一种无人机空中测试平台及气动特性测试方法与流程

1.本发明属于无人机飞行试验技术领域，尤其涉及一种无人机空中测试平台。


背景技术：

2.无人机的应用领域极其广泛，尤其在监控、侦查及测绘领域，因此其飞行性能的优劣成为关注的焦点。
3.现有的测试无人机飞行气动性能的试验方案存在不足，难以满足无人机工程实际的需要，如数值仿真方法精度和可信度不高；风洞试验成本较高、试验周期长。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本发明提供一种无人机空中测试平台及气动特性测试方法，能够以较为简单且成本低廉的方式进行气动特性测试，且保证测试数据的精度达到要求。
5.为解决以上技术问题，本发明的技术方案为采用一种无人机空中测试平台，用于气动特性测试，包括：
6.无人机分系统，用于搭载气动特性测试分系统进行试飞；所述无人机分系统包括无人机本体、用于控制无人机本体进行试飞的飞控导航子系统、用于推动无人机本体平飞的动力子系统、用于与地面控制平台分系统通信的机载链路模块；
7.气动特性测试分系统，用于采集无人机分系统在试飞过程中的参数；所述参数包括无人机分系统中动力子系统产生的拉力、扭矩参数，试飞过程中的空速、空气动压和无人机姿态参数；
8.地面控制平台分系统，用于控制无人机分系统及气动特性测试分系统运行，并记录气动特性测试分系统和无人机分系统回传的参数；
9.计算分系统，用于利用气动特性测试分系统和无人机分系统回传的参数计算气动特性。
10.作为一种进一步的改进，所述无人机气动测试分系统包括采集试飞过程中参数的传感单元、用于对传感单元进行控制并对传感单元回传的信号进行转换的数据采集控制模块、用于与地面控制平台分系统通信的机载链路模块。
11.作为另一种更进一步的改进，所述传感单元包括用于采集动力子系统拉力参数和扭矩参数的拉钮复合传感器、用于采集无人机本体姿态的姿态传感器、用于采集试飞过程中的空速和空气动压的大气传感器。
12.作为一种改进，所述拉扭复合传感器固定在防火墙上，并且拉扭复合传感器转子与无人机分系统的平飞动力系统之间设置有减振装置。。
13.作为一种改进，所述减振装置包括平行设置的前后两块连接板，所述平飞动力系统与拉扭复合传感器转子分别与前后两块连接板连接；并且前后两块连接板之间设置有若干弹性柱。
14.作为一种改进，所述弹性柱为橡胶柱。
15.作为一种改进，所述姿态传感器固定在无人机分系统内，与无人机分系统硬连接。
16.本发明还提供一种无人机气动特性测试方法，应用于上述无人机空中测试平台，包括：
17.利用地面平台控制分系统控制无人机分系统搭载气动特性测试分系统进行试飞；
18.在试飞过程中，控制无人机分系统动力以及姿态，为无人机分系统提供不同的来流环境；同时控制气动特性测试分系统对试飞过程中的参数进行采集，所述参数包括无人机分系统中动力子系统产生的的拉力、扭矩参数，试飞过程中的空速、空气动压和无人机本体姿态参数；
19.所述气动特性测试分系统、无人机分系统将采集到的参数回传至地面平台控制分系统；
20.计算分系统根据回传的参数计算相应的气动特性。
21.作为一种改进，所述气动特性包括升力系数和阻力系数；利用公式
[0022][0023]
对升力系数和阻力系数计算，其中c
l
为升力系数，cd为阻力系数，w为无人机整机重量，t为拉力，ρ为空气密度，v
∞
为无人机速度，s为翼面积，α为俯仰角；
[0024]
利用公式t＝t
测
+ws*sinα计算螺旋桨真实拉力t；其中t
测
为拉扭复合传感器测试拉力，ws为螺旋桨装置重量；
[0025]
利用公式
[0026][0027]
