋桨产生的拉力。
本发明的工作过程如下：
安装时，运动组件2中的法兰式滑块24通过销II23与连杆22铰接，连杆22与驱动组件5中的连接板52连接，连接板52与驱动组件5中的气压缸51通过螺纹连接，此时气压缸51的行程的初始状态为0，通过控制气压缸51活塞的行程可以控制运动组件2中的法兰式滑块24在导轨25上移动的距离大小即相当于改变了六旋翼的轴距，此外，通过倾转机构4中的减速步进电机417带动曲柄46和滑块43控制载重台41的倾转角度，初始状态时，载重台41平行于底座42下表面即倾转角度为0°，控制减速步进电机417的旋转角度即可控制载重台41的倾转角的大小，从而可以探究旋翼倾角的改变对旋翼产生的拉力和扭矩的影响，测量组件1中的光电编码器15、动态扭矩传感器19和压力传感器111可分别用于测量旋翼的转速、扭矩和拉力，光电编码器15利用光栅衍射原理实现位移-数字变换，从而测量电机输出转速，动态扭矩传感器19相较于静态传感器采样频率更高，适用于物理量随时间变化剧烈的场合，由于旋翼之间气动干扰是一种非定常现象，采用动态扭矩传感器19测量更精准。
一种六旋翼无人机气动特性的试验装置的试验方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤A、初始化，控制驱动组件中的气压缸活塞行程为0，此时，运动组件中的法兰式滑块处于初始位置，控制倾转机构中的减速步进电机带动曲柄滑块机构运动，控制螺旋桨的倾转角度为0°处于初始位置；
步骤B、控制测量组件中的无刷电机带动螺旋桨运动，压力传感器、动态扭矩传感器、光电编码器实时测得螺旋桨产生的拉力、扭矩和转速；
步骤C、控制螺旋桨的倾转角度在(0°，50°)的区间内每隔5°变化一次，重复步骤B，直至测量至50°为止；
步骤D、控制驱动组件中的气压缸活塞运动，使得运动组件中相邻的螺旋桨之间的距离在(1，1.8)倍直径范围内变化，每次变化0.1倍直径距离，重复步骤C，但是为了减少电机的运转次数，角度变化从(0°，50°)变化改为从(50°，0°)变化，以此类推，直至测量至1.8倍直径距离为止。
有益效果：本发明通过运动组件、倾转机构分别改变六旋翼无人机螺旋桨之间的距离及倾转角度，可以测量螺旋桨在不同条件下的气动特性，该装置结构简单，控制容易，角度距离可以独立控制，测量数据量大，可以为六旋翼无人机的布局设计提供数据支持。
附图说明
图1为本发明测试装置结构图
图2为本发明测试装置中机架示意图
图3为本发明测试装置中倾转机构示意图
图4为本发明测试装置中倾转机构部分爆炸图
图5为本发明测试装置中倾转机构、测量组件、运动组件安装位置示意图
图6为本发明测试装置中减速步进电机连接示意图
图7为本发明测试装置中测量组件轴测图
图8为本发明测试装置中扭矩、转速测量组件爆炸图
图9为本发明测试装置中压力测量组件爆炸图
图10为本发明测试装置中无刷电机机构图
图11为本发明测试装置中驱动组件和运动组件连接示意图
图12为本发明测试装置中法兰式滑块和连接板连接示意图
图13为本发明测试装置中导轨和法兰式滑块安装示意图
图14为本发明测试装置中驱动组件爆炸图
图15为本发明测试装置中正反桨结构图
其中：1.测量组件 2.运动组件 3.支架组件 4.倾转机构 5.驱动组件 11.桨帽12.轴夹 13.夹紧帽 14.连接轴 15.光电编码器 16.螺钉组IX 17.联轴器 18.螺钉组VIII19.动态扭矩传感器 110.传感器连接台 111.压力传感器 112.螺钉组X 113.测试承重底座 114.无刷电机 115.螺钉组XI 116.电机底座 117.螺钉组XII 118.正桨 119.反桨 21.销I 22.连杆 23.销II 24.法兰式滑块 25.导轨 31.上支架 32.螺钉组III 33.螺钉组XIII 34.螺钉组XIV 35.下支架 41.载重台 42.底座 43.滑块 44.销III 45.滑轨 46.曲柄 47.轴 48.螺钉组IV 49.轴承组I 410.轴承端盖组I 411.螺钉组V 412.轴承端盖组II413.轴承组II 414.螺钉组I 415.螺钉组II 416.螺钉组VI 417.减速步进电机 418.平键419.轴端挡圈 420.螺钉VII 51.气压缸 52.连接板 53.六角螺母
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行描述。
如图1至图15所示，本发明由测量组件1、运动组件2、支架组件3、倾转机构4、驱动组件5组成。其中，测量组件1中的测试承重底座113通过螺钉组I414与倾转机构4中的载重台41固连，倾转机构4中的底座42通过螺钉组II415与运动组件2中的法兰式滑块24固连，驱动组件5中的连接板52与运动组件2上的连杆22通过销I21连接。驱动组件5中的气压缸51通过螺钉组III32与支架组件3中的上支架31固连，运动组件2通过螺钉组XIII33连接导轨25与支架组件3中的下支架35。
