一种无人机桨叶测试装置及方法

1.本发明涉及一种无人机桨叶测试装置及方法，属于无人机领域。


背景技术：

2.螺旋桨是无人机关键的气动部件之一，桨叶的质量直接影响无人机飞行性能以及执行任务的效果。
3.传统的无人机桨叶测试方法主要集中于对桨叶几何外形、地面转速特性、静平衡性能与动平衡性能四个方面，其中对桨叶的地面转速特性主要通过设计台架试验，测量电机输出功率与螺旋桨转速的关系，并将其作为评判螺旋桨性能优劣的指标。
4.然而，通过地面台架试验测试桨叶性能时，检测环境与实际飞行大不相同，仅通过地面台架进行转速特性检测对无人机桨叶性能判定效果不佳，其结果并不能完全作为无人机桨叶性能判定的依据。
5.因此，有必要提出一种无人机桨叶测试装置及方法，以弥补传统无人机桨叶测试的不足。


技术实现要素：

6.为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，提出了一种无人机桨叶的测试装置，包括风洞、电机和六轴传感器。
7.在一个优选的实施方式中，在风洞中设置有固定桩，所述固定桩与风洞气流方向垂直设置；
8.所述桨叶与电机固定连接，电机和六轴传感器安装在测试卡座上，所述测试卡座可拆卸地固定于固定桩上，使得桨叶与固定桩的相对位置可调。
9.在一个优选的实施方式中，在固定桩上周向设置有刻度线，在测试卡座上具有角度指针。
10.在一个优选的实施方式中，通过电机带动待测桨叶旋转，通过风洞提供不同的风流，通过调整桨叶与固定桩的相对位置调整桨叶相对于来流方向的角度，
11.通过六轴传感器对待测桨叶的拉力和扭矩值进行检测。
12.另一方面，本发明还提供了一种无人机桨叶的测试方法，包括以下步骤：
13.s1、确定待测工况条件；
14.s2、进行风洞试验，获得试验数据；
15.s3、分析试验数据，获得测试结果。
16.进一步地，所述确定待测工况条件是指确定桨叶的转速、来流速度和来流角度。
17.更进一步地，所述待测工况条件为桨叶设计时针对的工况条件。
18.在一个优选的实施方式中，在步骤s2中，通过设置风洞控制器，使得风洞中来流速度与待测工况条件中来流速度相同；
19.将待测桨叶安装在风洞的固定桩上，使得待测桨叶相对于来流方向的角度与待测
工况条件中来流角度相同；
20.将所述桨叶与电机连接，通过电机为桨叶转动提供动力；
21.将所述桨叶与六轴传感器连接，通过六轴传感器检测桨叶的拉力和扭矩值。
22.在一个优选的实施方式中，步骤s2中，在进行风洞试验进行前，对六轴传感器进行标定，校正六轴传感器输出值与真实值的误差。
23.在一个优选的实施方式中，在步骤s2中，通过对不同的电机油门值下六轴传感器值进行采样记录，获得测试结果。
24.本发明所具有的有益效果包括：
25.(1)根据本发明提供的无人机桨叶测试装置及方法，通过采用将全尺寸螺旋桨直接用于风洞试验的方法，更好地模拟无人机桨叶真实的工作环境；
26.(2)根据本发明提供的无人机桨叶测试装置及方法，选择试验过程中桨叶稳定状态下的气动数据进行分析，使测试结果更加可靠，更具备工程实用价值；
27.(3)根据本发明提供的无人机桨叶测试装置及方法，测试组间无需拆装桨叶或其它部件，测试效率极大提高；
28.(4)根据本发明提供的无人机桨叶测试装置及方法，不受限于任何测试组件几何特性，能够在扩大测试范围的同时，缩小测试的角度变化步长，使得测试能适用于更广泛的要求。
附图说明
29.图1示出根据本发明一种优选实施方式的无人机桨叶测试装置固定桩与测试卡座结构示意图；
30.图2示出根据本发明一种优选实施方式的无人机桨叶测试装置测试卡座结构示意图；
31.图3示出根据本发明一种优选实施方式的无人机桨叶测试装置六轴传感器安装结构示意图；
32.图4示出根据本发明一种优选实施方式的无人机桨叶测试装置电机安装结构示意图；
33.图5示出根据本发明一种优选实施方式的无人机桨叶测试装置整体结构示意图；
34.图6示出根据本发明一种优选实施方式的无人机桨叶测试方法流程示意图；
35.图7示出根据本发明一种优选实施方式的无人机桨叶测试方法中平稳状态示意图；
36.图8示出根据本发明实施例1中检测结果示意图；
37.图9示出根据本发明实施例1中检测结果示意图。
38.附图标记
39.1-固定桩；
40.2-桨叶；
41.3-电机；
42.4-六轴传感器；
43.5-测试卡座；
44.51-角度指针。
具体实施方式
45.下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
46.在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
47.一方面，本发明提供的一种无人机桨叶的测试装置，包括风洞、电机和六轴传感器。
48.进一步地，所述风洞是指以人工的方式产生并控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状试验设备。优选地，所述风洞的最大风速不大于80m/s，最小湍流度不小于0.08％，优选地，所述风洞的工作段截面尺寸为1.2米
×
1.2米。
49.进一步地，所述风洞具有风洞控制器，用于设置来流速度。
