一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)及其測試方法
【專利摘要】一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)及其測試方法，油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)包括發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(1)、旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2)、信號(hào)調(diào)理裝置(3)、用于調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速的電子調(diào)速器(4)、用于信號(hào)采集的信號(hào)采集卡(5)以及上位機(jī)(6)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(1)包括發(fā)動(dòng)機(jī)(7)、發(fā)電機(jī)(8)、轉(zhuǎn)速傳感器(9)和扭矩傳感器(10)，所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2)設(shè)有無人飛行器的旋翼(11)、電機(jī)(12)、力傳感器(13)、速度傳感器(14)和反扭矩傳感器(15)。本發(fā)明提供了一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)及測試方法，具有開發(fā)時(shí)間短，成本低等特點(diǎn)。
【專利說明】
一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)及其測試方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明屬于無人飛行器測試領(lǐng)域，特別是涉及一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)及其測試方法。
【背景技術(shù)】
[0002]近些年，無人飛行器市場日益火爆，越來越多的人進(jìn)入無人飛行器領(lǐng)域進(jìn)行研究。無人飛行器市場的現(xiàn)狀是，絕大多數(shù)的無人飛行器都是純電動(dòng)無人飛行器，續(xù)航時(shí)間比較短，一般為10分鐘左右，而且負(fù)載較小。其續(xù)航時(shí)間短和負(fù)載較小的缺點(diǎn)嚴(yán)重制約了無人飛行器的應(yīng)用領(lǐng)域，以至于目前大多數(shù)無人飛行器用于測繪航拍，真正工業(yè)級(jí)的應(yīng)用則十分稀缺。而油電混合無人飛行器采用油電混合動(dòng)力，剛好克服了純電動(dòng)無人飛行器續(xù)航時(shí)間短和負(fù)載較小的缺點(diǎn)。相對于純電動(dòng)無人飛行器，油電混合動(dòng)力無人飛行器可以提供更大的負(fù)載和更長的續(xù)航時(shí)間，是當(dāng)前各大科研機(jī)構(gòu)研究的熱點(diǎn)。
[0003]然而油電混合動(dòng)力無人飛行器發(fā)電系統(tǒng)比較復(fù)雜，在真正應(yīng)用于無人飛行器上需要大量的發(fā)電測試實(shí)驗(yàn)和模擬油電混合無人飛行器正常工作狀態(tài)，目前面臨的問題是幾乎沒有這樣的一個(gè)測試平臺(tái)來進(jìn)行無人飛行器供電裝置發(fā)電效率測試和航模電機(jī)特性測試。
[0004]專利文獻(xiàn)CN205045010U公開了一種多旋翼無人飛行器性能測試平臺(tái)包括底座、立柱、頂架、性能測試儀器和計(jì)算處理中心，此外還包括環(huán)繞在四周的外部圍網(wǎng)；其中:所述立柱的底部通過球頭萬向軸承連接在底座上，該立柱的頂部通過球頭萬向軸承連接在頂架上;所述頂架通過彈性拉索懸掛在外部剛性體上;所述多旋翼無人飛行器的機(jī)架上設(shè)有套環(huán)，該套環(huán)套在所述立柱上形成滑動(dòng)結(jié)構(gòu);所述外部圍網(wǎng)包括圍網(wǎng)支架和柔性織網(wǎng)；所述性能測試儀器包括設(shè)置在多旋翼無人飛行器上的用于測量多旋翼無人飛行器飛行姿態(tài)信息及工況信息的機(jī)上測試儀器，以及設(shè)置在所述測試平臺(tái)上的用于測量多旋翼無人飛行器的外部響應(yīng)信息的地面測試儀器;其中，所述機(jī)上測試儀器包括運(yùn)動(dòng)姿態(tài)傳感器及工況傳感器;所述地面測試儀器包括電流傳感器、拉力傳感器、測距傳感器、水平儀以及影像設(shè)備，其中，所述電流傳感器用于測量多旋翼無人飛行器電控系統(tǒng)的工作電流，該電流傳感器設(shè)置在電源供電線路中；所述拉力傳感器用于測量多旋翼無人飛行器的升力，該拉力傳感器的下端連接在底座上，上端連接在多旋翼無人飛行器的機(jī)身上;所述測距傳感器用于測量多旋翼無人飛行器的飛行高度，該測距傳感器設(shè)置于底座上;所述水平儀用于測量平臺(tái)的水平情況，該水平儀設(shè)置于底座水平面上;所述影像設(shè)備用于攝制測試過程并記錄多旋翼無人飛行器各關(guān)鍵部件的熱像，該影像設(shè)置于外部圍網(wǎng)支架上;所述計(jì)算處理中心包括數(shù)據(jù)采集單元和數(shù)據(jù)分析單元，數(shù)據(jù)采集單元用于將性能測試儀器中采集到的測試信號(hào)發(fā)送給數(shù)據(jù)分析單元;所述數(shù)據(jù)分析單元用于根據(jù)數(shù)據(jù)采集單元獲取的測試信號(hào)進(jìn)行運(yùn)算和存儲(chǔ)，獲得多旋翼無人飛行器性能測試結(jié)果。