一种机载磁悬浮推力测试系统及太阳能无人机的制作方法

1.本发明属于无人机推力测试技术领域，更具体地，涉及一种机载磁悬浮推力测试系统及太阳能无人机。


背景技术：

2.太阳能无人机是一种极具发展潜力的新型飞行器，它以太阳能为动力来源，无需携带任何燃料，理论上可以实现永久空中飞行。相比常规无人机，太阳能无人机最大的特点就是飞行高度高、航时超长、能量利用率要求高。因此，太阳能无人机升阻比和推进系统效率等参数对于其生存能力和任务执行能力显得更为关键。目前对于无人机的升阻比和推进系统效率的验证手段较少，多是采信地面测试和试验数据，完成参数的估算验证。但因为地面与高空环境差异较大，且太阳能无人机飞行高度高，飞行剖面环境复杂多变。所以于太阳能无人机而言，其所要测试的关键参数在于无人机推力，用地面试验数据估算或等效实际飞行过程中无人机的推力、推进系统效率和升阻比的准确程度不高。


技术实现要素：

3.本发明的目的是针对现有技术中存在的不足，提供一种机载磁悬浮推力测试系统及太阳能无人机，解决现有技术中对于无人机的升阻比和推进系统效率的验证重点依赖于对无人机的推力的测试，而现有的对无人机推力的测试多依赖于用地面试验数据估算或等效实际飞行过程中无人机的推力，测试结果的准确性不高的问题。
4.为了实现上述目的，本发明提供一种机载磁悬浮推力测试系统，该系统包括：
5.外壳，所述外壳内部设置有腔体，所述外壳的一端设置有与所述腔体连通的第一通孔，所述外壳用于与无人机的机体连接；
6.转子轴，转动设置在所述腔体内且所述转子轴的一端穿过所述第一通孔延伸至所述外壳的外部，所述转子轴的所述一端用于与无人机的螺旋桨轴连接；
7.轴向磁悬浮轴承，设置在所述腔体内，所述轴向磁悬浮轴承包括处于所述转子轴的外周的两个定子支架，所述定子支架上设置有轴向磁悬浮线圈，所述转子轴的外周连接有磁悬浮推力盘和轴向磁悬浮磁钢，所述磁悬浮推力盘处于两个所述定子支架之间并与两个所述定子支架之间形成气隙；
8.两个位移传感器，分别设置在两个所述定子支架相互靠近的一侧，用于检测其与所述磁悬浮推力盘之间的距离；
9.径向磁悬浮轴承，设置在所述腔体内并处于所述转子轴的外周；
10.控制单元，与所述轴向磁悬浮线圈和所述位移传感器电性连接，所述控制单元能够控制输入所述磁悬浮线圈的第一电流，使得所述螺旋桨轴不转动时所述转子轴处于磁悬浮状态并记录此时的第一气隙和第一距离，并能够在所述螺旋桨轴转动时控制输入所述磁悬浮线圈的第二电流，使得在所述螺旋桨轴转动时能够保持所述第一气隙和所述第一距离不变。
11.可选地，所述转子轴的所述一端设置有连接部，所述连接部呈法兰状，所述连接部上沿周向设置有多个连接孔。
12.可选地，所述定子支架呈环形，所述定子支架的内周与所述转子轴上的轴向磁悬浮磁钢之间形成间隙。
13.可选地，所述外壳包括依次连接的第一堵头部、第一筒状部、第二筒状部、第三筒状部和第二堵头部，所述第一堵头部、所述第一筒状部、所述第二筒状部、所述第三筒状部和所述第二堵头部的外周设置有安装孔，所述第一堵头部、所述第一筒状部、所述第二筒状部、所述第三筒状部和所述第二堵头部穿设在所述安装孔内的螺杆连接，所述第一通孔设置在所述第二堵头部上。
14.可选地，两个所述径向磁悬浮轴承通过环形的径向磁悬浮支架连接在所述腔体内，两个所述径向磁悬浮轴承分别处于所述轴向磁悬浮轴承的两侧。
15.可选地，所述径向磁悬浮轴承为主动磁悬浮轴承或被动磁悬浮轴承。
16.可选地，所述位移传感器为电涡流位移传感器。
17.可选地，所述外壳上设置有过线孔。
18.可选地，所述控制单元包括电源模块、控制模块、功放模块、传感器模块，所述电源模块用于为所述控制模块、所述轴向磁悬浮线圈和所述位移传感器供电，所述控制模块用于接收所述位移传感器的检测信号，并输出用于控制输入所述磁悬浮线圈的电流大小的第一电流控制信号，所述功放模块用于根据所述控制模块输出的电流控制信号输出用于控制输入所述磁悬浮线圈的电流大小的第二电流控制信号，所述传感器模块包括电流传感器并用于检测输入所述磁悬浮线圈的电流值。