50.进一步地，在风洞中设置有固定桩1，所述固定桩与风洞气流方向垂直设置。
51.所述桨叶2与电机3固定连接，电机3和六轴传感器4安装在测试卡座5上，所述测试卡座5可拆卸地固定于固定桩1上。
52.进一步地，在固定桩1上周向设置有刻度线，如图1所示(图中仅以示意展示部分测试角度)。
53.更进一步地，测试卡座5上设置有角度指针51，初始状态下角度指针51指向刻度线的0
°
角度，此时桨叶平面与风洞来流之间的夹角为0
°
；旋转测试卡座5，使得桨叶平面与风洞来流之间具有夹角，夹角的大小即为角度指针指向的刻度线标示的大小。
54.根据本发明，通过角度指示标记与刻度线的配合，能够快速调整桨叶与固定桩1的相对位置，从而调整桨叶2相对于来流方向的角度。
55.在一个优选的实施方式中，所述测试卡座5可拆卸为多个部分，使得其能够套设在固定桩1上，并方便的从固定桩1上取下，优选地，测试卡座5的多个部分之间通过螺钉连接，进一步地，通过旋拧螺钉，还能够调整测试卡座5与固定桩1的夹紧程度，避免测试卡座5与固定桩1之间无法紧密配合，导致实验过程中桨叶平面与风洞来流的夹角发生变化。
56.在本发明中，对测试卡座5的具体形状不做特别限制，可以呈球形、方形、椭球形等等，优选为长方体结构，如图2所示。
57.进一步优选地，在测试卡座5上设置有安装螺孔，使得六轴传感器4和电机3能够通过螺栓固定在测试卡座5上，如图3、4所示。
58.在一个优选的实施方式中，所述六轴传感器4通过螺栓固定在测试卡座5上，在六轴传感器4上设有螺孔，电机通过螺栓固定在六轴传感器上。
59.其进一步地，所述六轴传感器的y轴平行于固定桩1的中轴线，x轴、z轴分别垂直于固定桩1的中轴线。所述电机转轴与六轴传感器的z轴重合，所述桨叶2固定在电机3上，如图3、5所示。
60.在本发明中，通过电机带动待测桨叶旋转，通过风洞提供不同的风流，通过调整桨
叶与固定桩的相对位置调整桨叶相对于来流方向的角度，从而模拟真实的飞行环境，通过六轴传感器对待测桨叶的拉力和扭矩值进行检测，进而获得待测桨叶的性能。
61.另一方面，本发明还提供了一种无人机桨叶的测试方法，优选采用上述测试装置进行，包括以下步骤：
62.s1、确定待测工况条件；
63.s2、进行风洞试验，获得试验数据；
64.s3、分析试验数据，获得测试结果。
65.在步骤s1中，所述确定待测工况条件是指确定桨叶的转速、来流速度和来流角度。
66.一般而言，所述来流速度不超过40m/s，来流角度不超过30
°
。
67.进一步地，所述待测工况条件根据待测桨叶使用时的常规工作环境确定，例如，待测桨叶使用在某无人机上，将该无人机常规使用工况作为待测工况条件。
68.在一个优选的实施方式中，所述待测工况条件为桨叶设计时针对的工况条件，每款无人机旋翼桨叶都是针对特定的工作条件设计，测试时将设计工况条件作为待测工况条件，能够更好的检测桨叶的性能。
69.在本发明中，优选地，所述桨叶的转速可以通过电机油门值m％表示，m的取值范围为0～100，即桨叶的转速＝电机最大转速*m％。
70.进一步地，电机油门值与电机控制信号之间具有以下关系：
71.m％＝(pwm-1100)/8.4*100％
72.其中，pwm表示电机控制信号的脉宽调制脉冲电压占空比，取值范围为1094～1940ms。
73.风洞试验一般用于检测飞机、导弹、火箭等整体飞行设备，在本发明中，将其用于无人机螺旋桨的性能检测，使得检测环境与实际飞行环境相似度更高，从而提高检测准确度。
74.在步骤s2中，通过设置风洞控制器，使得风洞中来流速度与待测工况条件中来流速度相同。
75.进一步地，将待测桨叶通过测试卡座安装在风洞的固定桩上，并使待测桨叶相对于来流方向的角度与待测工况条件中来流角度相同。
76.更进一步地，所述桨叶与电机连接，通过电机为桨叶转动提供动力，电机与六轴传感器连接，通过六轴传感器检测桨叶的拉力和扭矩值。
77.优选地，所述桨叶通过测试卡座安装在固定桩上，在测试卡座上具有角度指示标记，在风洞的固定桩周向设置有刻度线，通过角度指示标记与固定桩刻度线的配合，能够快速调整桨叶与固定桩的相对位置，从而调整桨叶相对于来流方向的角度。
78.根据本发明，在进行风洞试验进行前，需要对六轴传感器进行标定。
79.采用砝码对六轴传感器的去程和回程进行标定，具体地，包括以下步骤：
80.s21、将六轴传感器垂向放置，所述垂直放置是指六轴传感器的z轴方向铅锤向上、x轴方向水平，在不添加砝码的情况下记录六轴传感器输出的三轴力以及三轴力矩的值，该组值即为初始数据；
81.s22、去程标定：将标准重量的砝码铅锤放置在六轴传感器上，使砝码主轴与六轴传感器的z轴重合，记录该重量下六轴传感器输出三轴力以及三轴力矩的输出值，重复上述
过程，以标准重量x为步长逐步增加砝码重量，记录砝码重量为x
×
i时六轴传感器三轴力、三轴力矩输出值，记为去程数据；其中，i∈[1,n],x
×
(n-1)＜待测桨叶标称最大拉力≤x
×
n；优选地，所述标准重量x为500克；
[0082]
s23、回程标定：以标准重量x为步长，逐步减少六轴传感器上砝码重量，记录砝码重量为x
×
j,j∈[0,n-1]时，六轴传感器输出三轴力、三轴力矩值，记为回程数据；