該專利利用性能測試儀器對測試狀態(tài)下的各個(gè)參數(shù)進(jìn)行檢測。但該專利結(jié)構(gòu)復(fù)雜，部件多且占用空間大，無法測試油電混合無人飛行器中發(fā)電動(dòng)機(jī)供電系統(tǒng)特性，且無法對無人飛行器進(jìn)行閉環(huán)控制，測試效率低，耗時(shí)長。
[0005]專利文獻(xiàn)CN203845025U公開的一種無人機(jī)動(dòng)力測試系統(tǒng)包括一個(gè)長方體狀的型材架(I)、電源、數(shù)據(jù)采集卡和PC機(jī)，型材架(I)內(nèi)沿長度方向設(shè)置一垂直于型材架(I)底面的矩形測試平臺(tái)(2)，測試平臺(tái)(2)的一側(cè)邊固定在型材架(I)的左端面的中心線處，所述測試平臺(tái)(2)上設(shè)置至少一個(gè)直線軸承(3)，直線軸承(3)內(nèi)設(shè)置有壓/拉力傳感器，直線軸承
(3)內(nèi)連接有圓柱軸(4)，所述圓柱軸(4)端部的直線軸承(3)上橫向固定設(shè)置電機(jī)，電機(jī)的轉(zhuǎn)軸上連接轉(zhuǎn)接軸、轉(zhuǎn)接軸的末端與圓柱軸(4)的端部固定連接，圓柱軸(4)的端部設(shè)置槳葉(5)，所述槳葉(5)上設(shè)置轉(zhuǎn)速傳感器，數(shù)據(jù)采集卡的信號(hào)采集端分別與壓/拉力傳感器和轉(zhuǎn)速傳感器的信號(hào)輸出端電連接，數(shù)據(jù)采集卡通過串行口連接pc機(jī)，所述電源為pc機(jī)、數(shù)據(jù)采集卡、電機(jī)供電。該專利測試無人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)在不同轉(zhuǎn)速控制信號(hào)范圍下的拉力、轉(zhuǎn)速、電流，但該專利無法測試油電混合無人飛行器中發(fā)電動(dòng)機(jī)供電系統(tǒng)特性，且無法對無人飛行器進(jìn)行閉環(huán)控制，測試效率低，耗時(shí)長。
[0006]專利文獻(xiàn)CN102288912A公開了一種電動(dòng)動(dòng)力測試平臺(tái)包括拉力-扭矩機(jī)械分離機(jī)構(gòu)(I)，用于承載待測電機(jī)(9)的載荷和將扭矩和拉力解耦;傳感器測量系統(tǒng)(2)，用于將包括拉力和扭矩的物理量轉(zhuǎn)換為易于測量的模擬電信號(hào);儀表顯示系統(tǒng)(3)，用于將所述模擬電信號(hào)轉(zhuǎn)化為數(shù)字量;數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)(4)，將所述電動(dòng)動(dòng)力測試平臺(tái)的測量數(shù)據(jù)提供給微型計(jì)算機(jī)，進(jìn)行采集和記錄。該專利對測試數(shù)據(jù)及時(shí)準(zhǔn)確地采集，進(jìn)行實(shí)時(shí)顯示并完整記錄。但該專利無法測試油電混合無人飛行器中發(fā)電動(dòng)機(jī)供電系統(tǒng)特性，且無法對無人飛行器進(jìn)行閉環(huán)控制，測試效率低，耗時(shí)長。
[0007]在【背景技術(shù)】部分中公開的上述信息僅僅用于增強(qiáng)對本發(fā)明背景的理解，因此可能包含不構(gòu)成在本國中本領(lǐng)域普通技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)的信息。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]為了解決上述問題，本發(fā)明提供一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，可進(jìn)行無人飛行器供電裝置發(fā)電效率測試和電機(jī)特性測試，真實(shí)有效的模擬出油電混合無人飛行器正常工作的狀態(tài)。
[0009]本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)。