计算空气密度ρ；其中q为空气动压，v
∞
为空速。
[0028]
本发明的有益之处在于：
[0029]
1、目前可进行的空中试飞测量气动力技术方案需要较为复杂和较高成本的装置设置及试验。而本发明采用较为简单且成本较为低廉的方式即可进行气动特性测试。
[0030]
2、无人机动力系统在高负荷运转下会存在振动等影响传感器测量数据的问题。本发明通过在动力系统和传感器之间设置减振装置，用于对振动进行滤波并对突发的高负荷进行缓冲，提高测量数据的精度。
[0031]
3、本发明为每个分系统都提供单独的无线传输链路，从而避免远距离无线链路传输产生干扰。同时实现了测试系统的模块化，本专利中的测试系统应用到其他无人机上时，不需要其他无人机自带的通信系统对本专利测试系统数据链路传输有特别的设置或融合，即装即用，不改变原无人机系统环境，突出了本专利的简单快速易用特点。
[0032]
4、无人机自身飞控模块一般会有减振保护，其飞控系统所测得的姿态信息与实际姿态情况会有差异。本发明将姿态传感器与无人机机身硬连接，精准采集无人机姿态。
附图说明
[0033]
图1为本发明的结构原理图。
[0034]
图2为传感器安装示意图。
[0035]
图3为拉扭复合传感器处的放大图。
[0036]
图4为本发明的技术原理示意图。
[0037]
图5为拉扭复合传感器的受力平衡示意图。
[0038]
图6为无人机本体受力平衡示意图。
[0039]
图中标记：1前连接板、2弹性柱、3后连接板、4拉扭复合传感器、5安装底座、6数据采集控制模块、7姿态传感器、8机载链路模块、9防火墙、10发动机、41转子。
具体实施方式
[0040]
为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。
[0041]
现有测量无人机气动特性的方法主要包括气动特性数值模拟(cfd)、风洞试验。
[0042]
在气动特性数值模拟中，由于真实流动的复杂性以及数模模拟软件对n-s方程针对不同来流情况(即雷诺数不同)下模拟的鲁棒性较差，会导致计算得到结果精度差异较大，并且针对不同无人机较为复杂的外形，网格生成过程和计算过程会消耗较多时间，因此难以在短时间内满足实际飞行测试需要。
[0043]
在风洞试验中，虽然由于相似理论的发展，风洞技术可以在地面对无人机气动特性进行预测，但由于风洞试验由于其尺寸大小限制，往往会采用飞机缩比模型，而按照相似准则一般只能保证一两个相似参数相似，这就导致了无人机尺寸缩比后的测量数据会受到尺寸效应的影响，从而造成测量误差，使测量结果可信度下降，并且风洞试验成本较高，测试周期较长。
[0044]
为了解决上述两种无人机气动特性测量方法的问题，如图1所示，本发明提供一种无人机空中测试平台，用于气动特性测试，包括：
[0045]
无人机分系统，用于搭载气动特性测试分系统进行试飞，具体包括无人机本体、用于控制无人机本体进行试飞的飞控导航子系统、用于推动无人机本体平飞的动力子系统、用于与地面控制平台分系统通信的机载链路模块。
[0046]
气动特性测试分系统，用于采集无人机分系统在试飞过程中的参数；所述参数包括无人机分系统中动力子系统产生的拉力、扭矩参数，试飞过程中的空速、空气密度和无人机姿态参数，试飞过程中的升降舵舵偏参数。本分系统具体包括采集试飞过程中参数的传感单元、用于对传感单元进行控制并对传感单元回传的信号进行转换的数据采集控制模块、用于与地面用于与地面控制平台分系统通信的机载链路模块。本分系统中的机载链路模块与无人机分系统中的机载链路模块是相互独立，其目的在于避免二者发生干扰，从而影响回传数据的精确度；同时实现了测试系统的模块化，本专利中的测试系统应用到其他无人机上时，不需要其他无人机自带的通信系统对本专利测试系统数据链路传输有特别的设置或融合，即装即用，不改变原无人机系统环境，突出了本专利的简单快速易用特点。