[0083]
s24、对初始数据、去程数据和回程数据中对应的力或力矩进行拟合，得到拟合公式，所述拟合公式可以表示为：y
t
＝kl+b,(t＝1,2,...,6)，其中l为六轴传感器上的砝码重量，k为拟合得到的增长系数，b为拟合得到的偏差常数，y
t
(t＝1,2,...,6)分别对应六轴传感器输出的三轴力和三轴力矩；
[0084]
s25、通过拟合公式对六轴传感器进行标定：具体地，将六轴传感器的实测值作为拟合公式y
t
＝kl+b,(t＝1,2,...,6)中的l，将拟合得到的y
t
作为标定后的值，通过标定过程，校正了六轴传感器输出值与真实值的传感器疲劳误差，从而获得更准确地螺旋桨的气动数据。
[0085]
根据本发明，在风洞试验中，通过对不同的电机油门值下六轴传感器值进行采样记录，获得测试结果。
[0086]
优选地，分别记录电机油门在10％、20％、30％
…
、100％时六轴传感器的采样值，进一步地，每个油门值下桨叶工作时间不小于30s。
[0087]
在步骤s3中，优选地，采用对不同桨叶转速下桨叶的拉力或扭矩值取平均值的方法获得待测桨叶的拉力或扭矩值，作为待测桨叶的测试结果。
[0088]
优选地，采用平稳状态下的数据进行分析，平稳状态是指电机转速达到稳定的状态，在数据上体现为平稳状态经六轴传感器输出的各力、力矩随时间无明显变化，所述无明显变化是指数据大小的变化率不超过5％，如图5所示，框内每一阶段均为六轴传感器输出某一数据随时间呈现平稳状态的示意图。
[0089]
更优选地，在进行分析过程中，采用平稳状态中所有数据的均值作为分析用数据。
[0090]
实施例
[0091]
实施例1
[0092]
采用风洞对某17寸桨叶进行气动性能测试。
[0093]
通过调整安装环与固定桩的安装位置，使得待测桨叶与来流夹角为20
°
；采用标准1kg、2kg、
……
、10kg砝码对六轴传感器进行去程和回程标定。
[0094]
通过风洞控制器设定风洞的来流速度为20m/s；
[0095]
通过设置电机的控制信号pwm值，使得电机油门值分别为10％、20％、30％、40％、50％、60％、70％、80％、90％、100％，每个油门值持续时间为30s，以1khz频率采集记录六轴感应器检测的数值，结果如图8、9所示。
[0096]
采用取平均值的方式获得各工况下螺旋桨的拉力值为0.2951kg，0.7540kg，1.2825kg，1.8882kg，2.4828kg，2.9594kg，3.1616kg，3.6588kg，4.2678kg，4.7499kg、扭矩值为0.1363n
·
m，0.2582n
·
m，03914n
·
m，0.5357n
·
m，0.6715n
·
m，0.7819n
·
m，08288n
·
m，0.1257n
·
m，0.1378n
·
m，0.1475n
·
m。
[0097]
以1
°
为步长，调整待测桨叶与来流夹角，直至待测桨叶与来流夹角为0
°
，重复上述过程，获得最终的桨叶气动性能。
[0098]
对比例1
[0099]
采用传统方法测试实施例1中桨叶的气动性能，即在电机与桨叶之间添加角度垫片，实现待测桨叶与来流存在夹角时桨叶的气动性能，在初始时刻，电机与桨叶之间无角度垫片，即待测桨叶与来流夹角为0
°
，然后逐步增加垫片，使得待测桨叶与来流夹角出现变化。
[0100]
由于垫片为叠加使用，且垫片存在加工精度的误差，当垫片角度变化步长过小时，垫片叠加过程中误差明显增大，多次试验最终确定垫片角度变化步长为2
°
，叠加后最大垫片角度为8
°
，大于8
°
后出现安装稳定性变差的现象，无法获取有效的气动性能数据。
[0101]
对比实施例1与对比例1试验过程及结果，如表一所示。
[0102]
表一
[0103] 试验耗时测试角度步长实施例16.5min/组0～20
°1°
对比例110.5min/组0～8
°2°
[0104]
对比可知，实施例1中的方法角度测试精度较高，不受限于任何测试组件几何特性，能够在扩大测试范围的同时，缩小测试的角度变化步长，使得测试能适用于更广泛的要求，可实现1
°
步长的测试精度，而对比例1中受制于垫片加工误差和叠加方法的影响，仅能实现2
°
的测试精度。
[0105]
此外，实施例1中不需要拆装桨叶或其他部件，测试时间较短；而对比例1中，由于测试角度变化时，需要重新拆装桨叶、垫片，导致单组测试耗时增加，整体测试效率降低。
[0106]
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0107]
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”“相连”“连接”应作广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体的连接普通；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0108]
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