[0010]根據(jù)本發(fā)明的一方面，一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)包括發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置、旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)、信號(hào)調(diào)理裝置、用于調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速的電子調(diào)速器、用于信號(hào)采集的信號(hào)采集卡以及上位機(jī)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置包括發(fā)動(dòng)機(jī)、發(fā)電機(jī)、轉(zhuǎn)速傳感器和扭矩傳感器，所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)設(shè)有無人飛行器的旋翼、電機(jī)、力傳感器、速度傳感器和反扭矩傳感器，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置輸出電流流經(jīng)所述信號(hào)調(diào)理裝置和電子調(diào)速器以輸入所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)，所述轉(zhuǎn)速傳感器和扭矩傳感器分別測量所述發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速和扭矩且經(jīng)由所述多通道信號(hào)采集卡發(fā)送到所述上位機(jī)，所述力傳感器、速度傳感器和反扭矩傳感器分別測量無人飛行器的旋翼的升力、速度和電機(jī)的反扭矩且經(jīng)由所述多通道信號(hào)采集卡發(fā)送到所述上位機(jī)，所述上位機(jī)計(jì)算并顯示無人飛行器的旋翼的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電效率。
[0011]優(yōu)選地，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置、信號(hào)調(diào)理裝置、信號(hào)采集卡和上位機(jī)電連接以形成發(fā)電機(jī)電壓閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機(jī)根據(jù)反饋電壓發(fā)送控制信號(hào)實(shí)時(shí)閉環(huán)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速以得到穩(wěn)定的直流。
[0012]優(yōu)選地，旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)、電子調(diào)速器、信號(hào)采集卡和上位機(jī)電連接以形成旋翼電機(jī)閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機(jī)實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)的轉(zhuǎn)速。
[0013]優(yōu)選地，發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置由發(fā)動(dòng)機(jī)、法蘭聯(lián)軸器、橡膠減震墊、發(fā)電機(jī)、轉(zhuǎn)速傳感器、扭矩傳感器以及鋁型材框架構(gòu)成，所述發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)由法蘭聯(lián)軸器帶動(dòng)發(fā)電機(jī)發(fā)電，轉(zhuǎn)速傳感器和扭矩傳感器設(shè)在發(fā)動(dòng)機(jī)上。
[0014]優(yōu)選地，所述信號(hào)調(diào)理裝置包括用于轉(zhuǎn)換交流電為直流電的AC/DC變換器、用于濾除整流輸出電壓的濾波器和用于穩(wěn)壓的DC/DC變換器。
[0015]優(yōu)選地，所述上位機(jī)為PC機(jī)或處理器，所述處理器包括通用處理器、數(shù)字信號(hào)處理器、專用集成電路ASIC，現(xiàn)場可編程門陣列FPGA、模擬電路、數(shù)字電路及其組合。
[0016]優(yōu)選地，所述油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)設(shè)有多個(gè)旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)。
[0017]優(yōu)選地，所述轉(zhuǎn)速傳感器為編碼器，所述電機(jī)為永磁直流無刷電機(jī)，所述力傳感器為拉桿式拉壓力傳感器，所述速度傳感器為光電感應(yīng)傳感器。
[0018]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，一種使用所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的測試方法包括以下步驟。
[0019]第一步驟中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置輸出交流電信號(hào)，經(jīng)過信號(hào)調(diào)理模塊處理得到穩(wěn)定直流電，電流流經(jīng)電子調(diào)速器以輸入所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)。
[0020]第二步驟中，所述轉(zhuǎn)速傳感器和扭矩傳感器分別測量所述發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速和扭矩且經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡發(fā)送到上位機(jī)，所述力傳感器、速度傳感器和反扭矩傳感器分別測量無人飛行器的旋翼的升力、速度和無人飛行器的電機(jī)的反扭矩且經(jīng)由多通道數(shù)據(jù)采集卡發(fā)送到上位機(jī)。