如图2所示，所述的支架组件3由上支架31、螺钉组III32、螺钉组XIII33、螺钉组XIV34、下支架35组成，其中上支架31和下支架35通过螺钉组XIV34连接在一起，螺钉组III32连接上支架31和驱动组件5中的气压缸51，螺钉组XIII33连接下支架35与运动组件2中的导轨25。
如图3至图6所示，所述的倾转机构4由载重台41、底座42、滑块43、销III44、滑轨45、曲柄46、轴47、螺钉组IV48、轴承组I49、轴承端盖组I410、螺钉组V411、轴承端盖组II412、轴承组II413、螺钉组I414、螺钉组II415、螺钉组VI416、减速步进电机417、平键418、轴端挡圈419、螺钉VII420组成。其中，减速步进电机417通过螺钉组VI416固定在底座42上，减速步进电机417通过平键418与曲柄46连接，曲柄46通过轴端挡圈419固定，轴端挡圈419通过螺钉VII420固定在减速步进电机417输出轴上，曲柄46另一端通过销III44与滑块43铰接，滑块43在滑轨45上做直线运动，滑轨45与载重台41焊接在一起，载重台41通过轴47与底座42连接，其中轴47两端与轴承组I49过渡配合并且轴承组I49与孔组IIIc间隙配合，轴承组I49的两端安装有轴承端盖组I410，并由螺钉组V411进行固定，限制轴47和轴承组I49的轴向位移，同时轴47与轴承组II413过渡配合，轴承组II413与孔组IIb间隙配合，轴承组II413的轴向位移分别由轴47的轴肩和轴承端盖组II412进行限制，轴承端盖组II412由螺钉组V411固定在载重台41上。
如图7至图10所示，所述的测量组件1由桨帽11、轴夹12、夹紧帽13、连接轴14、光电编码器15、螺钉组IX16、联轴器17、螺钉组VIII18、动态扭矩传感器19、传感器连接台110、压力传感器111、螺钉组X112、测试承重底座113，无刷电机114、螺钉组XI115、电机底座116、螺钉组XII117，正桨118，反桨119，其中正桨118和反桨119在间距60°的测量组件1上交叉布置，正反桨反向旋转产生方向不同的力矩以达到扭矩平衡，正桨118和反桨119与测量组件中其他的零部件连接方式一致，以正桨为例，正桨118与轴夹12通过螺纹连接并用桨帽11固定，连接轴14一端通过联轴器17与无刷电机114上的输出轴连接，另一端通过夹紧帽13与轴夹12固定，动态扭矩传感器19底端通过螺钉组VIII18与载重台41固连，连接轴14轴线与动态扭矩传感器19轴线重合，动态扭矩传感器19相较于静态扭矩传感器采样速度更快，因为螺旋桨由于气动干扰产生的扭矩时刻处于剧烈的变化之中，采用动态扭矩传感器19结果精度更高，光电编码器15通过螺钉组IX16与无刷电机114固连，无刷电机114通过螺钉组XII117与电机底座116固连，电机底座116通过螺钉组XI115与传感器连接台110固连，传感器连接台110下方的压力传感器111通过螺钉组X112固连在测试承重底座113上，压力传感器111实际上在测试时会有一初始值，初始值的大小为上方所有组件的重量，测试过程中产生的压力差即螺旋桨产生的拉力。
如图11至13所示，所述的运动组件2由销I21、连杆22、销II23、法兰式滑块24、导轨25组成，其中六个法兰式滑块24在导轨25上呈夹角60°做直线运动，法兰式滑块24通过销II23与连杆22联接，连杆22另一端通过销I21与连接板52联接，其中导轨25上的孔组d与下支架35上的孔组a通过螺钉组XIII33进行连接。
如图14所述的驱动组件5由气压缸51、连接板52、六角螺母53组成，其中气压缸51通过螺钉组III32与支架组件3中的上支架31固连，气压缸51通过末端的螺纹与连接板52进行连接，并由六角螺母53进行固定。通过控制驱动组件5中气压缸51上的活塞往复运动，可以随时调控运动组件2中的法兰式滑块24在导轨25的位置。
Claims (4)
1.一种六旋翼无人机气动特性的试验装置，其特征在于，由测量组件(1)、运动组件(2)、支架组件(3)、倾转机构(4)、驱动组件(5)组成，其中，测量组件(1)中的测试承重底座(113)通过螺钉组I(414)与倾转机构(4)中的载重台(41)固连，倾转机构(4)中的底座(42)通过螺钉组II(415)与运动组件(2)中的法兰式滑块(24)固连，驱动组件(5)中的连接板(52)与运动组件(2)上的连杆(22)通过销I(21)连接，驱动组件(5)中的气压缸(51)通过螺钉组III(32)与支架组件(3)中的上支架(31)固连，运动组件(2)通过螺钉组XIII(33)连接导轨(25)与支架组件(3)中的下支架(35)。