技术特征：
1.一种无人机桨叶的测试装置，包括风洞、电机和六轴传感器。2.根据权利要求1所述的无人机桨叶的测试装置，其特征在于，在风洞中设置有固定桩，所述固定桩与风洞气流方向垂直设置；所述桨叶与电机固定连接，电机和六轴传感器安装在测试卡座上，所述测试卡座可拆卸地固定于固定桩上，使得桨叶与固定桩的相对位置可调。3.根据权利要求2所述的无人机桨叶的测试装置，其特征在于，在固定桩上周向设置有刻度线，在测试卡座上具有角度指针。4.根据权利要求2所述的无人机桨叶的测试装置，其特征在于，通过电机带动待测桨叶旋转，通过风洞提供不同的风流，通过调整桨叶与固定桩的相对位置调整桨叶相对于来流方向的角度，通过六轴传感器对待测桨叶的拉力和扭矩值进行检测。5.一种无人机桨叶的测试方法，包括以下步骤：s1、确定待测工况条件；s2、进行风洞试验，获得试验数据；s3、分析试验数据，获得测试结果。6.根据权利要求5所述的无人机桨叶的测试方法，其特征在于，所述确定待测工况条件是指确定桨叶的转速、来流速度和来流角度。7.根据权利要求5所述的无人机桨叶的测试方法，其特征在于，所述待测工况条件为桨叶设计时针对的工况条件。8.根据权利要求5所述的无人机桨叶的测试方法，其特征在于，在步骤s2中，通过设置风洞控制器，使得风洞中来流速度与待测工况条件中来流速度相同；将待测桨叶安装在风洞的固定桩上，使得待测桨叶相对于来流方向的角度与待测工况条件中来流角度相同；将所述桨叶与电机连接，通过电机为桨叶转动提供动力；将所述桨叶与六轴传感器连接，通过六轴传感器检测桨叶的拉力和扭矩值。9.根据权利要求5所述的无人机桨叶的测试方法，其特征在于，步骤s2中，在进行风洞试验进行前，对六轴传感器进行标定，校正六轴传感器输出值与真实值的误差。10.根据权利要求5所述的无人机桨叶的测试方法，其特征在于，在步骤s2中，通过对不同的电机油门值下六轴传感器值进行采样记录，获得测试结果。

技术总结
本发明公开了一种无人机桨叶测试装置及方法，通过设置安装环将待测桨叶安装于风洞固定柱上，从而利用风洞测试待测桨叶，以更好地模拟无人机桨叶真实的工作环境。本发明公开的无人机桨叶测试装置及方法，测试效率更高、擦拭范围更全面、测试结果更可靠，更具备工程实用价值。用价值。用价值。


技术研发人员：王江 吴则良 叶建川 宋韬 林德福 王伟
受保护的技术使用者：北京理工大学
技术研发日：2021.10.14
技术公布日：2023/4/20