[0047]
具体地，传感单元包括用于采集动力子系统拉力参数和扭矩参数的拉钮复合传感器、用于采集无人机本体姿态的姿态传感器、用于采集空速和空气密度的大气传感器。
[0048]
如图2、图3所示，本发明中，拉扭复合传感器4利用安装底座5固定在防火墙9上，拉扭复合传感器4的转子41与无人机分系统及发动机10之间设置有减振装置。
[0049]
减振装置的具体结构包括平行设置的前连接板1和后连接板3，发动机10与拉扭复合传感器4转子41分别与前连接板1和后连接板3连接；并且前连接板1和后连接板3之间设置有若干弹性柱2。弹性柱为橡胶柱。
[0050]
在平飞动力系统与拉扭复合传感器4之间加装减振装置的原因如下：
[0051]
1.保护拉扭复合传感器4，避免无人机螺旋桨瞬时高速旋转对传感器灵敏元件造成物理损坏；
[0052]
2.起到滤波作用，消除测试飞行过程中，传感器测得数据中不符合测量要求的瞬时粗大噪音以及飞机受到环境瞬时变化干扰(如较小的突风、细雨等)下的误差干扰量。
[0053]
经测试，加装减振装置其测量数据(拉力、扭矩)损失精度2％以内，其误差较小完全可以满足测量要求。
[0054]
本发明中，姿态传感器7固定在无人机分系统内(无人机本体机身内)，与无人机分系统硬连接。实际上，一般的无人机上都安装有姿态传感器，但本发明中的姿态传感器并不沿用无人机上原有的姿态传感器，而是另外加装了一个。
[0055]
其原因在于，现有的无人机飞控系统(内含姿态传感器)一般会带有减振装置，一是保护飞机在长时间飞行时，飞机的振动和大姿态机动会对飞控装置产生不利影响；二是为了滤去飞控系统测得的相应系统量的数据噪音，以传输满足飞控程序所需的逻辑控制系统量。但因此其测得的姿态角数据与真实飞机姿态角之间必然会有误差，而本发明通过力学转换关系得到飞机升力、阻力系数，需要用到姿态角数据，为保证测量得到的数据精度尽可能的高，因此需要单独再采用一套独立的姿态传感器硬连接在无人机机身上，用以准确测量其姿态角数据，消除飞控系统减振装置带来的误差。
[0056]
经测试，带有减震装置的姿态传感器会使姿态测量数据损失精度达到15％左右，不满足测量的要求；并且本发明中的飞行测试不需要飞机较长时间飞行，所以不用对飞控装置进行减振保护；本发明中独立安装的无减振装置的姿态传感器只起到测量作用，并不传输满足飞控程序所需的逻辑控制系统量，所以不用特意滤波。
[0057]
本分系统中大气传感器可以沿用无人机自带的大气传感器。
[0058]
另外，本分系统中的数据采集控制模块6和机载链路模块8也安装在无人机本体机身内。
[0059]
地面控制平台分系统，用于控制无人机分系统及气动特性测试分系统运行，并记录气动特性测试分系统和无人机分系统回传的参数；。
[0060]
地面控制平台分系统由无人机平台指控模块和测试平台指控模块组成。无人机平台指控模块主要功能为地面对无人机分系统控制指令的生成及发送、无人机分系统设备状态的接收与显示；测试平台指控模块主要功能为地面对气动特性测试分系统控制指令的生成及发送、气动特性测试分系统设备状态和测量数据的接收与显示
[0061]
地面控制平台分系统可选用计算机等具有计算能力的设备。
[0062]
计算分系统，用于利用气动特性测试分系统和无人机分系统回传的参数计算气动特性。例如构建小程序或者现有的excel表格等进行计算。
[0063]
如图4～图6所示，在上述无人机空中测试平台的基础上，本发明还提供一种无人