2.按权利要求1所述的一种六旋翼无人机气动特性的试验装置，其特征在于，所述的运动组件(2)由销I(21)、连杆(22)、销II(23)、法兰式滑块(24)、导轨(25)组成，其中六个法兰式滑块(24)放置在导轨(25)上，法兰式滑块(24)通过销II(23)与连杆(22)联接，连杆(22)另一端通过销I(21)与连接板(52)联接，其中导轨(25)上的孔组(d)与下支架(35)上的孔组(a)通过螺钉组XIII(33)进行连接，所述的驱动组件(5)由气压缸(51)、连接板(52)、六角螺母(53)组成，其中气压缸(51)通过螺钉组III(32)与支架组件(3)中的上支架(31)固连，气压缸(51)通过末端的螺纹与连接板(52)进行连接，并由六角螺母(53)进行固定，所述的支架组件(3)由上支架(31)、螺钉组III(32)、螺钉组XIII(33)、螺钉组XIV(34)、下支架(35)组成，其中上支架(31)和下支架(35)通过螺钉组XIV(34)连接在一起，螺钉组III(32)连接上支架(31)和驱动组件(5)中的气压缸(51)，螺钉组XIII(33)连接下支架(35)与运动组件(2)中的导轨(25)。
3.按权利要求1所述的一种六旋翼无人机气动特性的试验装置，其特征在于，所述的倾转机构(4)由载重台(41)、底座(42)、滑块(43)、销III(44)、滑轨(45)、曲柄(46)、轴(47)、螺钉组IV(48)、轴承组I(49)、轴承端盖组I(410)、螺钉组V(411)、轴承端盖组II(412)、轴承组II(413)、螺钉组I(414)、螺钉组II(415)、螺钉组VI(416)、减速步进电机(417)、平键(418)、轴端挡圈(419)、螺钉VII(420)组成，其中，减速步进电机(417)通过螺钉组VI(416)固定在底座(42)上，减速步进电机(417)通过平键(418)与曲柄(46)连接，曲柄(46)通过轴端挡圈(419)固定，轴端挡圈(419)通过螺钉VII(420)固定在减速步进电机(417)输出轴上，曲柄(46)另一端通过销III(44)与滑块(43)铰接，滑块(43)与滑轨(45)接触，滑轨(45)与载重台(41)焊接在一起，载重台(41)通过轴(47)与底座(42)连接，其中轴(47)两端与轴承组I(49)过渡配合并且轴承组I(49)与孔组III(c)间隙配合，轴承组I(49)的两端安装有轴承端盖组I(410)，并由螺钉组V(411)进行固定，同时轴(47)与轴承组II(413)过渡配合，轴承组II(413)与孔组II(b)间隙配合，轴承端盖组II(412)由螺钉组V(411)固定在载重台(41)上，所述的测量组件(1)由桨帽(11)、轴夹(12)、夹紧帽(13)、连接轴(14)、光电编码器(15)、螺钉组IX(16)、联轴器(17)、螺钉组VIII(18)、动态扭矩传感器(19)、传感器连接台(110)、压力传感器(111)、螺钉组X(112)、测试承重底座(113)，无刷电机(114)、螺钉组XI(115)、电机底座(116)、螺钉组XII(117)，正桨(118)，反桨(119)，其中正桨(118)和反桨(119)在间距60°的测量组件(1)上交叉布置，正桨(118)和反桨(119)与测量组件中其他的零部件连接方式一致，以正桨为例，正桨(118)与轴夹(12)通过螺纹连接并用桨帽(11)固定，连接轴(14)一端通过联轴器(17)与无刷电机(114)上的输出轴连接，另一端通过夹紧帽(13)与轴夹(12)固定，动态扭矩传感器(19)底端通过螺钉组VIII(18)与载重台(41)固连，连接轴(14)轴线与动态扭矩传感器(19)轴线重合，光电编码器(15)通过螺钉组IX(16)与无刷电机(114)固连，无刷电机(114)通过螺钉组XII(117)与电机底座(116)固连，电机底座(116)通过螺钉组XI(115)与传感器连接台(110)固连，传感器连接台(110)下方的压力传感器(111)通过螺钉组X(112)固连在测试承重底座(113)上。
4.基于权利要求1至3所述的一种六旋翼无人机气动特性的试验装置的试验方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤A、初始化，控制驱动组件中的气压缸活塞行程为0，此时，运动组件中的法兰式滑块处于初始位置，控制倾转机构中的减速步进电机带动曲柄滑块机构运动，控制螺旋桨的倾转角度为0°处于初始位置；
步骤B、控制测量组件中的无刷电机带动螺旋桨运动，压力传感器、动态扭矩传感器、光电编码器实时测得螺旋桨产生的拉力、扭矩和转速；
步骤C、控制螺旋桨的倾转角度在(0°，50°)的区间内每隔5°变化一次，重复步骤B，直至测量至50°为止；
步骤D、控制驱动组件中的气压缸活塞运动，使得运动组件中相邻的螺旋桨之间的距离在(1，1.8)倍直径范围内变化，每次变化0.1倍直径距离，重复步骤C，但是为了减少电机的运转次数，角度变化从(0°，50°)变化改为从(50°，0°)变化，以此类推，直至测量至1.8倍直径距离为止。
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