19.本发明还提供一种太阳能无人机，包括：
20.无人机本体，所述无人机本体包括机体和螺旋桨；
21.上述的机载磁悬浮推力测试系统，所述外壳与所述机体连接，所述转子轴的所述一端与所述螺旋桨的螺旋桨轴连接。
22.本发明提供一种机载磁悬浮推力测试系统及太阳能无人机，其有益效果在于：该系统采用机载式的设计，能够装载在无人机上，实时对无人机的推力进行参数的检测，便于获得更加精确的无人机推力参数，进而更加精准地对无人机的推进系统效率和升阻比等参数进行评估；该系统采用轴向磁悬浮轴承和径向磁悬浮轴承对转子轴进行磁悬浮式的支撑，转子轴与定子支架之间无接触、无摩擦、无润滑，提高了对于转子轴支撑的稳定性，并且能够排除摩擦力对测试结果的影响，提高测试结果的准确性；该系统使用时可以通过外壳与机体连接，转子轴的一端与螺旋桨轴连接，实时检测螺旋桨轴上的推力参数，对于推力参数的检测该系统在螺旋桨轴没有转动时通过控制单元控制输入磁悬浮线圈的第一电流，使得转子轴处于磁悬浮状态，这时无人机是没有推力的，记录此时的磁悬浮推力盘与两个定子支架之间的气隙，记为第一气隙，记录此时的磁悬浮推力盘与两个位移传感器之间的距离，记为第一距离，之后在螺旋桨轴转动时，无人机产生推力，那么螺旋桨轴受到推力的反作用力，会对转子轴施加一个等值于无人机的推力的作用力，该作用力会使得磁悬浮推力盘发生移动，为克服该移动，控制单元基于磁悬浮推力盘与两个位移传感器之间的距离的变化量。控制输入磁悬浮线圈的电流变成第二电流，使得在螺旋桨轴转动时能够保持磁悬浮推力盘不动，磁悬浮推力盘与两个定子支架之间的气隙和磁悬浮推力盘与两个位移传感
器之间的距离不变；此时的第二电流与第一电流之间便形成电流变化量，该电流变化量即为能够准确反映无人机的推力的参数，获得此参数，即可用于无人机的推进系统效率和升阻比的评估。
23.本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
24.通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
25.图1示出了根据本发明的一个实施例的一种机载磁悬浮推力测试系统的剖视结构示意图。
26.图2示出了根据本发明的一个实施例的一种机载磁悬浮推力测试系统的三维结构示意图。
27.图3示出了根据本发明的一个实施例的一种机载磁悬浮推力测试系统的定子支架的结构示意图。
28.图4示出了根据本发明的一个实施例的一种机载磁悬浮推力测试系统的控制单元的连接示意图。
29.附图标记说明：
30.1、外壳；2、转子轴；3、定子支架；4、轴向磁悬浮线圈；5、磁悬浮推力盘；6、连接部；7、位移传感器；8、径向磁悬浮轴承；9、控制单元；10、螺杆。
具体实施方式
31.下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
32.如图1至图4所示，本发明提供一种机载磁悬浮推力测试系统，该系统包括：
33.外壳1，外壳1内部设置有腔体，外壳1的一端设置有与腔体连通的第一通孔，外壳1用于与无人机的机体连接；
34.转子轴2，转动设置在腔体内且转子轴2的一端穿过第一通孔延伸至外壳1的外部，转子轴2的一端用于与无人机的螺旋桨轴连接；
35.轴向磁悬浮轴承，设置在腔体内，轴向磁悬浮轴承包括处于转子轴2的外周的两个定子支架3，定子支架3上设置有轴向磁悬浮线圈4，转子轴2的外周连接有磁悬浮推力盘5和轴向磁悬浮磁钢，磁悬浮推力盘5处于两个定子支架3之间并与两个定子支架3之间形成气隙；
36.两个位移传感器7，分别设置在两个定子支架3相互靠近的一侧，用于检测其与磁悬浮推力盘5之间的距离；