[0021]第三步驟中，所述上位機(jī)計(jì)算并顯示無人飛行器的旋翼的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電效率。
[0022]優(yōu)選地，在第三步驟中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置、信號(hào)調(diào)理裝置、多通道數(shù)據(jù)采集卡和上位機(jī)電連接以形成發(fā)電機(jī)電壓閉環(huán)控制回路，所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)、電子調(diào)速器、多通道數(shù)據(jù)采集卡和上位機(jī)電連接以形成旋翼電機(jī)閉環(huán)控制回路，所述上位機(jī)根據(jù)反饋電壓發(fā)送控制信號(hào)實(shí)時(shí)閉環(huán)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速以得到穩(wěn)定的直流以及上位機(jī)實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，然后，上位機(jī)計(jì)算并顯示無人飛行器的旋翼的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電效率。
[0023]本發(fā)明的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)真實(shí)模擬油電混合無人飛行器正常工作狀態(tài)，可進(jìn)行無人飛行器供電裝置發(fā)電效率測試和電機(jī)特性測試，采用發(fā)電機(jī)電壓閉環(huán)控制回路和旋翼電機(jī)閉環(huán)控制回路閉環(huán)控制，可以有效的進(jìn)行測試，具有開發(fā)時(shí)間短，成本低等特點(diǎn)。
[0024]上述說明僅是本發(fā)明技術(shù)方案的概述，為了能夠使得本發(fā)明的技術(shù)手段更加清楚明白，達(dá)到本領(lǐng)域技術(shù)人員可依照說明書的內(nèi)容予以實(shí)施的程度，并且為了能夠讓本發(fā)明的上述和其它目的、特征和優(yōu)點(diǎn)能夠更明顯易懂，下面以本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】進(jìn)行舉例說明。
【附圖說明】
[0025]通過閱讀下文優(yōu)選的【具體實(shí)施方式】中的詳細(xì)描述，本發(fā)明各種其他的優(yōu)點(diǎn)和益處對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員將變得清楚明了，說明書附圖僅用于示出優(yōu)選實(shí)施方式的目的，而并不認(rèn)為是對本發(fā)明的限制，顯而易見地，下面描述的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖，而且在整個(gè)附圖中，用相同的附圖標(biāo)記表示相同的部件；
[0026]在附圖中:
[0027]圖1是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0028]圖2是根據(jù)本發(fā)明另一個(gè)實(shí)施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0029]圖3是根據(jù)本發(fā)明又一個(gè)實(shí)施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0030]圖4是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的測試方法的步驟示意圖；
[0031]以下結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的解釋。
【具體實(shí)施方式】
[0032]下面將參照附圖更詳細(xì)地描述本發(fā)明的具體實(shí)施例。雖然附圖中顯示了本發(fā)明的具體實(shí)施例，然而應(yīng)當(dāng)理解，可以以各種形式實(shí)現(xiàn)本發(fā)明而不應(yīng)被這里闡述的實(shí)施例所限制。相反，提供這些實(shí)施例是為了能夠更透徹地理解本發(fā)明，并且能夠?qū)⒈景l(fā)明的范圍完整的傳達(dá)給本領(lǐng)域的技術(shù)人員。
[0033]需要說明的是，在說明書及權(quán)利要求當(dāng)中使用了某些詞匯來指稱特定組件。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)可以理解，技術(shù)人員可能會(huì)用不同名詞來稱呼同一個(gè)組件。本說明書及權(quán)利要求并不以名詞的差異來作為區(qū)分組件的方式，而是以組件在功能上的差異來作為區(qū)分的準(zhǔn)則。如在通篇說明書及權(quán)利要求當(dāng)中所提及的“包含”或“包括”為一開放式用語，故應(yīng)解釋成“包含但不限定于”。說明書后續(xù)描述為實(shí)施本發(fā)明的較佳實(shí)施方式，然所述描述乃以說明書的一般原則為目的，并非用以限定本發(fā)明的范圍。本發(fā)明的保護(hù)范圍當(dāng)視所附權(quán)利要求所界定者為準(zhǔn)。
