CN116465592B - 一种单旋翼无人机气动特性测试装置和方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种单旋翼无人机气动特性测试装置和方法，测试装置包括底座平衡模块、升力测量模块、第一支架、旋翼动力模块、第一连接杆、扭矩及转速测量模块、第二连接杆、测试桨叶和无人机重力模拟模块，升力测量模块、第一支架、旋翼动力模块、第一连接杆、扭矩及转速测量模块、第二连接杆和测试桨叶从左至右依次连接，且升力测量模块、第一支架和扭矩及转速测量模块均安装在底座平衡模块上；无人机重力模拟模块安装在底座平衡模块上，且与第一支架连接。本发明实现了对于扭矩、转速、升力、诱导速度等悬停气动性能相关物理量的精确测量，以及对于桨盘功率、机械效率以及悬停气动效率等物理量的计算。

Description

一种单旋翼无人机气动特性测试装置和方法

技术领域

本发明涉及无人机旋翼性能测试技术领域，更具体的说是涉及一种单旋翼无人机气动特性测试装置和方法。

背景技术

单旋翼无人机已在军用和民用领域发挥着重要作用，其中单旋翼无人机的旋翼是衡量无人机气动性能的最重要元件。不同形状、规格的旋翼，在不同的转速下会表现出不同的气动性能。因此，在实验室中对衡量旋翼气动性能的各个参数进行物理模拟和试验显得十分重要。

单旋翼无人机气动性能主要由升力、扭矩、转速和诱导速度这四个物理量，以及由这四个物理量推导出的桨盘功率和悬停气动效率两个物理量，共6个物理量构成。通过升力大小可以直观反映旋翼拉升能力，通过转速和扭矩可以计算得到桨盘功率与机械效率，通过升力、扭矩、转速和诱导速度可以计算得到悬停气动效率，利用上述参数可以准确衡量无人机的悬停性能，为无人机旋翼的气动性能的评估提供参考，为理论计算的仿真结果提供对比。

目前单旋翼无人机气动特性测量装置逐渐完善，在转速、扭矩和升力的测量上提出了多种直接或者间接的方法，例如，关于升力的测量，先后提出了两种主流的测试方法：通过杠杆改变升力方向的杠杆式实验装置和通过摆角衡量升力大小的钟摆式实验装置；关于扭矩的测量，提出了以数据拟合和经验公式为主的电测法，以及以传感器为主的传感器测量法；关于转速的测量，提出了以光信号为主的光电式转速测量法和以电磁信号为主的霍尔转速测量法等。但是，这些方法仍存在一些问题，例如对于无人机不同配重的模拟始终没有实现，扭矩的间接法测量存在较大的误差，转速的间接法测量无法用于后续机械效率和悬停效率的计算等。

目前传统单旋翼无人机气动性能测试装置大部分采用了杠杆式或钟摆式结构，这是依据升力测量方法决定的。其中，杠杆式实验台是将旋翼固定在一端，将升力传感器固定在另一端，通过杠杆将旋翼高速旋转产生的升力反向，使其升力方向可以适配称重传感器(称重传感器只能测量向下压力的大小)。该结构存在一些缺陷：若杠杆的长度太长，或材质较为脆、软，则不能适配较大和较重的旋翼和电机，更无法在电机和旋翼连接的转轴上加以扭矩传感器，在实验中存在着较大的操作风险和实验误差；而钟摆式实验台采取转化的方法，将升力转化为倾角计的读数，也存在较大的实验误差。

因此，提供一种提高测量精确性的单旋翼无人机气动特性测试装置和方法是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种单旋翼无人机气动特性测试装置和方法，以解决现有技术中无法模拟无人机不同配重，无法精确测量扭矩、转速、升力、诱导速度等气动性能指标的问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种单旋翼无人机气动特性测试装置，包括底座平衡模块、升力测量模块、第一支架、旋翼动力模块、第一连接杆、扭矩及转速测量模块、第二连接杆、测试桨叶和无人机重力模拟模块，所述升力测量模块、所述第一支架、所述旋翼动力模块、所述第一连接杆、所述扭矩及转速测量模块、所述第二连接杆和所述测试桨叶从左至右依次连接，且所述升力测量模块、所述第一支架和所述扭矩及转速测量模块均安装在所述底座平衡模块上；所述无人机重力模拟模块安装在所述底座平衡模块上，且与所述第一支架连接。