37.径向磁悬浮轴承8，设置在腔体内并处于转子轴2的外周；
38.控制单元9，与轴向磁悬浮线圈4和位移传感器7电性连接，控制单元9能够控制输
入磁悬浮线圈的第一电流，使得螺旋桨轴不转动时转子轴2处于磁悬浮状态并记录此时的第一气隙和第一距离，并能够在螺旋桨轴转动时控制输入磁悬浮线圈的第二电流，使得在螺旋桨轴转动时能够保持第一气隙和第一距离不变。
39.具体的，为解决现有技术中对于无人机的升阻比和推进系统效率的验证重点依赖于对无人机的推力的测试，而现有的对无人机推力的测试多依赖于用地面试验数据估算或等效实际飞行过程中无人机的推力，测试结果的准确性不高的问题；本发明提供的机载磁悬浮推力测试系统采用机载式的设计，能够装载在无人机上，实时对无人机的推力进行参数的检测，便于获得更加精确的无人机推力参数，进而更加精准地对无人机的推进系统效率和升阻比等参数进行评估；该系统采用轴向磁悬浮轴承和径向磁悬浮轴承8对转子轴2进行磁悬浮式的支撑，转子轴2与定子支架3之间无接触、无摩擦、无润滑，提高了对于转子轴2支撑的稳定性，并且能够排除摩擦力对测试结果的影响，提高测试结果的准确性；该系统使用时可以通过外壳1与机体连接，转子轴2的一端与螺旋桨轴连接，实时检测螺旋桨轴上的推力参数，对于推力参数的检测该系统在螺旋桨轴没有转动时通过控制单元9控制输入磁悬浮线圈的第一电流，使得转子轴2处于磁悬浮状态，这时无人机是没有推力的，记录此时的磁悬浮推力盘5与两个定子支架3之间的气隙，记为第一气隙，记录此时的磁悬浮推力盘5与两个位移传感器7之间的距离，记为第一距离，之后在螺旋桨轴转动时，无人机产生推力，那么螺旋桨轴受到推力的反作用力，会对转子轴2施加一个等值于无人机的推力的作用力，该作用力会使得磁悬浮推力盘5发生移动，为克服该移动，控制单元9基于磁悬浮推力盘5与两个位移传感器7之间的距离的变化量。控制输入磁悬浮线圈的电流变成第二电流，使得在螺旋桨轴转动时能够保持磁悬浮推力盘5不动，磁悬浮推力盘5与两个定子支架3之间的气隙和磁悬浮推力盘5与两个位移传感器7之间的距离不变；此时的第二电流与第一电流之间便形成电流变化量，该电流变化量即为能够准确反映无人机的推力的参数，获得此参数，即可用于无人机的推进系统效率和升阻比的评估。
40.进一步的，上述的第一气隙和第一距离分别为磁悬浮推力盘5与两个定子支架3之间分别形成的两个气隙值，和磁悬浮推力盘5与两个位移传感器7的传感面之间分别形成的两个距离值；在本实施例中，为方便计算，在螺旋桨轴不转动时，第一电流使得磁悬浮推力盘5与两个定子支架3之间分别形成的气隙相等，磁悬浮推力盘5与两个位移传感器7的传感面之间分别形成的距离也相等，采用差动形式，利用对称设置的位移传感器7的结构，差动输出相互补偿，从而提高对温度漂移的抑制能力。
41.可选地，转子轴2的一端设置有连接部6，连接部6呈法兰状，连接部6上沿周向设置有多个连接孔。
42.具体的，法兰状的连接部6可以通过螺栓连接实现转子轴2与螺旋桨轴的连接，拆装方便。
43.可选地，定子支架3呈环形，定子支架3的内周与转子轴2上的轴向磁悬浮磁钢之间形成间隙。
44.具体的，呈环形的定子支架3上可以设置多个减重凹陷结构，有利于减轻重量，进而有利于轻量化设计。
45.可选地，外壳1包括依次连接的第一堵头部、第一筒状部、第二筒状部、第三筒状部和第二堵头部，第一堵头部、第一筒状部、第二筒状部、第三筒状部和第二堵头部的外周设
置有安装孔，第一堵头部、第一筒状部、第二筒状部、第三筒状部和第二堵头部穿设在安装孔内的螺杆10连接，第一通孔设置在第二堵头部上。
46.具体的，外壳1可以由第一堵头部、第一筒状部、第二筒状部、第三筒状部和第二堵头部拼装形成，便于拆装其内部的轴向磁悬浮轴承、径向磁悬浮轴承8和控制单元9等；在本实施例中，定子支架3的外周设置有连接法兰，连接法兰上的孔与安装孔相配合，可以将连接法兰设置在第二筒状部的两侧与外壳1进行连接。