[0034]為便于對本發(fā)明實(shí)施例的理解，下面將結(jié)合附圖以幾個(gè)具體實(shí)施例為例做進(jìn)一步的解釋說明，且各個(gè)附圖并不構(gòu)成對本發(fā)明實(shí)施例的限定。
[0035]圖1為本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的結(jié)構(gòu)示意圖，本發(fā)明實(shí)施例將結(jié)合圖1進(jìn)行具體說明。
[0036]如圖1所示，本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例提供了一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)包括發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置1、旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)
2、信號(hào)調(diào)理裝置3、用于調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速的電子調(diào)速器4、用于信號(hào)采集的信號(hào)采集卡5以及上位機(jī)6，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置I包括發(fā)動(dòng)機(jī)7、發(fā)電機(jī)8、轉(zhuǎn)速傳感器9和扭矩傳感器10，所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2設(shè)有無人飛行器的旋翼11、電機(jī)12、力傳感器13、速度傳感器14和反扭矩傳感器15，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置I輸出電流流經(jīng)所述信號(hào)調(diào)理裝置3和電子調(diào)速器4以輸入所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2，所述轉(zhuǎn)速傳感器9和扭矩傳感器10分別測量所述發(fā)動(dòng)機(jī)7的轉(zhuǎn)速和扭矩且經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡5發(fā)送到所述上位機(jī)6，所述力傳感器13、速度傳感器14和反扭矩傳感器15分別測量無人飛行器的旋翼11的升力、速度和電機(jī)12的反扭矩且經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡5發(fā)送到所述上位機(jī)6，所述上位機(jī)6計(jì)算并顯示無人飛行器的旋翼11的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)12的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電效率。在所述油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)中，發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置I進(jìn)行發(fā)電，信號(hào)調(diào)理裝置3對電信號(hào)進(jìn)行處理得到穩(wěn)定的直流電，直流電通過電子調(diào)速器4控制旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2的電機(jī)12的運(yùn)行，旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2通過傳感器得到旋翼的速度、升力和反扭矩，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置I也可以測得發(fā)動(dòng)機(jī)的扭矩和轉(zhuǎn)速;旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2采集的速度、升力和反扭矩和發(fā)電裝置采集的扭矩和轉(zhuǎn)速通過信號(hào)采集卡5進(jìn)行采集并傳輸?shù)缴衔粰C(jī)6;上位機(jī)6將采集的信號(hào)進(jìn)行處理，可得到旋翼的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電的效率，并在上位機(jī)6上進(jìn)行顯示。升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電的效率是油電混合無人飛行器測試中的重要特性參數(shù)，通過這些曲線真實(shí)有效地模擬出油電混合無人飛行器正常工作的狀