机气动特性测试方法，具体包括以下步骤：
[0064]
s1利用地面平台控制分系统控制无人机分系统搭载气动特性测试分系统进行试飞。
[0065]
如图4所示，在外场开展无人机飞行测试，无人机上天后，地面平台控制分系统发送控制命令，无人机分系统通过油门大小调节与无人机本体飞控姿态调整，为无人机本体提供不同的来流环境(即迎角α、速度v
∞
不同)，并保持匀速平飞状态，为系统提供准确的稳定可靠空中测试环境。
[0066]
s2在试飞过程中，控制无人机分系统动力以及姿态，为无人机分系统提供不同的来流环境；同时控制气动特性测试分系统对试飞过程中的参数进行采集，所述参数包括包括无人机分系统的拉力、扭矩参数，试飞过程中的空速、空气密度和无人机姿态参数，试飞过程中的升降舵舵偏参数。
[0067]
当然，除上述参数外，本发明还可以进行其他参数的测量。系统测量的参数如下表所示：
[0068]
序号参数测量来源1空速v
∞
(m/s)大气传感器2空气动压q(pa)大气传感器3测量拉力t
测
(n)拉扭复合传感器4测量扭矩m(n
·
m)拉扭复合传感器5俯仰角α(
°
)姿态传感器6偏航角β(
°
)姿态传感器7滚转角γ(
°
)姿态传感器8升降舵舵偏δ(
°
)飞控程序
[0069]
s3所述气动特性测试分系统、无人机分系统将采集到的参数回传至地面平台控制分系统；
[0070]
s4计算分系统根据回传的参数计算相应的气动特性。
[0071]
无人机气动特性包括升力系数、阻力系数等等，现有的测量方法为采用气动特性数值模拟(cfd)或风洞试验直接获取。
[0072]
而本发明通过采集一些基础参数，通过计算的方式获取。例如对于升力系数和阻力系数。
[0073]
如图6的受力平衡示意图所示，可得力平衡方程
[0074][0075]
其中，l为升力，d为阻力；t为螺旋桨真实拉力t，α为俯仰角。
[0076]
升力、阻力转换关系
[0077][0078]
因此可利用公式
[0079][0080]
对进行计算，其中c
l
为升力系数，cd为阻力系数，w为无人机整机重量，t为拉力，ρ为空气密度，v
∞
为无人机速度，s为翼面积，α为俯仰角。
[0081]
如图5所示，无人机在测试过程中存在俯仰角α姿态时，螺旋桨真实拉力t应为拉扭复合传感器所测量t
测
与螺旋桨装置重量ws的矢量和，具体为利用公式t＝t
测
+ws*sinα计算螺旋桨真实拉力t。
[0082]
利用公式t＝t
测
+ws*sinα计算螺旋桨真实拉力t；其中t
测
为拉扭复合传感器测试拉力，ws为螺旋桨装置重量；
[0083]
根据空气动力学方程，空气的密度ρ可由空气动压q和空速v
∞
计算得到，具体公式为
[0084]
实际上除了气动特性以外，本发明还可以通过无人机空中测试平台采集参数计算螺旋桨拉力系数、扭矩系数和效率等，并不局限于气动特性。
[0085]
以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出的是，上述优选实施方式不应视为对本发明的限制，本发明的保护范围应当以权利要求所限定的范围为准。对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明的精神和范围内，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种无人机空中测试平台，用于气动特性测试，其特征在于包括：无人机分系统，用于搭载气动特性测试分系统进行试飞；所述无人机分系统包括无人机本体、用于控制无人机本体进行试飞的飞控导航子系统、用于推动无人机本体平飞的动力子系统、用于与地面控制平台分系统通信的机载链路模块；气动特性测试分系统，用于采集无人机分系统在试飞过程中的参数；所述参数包括无人机分系统中动力子系统产生的拉力、扭矩参数，试飞过程中的空速、空气动压和无人机本体姿态参数；地面控制平台分系统，用于控制无人机分系统及气动特性测试分系统运行，并记录气动特性测试分系统和无人机分系统回传的参数；计算分系统，用于利用气动特性测试分系统和无人机分系统回传的参数计算气动特性。