通过采取以上技术方案，本发明的有益效果：

各个模块之间轴向分布，使各模块之间均能够直接连接，实现拉力、转速、扭矩等物理量的直接测量，无需通过转化的方式间接测量，避免因单旋翼无人机气动性能实验台测量的物理量较多导致测量方法手段相互制约、影响，实现了对于扭矩、转速、升力、诱导速度等悬停气动性能相关物理量的精确测量，以及对于桨盘功率、机械效率以及悬停气动效率等物理量的计算，以最大程度在实验室内模拟旋翼在不同转速下的表现，全方面多角度地准确观测无人机的气动性能悬停能力。

进一步的，所述升力测量模块包括第二支架、第一连接盒、S型拉力传感器和第二连接盒，所述第二支架安装在所述底座平衡模块上；所述第二支架、所述第一连接盒、所述S型拉力传感器、所述第二连接盒和所述第一支架从左至右依次连接。

采用上述进一步的技术方案产生的有益效果为，使用S型拉力传感器直接连接的方式进行拉力的测量，该传感器不仅可以测量压力大小，也可以测量拉力大小，实现无人机升力的直接测量，无任何升力方向和大小的转化操作，为实验数据的精确性提供了保障。

进一步的，所述旋翼动力模块包括高速电机、无刷电调、测试电池和舵机测试仪，所述高速电机沿水平方向安装在所述第一支架上；所述无刷电调通过导线与所述高速电机电性连接；所述测试电池和所述舵机测试仪分别通过导线与所述无刷电调电性连接。

进一步的，所述扭矩及转速测量模块包括扭矩及转速传感器和第三支架，所述扭矩及转速传感器通过所述第三支架安装在所述底座平衡模块上；所述第一连接杆一端安装在所述高速电机的输出轴上，所述第一连接杆另一端安装在所述扭矩及转速传感器上；所述第二连接杆一端安装在所述扭矩及转速传感器上，所述测试桨叶安装在所述第二连接杆另一端。

采用上述进一步的技术方案产生的有益效果为，通过扭矩转速一体的传感器，转速测量方面相较于其他光电式或霍尔电磁式转速传感器，体积更小，集合度更高，数据测量更加精准，扭矩测量方面相较于其他传统的电测法或者传感器法，实验精度更高，适用于更小范围的扭矩测量，为单旋翼无人机提供了更多可能的应用场景。

进一步的，所述无人机重力模拟模块包括第三连接盒、推拉式电磁铁、磁性挂钩和弹力绳，所述第三连接盒底部安装在所述底座平衡模块上；所述推拉式电磁铁安装在所述第三连接盒的顶部；所述磁性挂钩磁吸在所述第一支架上；所述弹力绳一端与所述推拉式电磁铁连接，所述弹力绳另一端与所述磁性挂钩的挂钩连接。

采用上述进一步的技术方案产生的有益效果为，通过推拉式电磁铁产生可调节的拉力，以模拟不同重量的无人机自重，实现针对不同重量无人机的模拟，可以使实验人员对于气动性能有着更直观的观测。

进一步的，所述底座平衡模块包括底板、两个导轨、两个滑块和底座，平行分布的两个所述导轨间隔固定在所述底板顶部；两个所述滑块分别与两个所述导轨滑动连接；所述底座安装在两个所述滑块顶部；所述第一支架和所述第三支架分别安装在所述底座的顶部；所述第二支架和所述第三连接盒分别安装在所述底板的顶部。