47.在本实施例中，转子轴2选用多种材料组件组合加工而成，主要包括钛合金、软磁材料、电工纯铁、永磁体等；；既能满足承力需求，又能满足磁悬浮轴承和电动机的磁路设计要求；转子轴2上固定有磁悬浮推力盘5，磁悬浮推力盘5与定子支架3之间的单边气隙约0.3～0.5mm，并且磁悬浮推力盘5与位移传感器7的初始单边距离约等于上述单边气隙。
48.可选地，两个径向磁悬浮轴承8通过环形的径向磁悬浮支架连接在腔体内，两个径向磁悬浮轴承8分别处于轴向磁悬浮轴承的两侧。
49.具体的，轴向磁悬浮轴承设置在转子轴2的中部，采用主动磁悬浮轴承的形式，实现轴向1个自由度的稳定磁悬浮支撑，径向磁悬浮轴承8设置在轴向磁悬浮轴承的两侧，用于实现径向力和力矩共4个自由度的稳定悬浮支撑，仅产生径向力，无轴向力产生，提高测试精度。
50.可选地，径向磁悬浮轴承8为主动磁悬浮轴承或被动磁悬浮轴承。
51.具体的，径向磁悬浮轴承8采用主动磁悬浮轴承或被动磁悬浮轴承都可以，在本实施例中，采用被动磁悬浮轴承，被动磁悬浮轴承的两部分磁体分别与转子轴2和外壳1连接。
52.可选地，位移传感器为电涡流位移传感器。
53.具体的，两个电涡流位移传感器分别设置在两个定子支架3相互靠近的面上，面对面对称设置。
54.可选地，外壳1上设置有过线孔。
55.具体的，过线孔的设置便于控制单元9连接的线缆与无人机的机体内的电气设备连接。
56.可选地，控制单元9包括电源模块、控制模块、功放模块、传感器模块，电源模块用于为控制模块、轴向磁悬浮线圈4和位移传感器7供电，控制模块用于接收位移传感器7的检测信号，并输出用于控制输入磁悬浮线圈的电流大小的第一电流控制信号，功放模块用于根据控制模块输出的电流控制信号输出用于控制输入磁悬浮线圈的电流大小的第二电流控制信号，传感器模块包括电流传感器并用于检测输入磁悬浮线圈的电流值。
57.具体的，电源模块可以采用外部供电，电压可以为dc28v，可适用范围为dc18v～36v，对外通信接口协议可以为异步隔离rs422；电源模块包括电源滤波器和dc/dc电压转换器，将外部供电变为dc5v和dc12v，用于控制模块轴向磁悬浮线圈4和位移传感器7等供电；控制模块主要是实现稳定悬浮控制和参数解算功能，控制模块包括控制芯片，控制芯片选用dsp，运算速度快，控制频率高，适用于该系统，输入为位移传感器7调理信号，输出为pwm控制信号；功放模块的功能即根据控制芯片给出的pwm信号通过驱动桥路设计，生成控制输入磁悬浮线圈的电流大小的第二电流控制信号；在本实施例中，传感器模块包含电流传感器和位移传感器，其中，电流传感器用于测量轴向磁悬浮线圈4的电流，位移传感器用于测量磁悬浮推力盘5与其传感面之间的距离大小，传感器模块将原始采样信号通过滤波、变换
等，变换成匹配dsp中模拟量采样的信号，传输至控制芯片，用于实现闭环稳定控制和实时推力解算，实时推力解算即可基于第一电流和第二电流之间的电流变化量进行实时解算，具体解算过程在此不再赘述。
58.本发明还提供一种太阳能无人机，包括：
59.无人机本体，无人机本体包括机体和螺旋桨；
60.上述的机载磁悬浮推力测试系统，外壳1与机体连接，转子轴2的一端与螺旋桨的螺旋桨轴连接。
61.以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

技术特征：