2.根据权利要求1所述的一种无人机空中测试平台，其特征在于：所述无人机气动测试分系统包括采集试飞过程中参数的传感单元、用于对传感单元进行控制并对传感单元回传的信号进行转换的数据采集控制模块、用于与地面控制平台分系统通信的机载链路模块。3.根据权利要求2所述的一种无人机空中测试平台，其特征在于：所述传感单元包括用于采集动力子系统拉力参数和扭矩参数的拉钮复合传感器、用于采集无人机本体姿态的姿态传感器、用于采集试飞过程中的空速和空气动压的大气传感器。4.根据权利要求3所述的一种无人机空中测试平台，其特征在于：所述拉扭复合传感器固定在防火墙上，并且拉扭复合传感器转子与无人机分系统的平飞动力系统之间设置有减振装置。5.根据权利要求4所述的一种无人机空中测试平台，其特征在于：所述减振装置包括平行设置的前后两块连接板，所述平飞动力系统与拉扭复合传感器转子分别与前后两块连接板连接；并且前后两块连接板之间设置有若干弹性柱。6.根据权利要求5所述的一种无人机空中测试平台，其特征在于：所述弹性柱为橡胶柱。7.根据权利要求3所述的一种无人机空中测试平台，其特征在于：所述姿态传感器固定在无人机分系统内，与无人机分系统硬连接。8.一种无人机气动特性测试方法，应用于权利要求1～8所述的无人机空中测试平台，其特征在于包括：利用地面平台控制分系统控制无人机分系统搭载气动特性测试分系统进行试飞；在试飞过程中，控制无人机分系统动力以及姿态，为无人机分系统提供不同的来流环境；同时控制气动特性测试分系统对试飞过程中的参数进行采集，所述参数包括无人机分系统中动力子系统产生的的拉力、扭矩参数，试飞过程中的空速、空气动压和无人机本体姿态参数；所述气动特性测试分系统、无人机分系统将采集到的参数回传至地面平台控制分系统；计算分系统根据回传的参数计算相应的气动特性。9.根据权利要求8所述的一种无人机气动特性测试方法，其特征在于：所述气动特性包括升力系数和阻力系数；利用公式
进行升力系数和阻力系数计算，其中c
l
为升力系数，c
d
为阻力系数，w为无人机整机重量，t为螺旋桨真实拉力，ρ为空气密度，v
∞
为无人机速度，s为翼面积，α为俯仰角；利用公式t＝t
测
+w
s
*sinα计算螺旋桨真实拉力t；其中t
测
为拉扭复合传感器测试拉力，w
s
为螺旋桨装置重量；利用公式计算空气密度ρ；其中q为空气动压，v∞为空速。

技术总结
本发明公开了一种无人机空中测试平台及气动特性测试方法，该平台包括：无人机分系统，用于搭载气动特性测试分系统进行试飞；气动特性测试分系统，用于采集无人机分系统在试飞过程中的参数；所述参数包括无人机分系统的拉力、扭矩参数，试飞过程中的空速、空气密度和无人机姿态参数；地面控制平台分系统，用于控制无人机分系统及气动特性测试分系统运行，并根据气动特性测试分系统回传的参数计算气动特性。本发明采用较为简单且成本较为低廉的方式即可进行气动特性测试，并且测试结果精度高。并且测试结果精度高。并且测试结果精度高。


技术研发人员：欧阳忠杰 车瑶栎 施幕开 金龙
受保护的技术使用者：成都纵横大鹏无人机科技有限公司
技术研发日：2022.12.21
技术公布日：2023/6/7