采用上述进一步的技术方案产生的有益效果为，由于旋翼产生的升力为轴向方向，因此将扭矩及转速测量模块固定在底座上，将旋翼动力模块通过第一支架固定在底座上，并将形成的整体通过滑块安装在导轨上，从而将轴向的静摩擦力降至最低，实现轴向升力的精准测量。

根据上述一种单旋翼无人机气动特性测试装置而进行的测试方法，包括以下步骤：

1)扭矩及转速测量方法：

高速电机通过第一连接杆、第二连接杆带动测试桨叶高速旋转，产生顺时针的转速和轴向的扭矩，转速和扭矩通过第二连接杆传递到扭矩及转速传感器，在扭矩及转速传感器的工作电压下，通过数据线及接口与电脑相连，可动态读取并存储转速和扭矩的值；

2)升力测量方法：

测试桨叶高速旋转产生的升力通过第一连接杆、第二连接杆、第一支架和第二连接盒传递到S型拉力传感器上，S型拉力传感器在其额定的220V工作电压下，通过数据采集器将升力数据动态显示在显示器上，并通过数据线与电脑相连，动态读取并存储升力的值；

3)诱导速度测量方法：

通过气体流速测试装置动态测量测试桨叶高速旋转构成的桨盘平面上下游的流速，并计算出诱导速度，计算公式如下：其中V₁为上游气体流速，V₂为下游气体流速，V_i为桨盘处的诱导速度；

4)无人机重力模拟方法：

将推拉式电磁铁与可调电压电源连接，在通电后，产生与升力方向相反的拉力，动态调节可调电压电源的电流大小，来动态调节推拉式电磁铁产生的拉力大小，从而在轴向方向模拟不同无人机受到的重力大小；

5)无人机悬停气动效率计算方法：

在测量计算得到升力、扭矩、转速和诱导速度后，可通过下式计算出无人机悬停气动效率其中T是升力，V_i是诱导速度，N是扭矩，ω是转速。

进一步的，在步骤3)中，将气体流速测试装置放置在距离桨盘上下游20cm到30cm的位置。

进一步的，所述气体流速测量装置为手持式微压差计或热线风速仪。

通过采取以上技术方案，本发明的有益效果：

测试桨叶高速旋转产生的转速、扭矩、升力诱导速度通过第一连接杆和第二连接杆分别传递到扭矩及转速测量模块和升力测量模块，由相应的传感器读取数据，并通过数据线连接到电脑上实现更为精准的数据输出与记录，测试精度高，误差小，可以实现单旋翼无人机的可行性分析。

由此可知，本发明提供了一种单旋翼无人机气动特性测试装置和方法，与现有技术相较而言，本发明测试装置满足对于单旋翼无人机桨叶气动特性转速、扭矩和升力的精准测量，测试方法新颖独特，测试精度高，误差小。本发明的测试对象具有可替换性，对于不同种类旋翼的大小、材质、翼型、是否连续等均可进行试验评估。本发明也可以与其他实验设备相结合，以致力于应用到更多的无人机旋翼测试场景上，如与真空装置结合，可以应用于不同大气环境、甚至地外行星无人机旋翼的设计与测试，与消音装置结合，可以做旋翼噪声分析等相关其他物理性能参数的设计与测试。

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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1附图为本发明提供的一种单旋翼无人机气动特性测试装置的整体结构示意图；

图2附图为本发明提供的一种单旋翼无人机气动特性测试装置的主视图；

图3附图为本发明提供的扭矩及转速测量模块的结构示意图；

图4附图为本发明提供的升力测量模块的结构示意图；

图5附图为本发明提供的升力测量模块的俯视图；

图6附图为本发明提供的无人机重力模拟模块的结构示意图；

图7附图为本发明提供的底座平衡模块的结构示意图；

图8附图为由本发明测得升力、转速、扭矩和诱导速度计算得到的诱导效率曲线图。

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做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。