1.一种机载磁悬浮推力测试系统，其特征在于，该系统包括：外壳，所述外壳内部设置有腔体，所述外壳的一端设置有与所述腔体连通的第一通孔，所述外壳用于与无人机的机体连接；转子轴，转动设置在所述腔体内且所述转子轴的一端穿过所述第一通孔延伸至所述外壳的外部，所述转子轴的所述一端用于与无人机的螺旋桨轴连接；轴向磁悬浮轴承，设置在所述腔体内，所述轴向磁悬浮轴承包括处于所述转子轴的外周的两个定子支架，所述定子支架上设置有轴向磁悬浮线圈，所述转子轴的外周连接有磁悬浮推力盘和轴向磁悬浮磁钢，所述磁悬浮推力盘处于两个所述定子支架之间并与两个所述定子支架之间形成气隙；两个位移传感器，分别设置在两个所述定子支架相互靠近的一侧，用于检测其与所述磁悬浮推力盘之间的距离；径向磁悬浮轴承，设置在所述腔体内并处于所述转子轴的外周；控制单元，与所述轴向磁悬浮线圈和所述位移传感器电性连接，所述控制单元能够控制输入所述磁悬浮线圈的第一电流，使得所述螺旋桨轴不转动时所述转子轴处于磁悬浮状态并记录此时的第一气隙和第一距离，并能够在所述螺旋桨轴转动时控制输入所述磁悬浮线圈的第二电流，使得在所述螺旋桨轴转动时能够保持所述第一气隙和所述第一距离不变。2.根据权利要求1所述的机载磁悬浮推力测试系统，其特征在于，所述转子轴的所述一端设置有连接部，所述连接部呈法兰状，所述连接部上沿周向设置有多个连接孔。3.根据权利要求1所述的机载磁悬浮推力测试系统，其特征在于，所述定子支架呈环形，所述定子支架的内周与所述转子轴上的轴向磁悬浮磁钢之间形成间隙。4.根据权利要求3所述的机载磁悬浮推力测试系统，其特征在于，所述外壳包括依次连接的第一堵头部、第一筒状部、第二筒状部、第三筒状部和第二堵头部，所述第一堵头部、所述第一筒状部、所述第二筒状部、所述第三筒状部和所述第二堵头部的外周设置有安装孔，所述第一堵头部、所述第一筒状部、所述第二筒状部、所述第三筒状部和所述第二堵头部穿设在所述安装孔内的螺杆连接，所述第一通孔设置在所述第二堵头部上。5.根据权利要求1所述的机载磁悬浮推力测试系统，其特征在于，两个所述径向磁悬浮轴承通过环形的径向磁悬浮支架连接在所述腔体内，两个所述径向磁悬浮轴承分别处于所述轴向磁悬浮轴承的两侧。6.根据权利要求1所述的机载磁悬浮推力测试系统，其特征在于，所述径向磁悬浮轴承为主动磁悬浮轴承或被动磁悬浮轴承。7.根据权利要求1所述的机载磁悬浮推力测试系统，其特征在于，所述位移传感器为电涡流位移传感器。8.根据权利要求1所述的机载磁悬浮推力测试系统，其特征在于，所述外壳上设置有过线孔。9.根据权利要求1所述的机载磁悬浮推力测试系统，其特征在于，所述控制单元包括电源模块、控制模块、功放模块、传感器模块，所述电源模块用于为所述控制模块、所述轴向磁悬浮线圈和所述位移传感器供电，所述控制模块用于接收所述位移传感器的检测信号，并输出用于控制输入所述磁悬浮线圈的电流大小的第一电流控制信号，所述功放模块用于根
据所述控制模块输出的电流控制信号输出用于控制输入所述磁悬浮线圈的电流大小的第二电流控制信号，所述传感器模块包括电流传感器并用于检测输入所述磁悬浮线圈的电流值。10.一种太阳能无人机，其特征在于，包括：无人机本体，所述无人机本体包括机体和螺旋桨；根据权利要求1-9任一项所述的机载磁悬浮推力测试系统，所述外壳与所述机体连接，所述转子轴的所述一端与所述螺旋桨的螺旋桨轴连接。

技术总结
本发明提供一种机载磁悬浮推力测试系统及太阳能无人机，涉及无人机推力测试技术领域，包括：外壳；转子轴的一端用于与无人机的螺旋桨轴连接；轴向磁悬浮轴承，包括处于转子轴的外周的两个定子支架，定子支架上设置有轴向磁悬浮线圈，转子轴的外周连接有磁悬浮推力盘和轴向磁悬浮磁钢，磁悬浮推力盘处于两个定子支架之间并与两个定子支架之间形成气隙；两个位移传感器，用于检测其与磁悬浮推力盘之间的距离；径向磁悬浮轴承；控制单元，与轴向磁悬浮线圈和位移传感器电性连接；解决现有技术中对于无人机的推力的测试，测试结果的准确性不高的问题。的问题。的问题。


技术研发人员：俱子研 蔡志英 兰根龙 栾金谕 郭林
受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院
技术研发日：2022.12.29
技术公布日：2023/6/28