如图1-8所示，本发明实施例公开了一种单旋翼无人机气动特性测试装置，包括底座平衡模块1、升力测量模块2、第一支架3、旋翼动力模块4、第一连接杆5、扭矩及转速测量模块6、第二连接杆7、测试桨叶8和无人机重力模拟模块9，升力测量模块2、第一支架3、旋翼动力模块4、第一连接杆5、扭矩及转速测量模块6、第二连接杆7和测试桨叶8从左至右依次连接，且升力测量模块2、第一支架3和扭矩及转速测量模块6均安装在底座平衡模块1上，其中旋翼动力模块4用于带动测试桨叶8高速旋转，产生转速、诱导速度以及轴向的升力和扭矩；扭矩及转速测量模块6用于测量测试桨叶8所产生的轴向扭矩和旋翼旋转的转速；升力测量模块2用于测量测试桨叶8所产生的轴向升力，底座平衡模块1用于减少轴向摩擦，并对于上述所有模块提供支撑；无人机重力模拟模块9安装在底座平衡模块1上，且与第一支架3连接，无人机重力模拟模块9用于模拟无人机的不同自重。本发明各个模块之间轴向分布，使各模块之间均能够直接连接，实现拉力、转速、扭矩等物理量的直接测量，无需通过转化的方式间接测量，避免因单旋翼无人机气动性能实验台测量的物理量较多导致测量方法手段相互制约、影响，实现了对于扭矩、转速、升力、诱导速度等悬停气动性能相关物理量的精确测量，以及对于桨盘功率、机械效率以及悬停气动效率等物理量的计算，以最大程度在实验室内模拟旋翼在不同转速下的表现，全方面多角度地准确观测无人机的气动性能悬停能力。

具体的，升力测量模块2包括第二支架21、第一连接盒22、S型拉力传感器23和第二连接盒24，第二支架21安装在底座平衡模块1上，通过螺钉安装；第二支架21、第一连接盒22、S型拉力传感器23、第二连接盒24和第一支架3从左至右依次连接，其中使用S型拉力传感器23直接连接的方式进行拉力的测量，该传感器不仅可以测量压力大小，也可以测量拉力大小，实现无人机升力的直接测量，无任何升力方向和大小的转化操作，为实验数据的精确性提供了保障，以及在后文中无人机重力模拟模块进行重力模拟之后，无人机整体受到的合力，可以直观地研究无人机的气动性能。

具体的，旋翼动力模块4包括高速电机41、无刷电调、测试电池和舵机测试仪，高速电机41沿水平方向安装在第一支架3上；无刷电调通过导线与高速电机41电性连接；测试电池和舵机测试仪分别通过导线与无刷电调电性连接，其中测试电池为高速电机41提供动力驱动，舵机测试仪配合无刷电调对高速电机41的转速进行调控。

具体的，扭矩及转速测量模块6包括扭矩及转速传感器61和第三支架62，扭矩及转速传感器61通过第三支架62安装在底座平衡模块1上；第一连接杆5一端安装在高速电机41的输出轴上，第一连接杆5另一端安装在扭矩及转速传感器61上；第二连接杆7一端安装在扭矩及转速传感器61上，测试桨叶8安装在第二连接杆7另一端，在本实施例中，扭矩及转速测量模块6主要由扭矩传感器和转速传感器构成，用以测量测试桨叶8转动时产生的转速和扭矩，转速传感器有霍尔电磁式转速传感器和光电式转速传感器两种，其中，光电式转速传感器采用了非接触的测量方法，通过从光信号到电信号的转换，实现了对于转速的精准测量。

值得提出的是，可以根据不同的无人机及其不同的应用场景，测试桨叶8和第一连接杆5能够根据不同实验需求和扭矩、转速及电机的不同更换为不同规格尺寸的测试桨叶8和直径材质不同的第一连接杆5。

具体的，无人机重力模拟模块9包括第三连接盒91、推拉式电磁铁92、磁性挂钩93和弹力绳94，第三连接盒91底部安装在底座平衡模块1上；推拉式电磁铁92安装在第三连接盒91的顶部；磁性挂钩93磁吸在第一支架3上；弹力绳94一端与推拉式电磁铁92连接，弹力绳94另一端与磁性挂钩93的挂钩连接，从而通过推拉式电磁铁92产生可调节的拉力，以模拟不同重量的无人机自重，实现针对不同重量无人机的模拟，可以使实验人员对于气动性能有着更直观的观测。

具体的，底座平衡模块1包括底板11、两个导轨12、两个滑块13和底座14，平行分布的两个导轨12间隔固定在底板11顶部；两个滑块13分别与两个导轨12滑动连接；底座14安装在两个滑块13顶部；第一支架3和第三支架62分别安装在底座14的顶部；第二支架21和第三连接盒91分别安装在底板11的顶部，从而来平衡掉其他模块较大质量带来的静摩擦力。

本发明实施例还公开了基于上述一种单旋翼无人机气动特性测试装置而进行的测试方法，包括以下步骤：

1)扭矩及转速测量方法：

高速电机41通过第一连接杆5、第二连接杆7带动测试桨叶8高速旋转，产生顺时针的转速和轴向的扭矩，转速和扭矩通过第二连接杆7传递到扭矩及转速传感器61，在扭矩及转速传感器61的工作电压下，通过数据线及接口与电脑相连，可动态读取并存储转速和扭矩的值；

2)升力测量方法：

测试桨叶8高速旋转产生的升力通过第一连接杆5、第二连接杆7、第一支架3和第二连接盒24传递到S型拉力传感器23上，S型拉力传感器23在其额定的220V工作电压下，通过数据采集器将升力数据动态显示在显示器上，并通过数据线与电脑相连，动态读取并存储升力的值；

3)诱导速度测量方法：

通过气体流速测试装置动态测量测试桨叶8高速旋转构成的桨盘平面上下游的流速，并计算出诱导速度，计算公式如下：其中V₁为上游气体流速，V₂为下游气体流速，V_i为桨盘处的诱导速度；

4)无人机重力模拟方法：

将推拉式电磁铁92与可调电压电源连接，在通电后，产生与升力方向相反的拉力，动态调节可调电压电源的电流大小，来动态调节推拉式电磁铁92产生的拉力大小，从而在轴向方向模拟不同无人机受到的重力大小；

5)无人机悬停气动效率计算方法：

在测量计算得到升力、扭矩、转速和诱导速度后，可通过下式计算出无人机悬停气动效率其中T是升力，V_i是诱导速度，N是扭矩，ω是转速。

本发明测试桨叶8高速旋转产生的转速、扭矩、升力诱导速度通过第一连接杆5和第二连接杆7分别传递到扭矩及转速测量模块6和升力测量模块2，由相应的传感器读取数据，并通过数据线连接到电脑上实现更为精准的数据输出与记录，测试精度高，误差小，可以实现单旋翼无人机的可行性分析。

具体的，在步骤3)中，将气体流速测试装置放置在距离桨盘上下游20cm到30cm的位置。

具体的，气体流速测量装置为手持式微压差计或热线风速仪，手持式微压差计可以实现某点流速、压力、风量等物理参数的测量，测量对象更加丰富；热线风速仪对于流速的采样频率更高，数据测量的更加精确，不仅可以得到高频率采样下的流速信息，还可以同时得到功率谱曲线信息。

本发明可实现对于升力、转速、扭矩和诱导速度的测量，其测量效果和测量范围如下表所示：

本发明的实验测试选择的测试对象是型号为APC1047的测试桨叶，由本发明测得升力、转速、扭矩和诱导速度计算得到的诱导效率如图8所示。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (5)

1.一种单旋翼无人机气动特性测试装置，其特征在于，包括底座平衡模块、升力测量模块、第一支架、旋翼动力模块、第一连接杆、扭矩及转速测量模块、第二连接杆、测试桨叶和无人机重力模拟模块，所述升力测量模块、所述第一支架、所述旋翼动力模块、所述第一连接杆、所述扭矩及转速测量模块、所述第二连接杆和所述测试桨叶从左至右依次连接，且所述升力测量模块、所述第一支架和所述扭矩及转速测量模块均安装在所述底座平衡模块上；所述无人机重力模拟模块安装在所述底座平衡模块上，且与所述第一支架连接；

所述升力测量模块包括第二支架、第一连接盒、S型拉力传感器和第二连接盒，所述第二支架安装在所述底座平衡模块上；所述第二支架、所述第一连接盒、所述S型拉力传感器、所述第二连接盒和所述第一支架从左至右依次连接；

所述扭矩及转速测量模块包括扭矩及转速传感器和第三支架，所述扭矩及转速传感器通过所述第三支架安装在所述底座平衡模块上；所述第一连接杆一端安装在高速电机的输出轴上，所述第一连接杆另一端安装在所述扭矩及转速传感器上；所述第二连接杆一端安装在所述扭矩及转速传感器上，所述测试桨叶安装在所述第二连接杆另一端；

所述无人机重力模拟模块包括第三连接盒、推拉式电磁铁、磁性挂钩和弹力绳，所述第三连接盒底部安装在所述底座平衡模块上；所述推拉式电磁铁安装在所述第三连接盒的顶部；所述磁性挂钩磁吸在所述第一支架上；所述弹力绳一端与所述推拉式电磁铁连接，所述弹力绳另一端与所述磁性挂钩的挂钩连接；

所述底座平衡模块包括底板、两个导轨、两个滑块和底座，平行分布的两个所述导轨间隔固定在所述底板顶部；两个所述滑块分别与两个所述导轨滑动连接；所述底座安装在两个所述滑块顶部；所述第一支架和所述第三支架分别安装在所述底座的顶部；所述第二支架和所述第三连接盒分别安装在所述底板的顶部。

2.根据权利要求1所述的一种单旋翼无人机气动特性测试装置，其特征在于，所述旋翼动力模块包括高速电机、无刷电调、测试电池和舵机测试仪，所述高速电机沿水平方向安装在所述第一支架上；所述无刷电调通过导线与所述高速电机电性连接；所述测试电池和所述舵机测试仪分别通过导线与所述无刷电调电性连接。

3.根据权利要求1或2所述的一种单旋翼无人机气动特性测试装置而进行的测试方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)扭矩及转速测量方法：

高速电机通过第一连接杆、第二连接杆带动测试桨叶高速旋转，产生顺时针的转速和轴向的扭矩，转速和扭矩通过第二连接杆传递到扭矩及转速传感器，在扭矩及转速传感器的工作电压下，通过数据线及接口与电脑相连，可动态读取并存储转速和扭矩的值；

2)升力测量方法：

测试桨叶高速旋转产生的升力通过第一连接杆、第二连接杆、第一支架和第二连接盒传递到S型拉力传感器上，S型拉力传感器在其额定的220V工作电压下，通过数据采集器将升力数据动态显示在显示器上，并通过数据线与电脑相连，动态读取并存储升力的值；

3)诱导速度测量方法：

通过气体流速测试装置动态测量测试桨叶高速旋转构成的桨盘平面上下游的流速，并计算出诱导速度，计算公式如下：其中V₁为上游气体流速，V₂为下游气体流速，V_i为桨盘处的诱导速度；

4)无人机重力模拟方法：

将推拉式电磁铁与可调电压电源连接，在通电后，产生与升力方向相反的拉力，动态调节可调电压电源的电流大小，来动态调节推拉式电磁铁产生的拉力大小，从而在轴向方向模拟不同无人机受到的重力大小；

5)无人机悬停气动效率计算方法：

在测量计算得到升力、扭矩、转速和诱导速度后，通过下式计算出无人机悬停气动效率F_M：其中T是升力，V_i是诱导速度，N是扭矩，ω是转速。

4.根据权利要求3所述的测试方法，其特征在于，在步骤3)中，将气体流速测试装置放置在距离桨盘上下游20cm到30cm的位置。

5.根据权利要求3所述的测试方法，其特征在于，所述气体流速测量装置为手持式微压差计或热线风速仪。