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[0037]本發(fā)明進(jìn)一步地，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置1、信號(hào)調(diào)理裝置3、多通道數(shù)據(jù)采集卡5和上位機(jī)6電連接以形成發(fā)電機(jī)電壓閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機(jī)6根據(jù)電壓發(fā)送控制信號(hào)實(shí)時(shí)閉環(huán)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)7的轉(zhuǎn)速以得到穩(wěn)定的直流。更進(jìn)一步地，旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2、電子調(diào)速器4、多通道數(shù)據(jù)采集卡5和上位機(jī)6電連接以形成旋翼電機(jī)閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機(jī)6實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)12的轉(zhuǎn)速。本發(fā)明采用雙閉環(huán)控制回路，發(fā)電機(jī)電壓閉環(huán)控制回路可以保證電壓的穩(wěn)定，旋翼電機(jī)閉環(huán)控制回路可以實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)的轉(zhuǎn)速。
[0038]實(shí)施例中，上位機(jī)6通發(fā)出控制信號(hào)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)7的油門和風(fēng)門大小，從而可以調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)7轉(zhuǎn)速，使發(fā)電機(jī)8發(fā)出的交流電趨于穩(wěn)定。
[0039]實(shí)施例中，無人飛行器簡稱“無人機(jī)”，英文縮寫為“UAV”(unmanned aerialvehicle)，是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機(jī)。從技術(shù)角度定義可以分為:無人直升機(jī)、無人固定翼機(jī)、無人多旋翼飛行器、無人飛艇、無人傘翼機(jī)等。
[0040]本發(fā)明實(shí)施例中優(yōu)選的無人飛行器為多旋翼無人飛行器，多旋翼無人飛行器可以是四旋翼、六旋翼及旋翼數(shù)量大于六的無人飛行器。本發(fā)明技術(shù)方案采用的無人飛行器主要是指小、微型多旋翼無人飛行器，這種無人飛行器體積小、成本低、飛行穩(wěn)定性較好，飛行成本低等。本發(fā)明使用的飛行器，典型的以四軸多旋翼飛行器為代表。
[0041]在一個(gè)實(shí)施例中，所述信號(hào)調(diào)理裝置3包括用于轉(zhuǎn)換交流電為直流電的AC/DC變換器18、用于濾除整流輸出電壓的濾波器19和用于穩(wěn)壓的DC/DC變換器20。
[0042]在一個(gè)實(shí)施例中，所述上位機(jī)6為PC機(jī)或處理器，所述處理器包括通用處理器、數(shù)字信號(hào)處理器、專用集成電路ASIC，現(xiàn)場可編程門陣列FPGA、模擬電路、數(shù)字電路及其組合。進(jìn)一步地，所述處理器包括存儲(chǔ)器，存儲(chǔ)器可以是易失性存儲(chǔ)器或非易失性存儲(chǔ)器。存儲(chǔ)器可以包括一個(gè)或多個(gè)只讀存儲(chǔ)器R0M、隨機(jī)存取存儲(chǔ)器RAM、快閃存儲(chǔ)器、電子可擦除可編程只讀存儲(chǔ)器EEPROM或其它類型的存儲(chǔ)器。
[0043]在一個(gè)實(shí)施例中，所述油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)設(shè)有多個(gè)旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2。
[0044]在一個(gè)實(shí)施例中，所述轉(zhuǎn)速傳感器9為編碼器，所述電機(jī)12為永磁直流無刷電機(jī)，所述力傳感器13為拉桿式拉壓力傳感器，所述速度傳感器14為光電感應(yīng)傳感器。
[0045]作為優(yōu)選，所述油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)中發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電機(jī)采用航模發(fā)動(dòng)機(jī)和永磁直流無刷航模電機(jī)，二者功率密度比較大。
[0046]作為優(yōu)選，油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)中發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電機(jī)發(fā)電裝置采用鋁型材框架，具有質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)堅(jiān)固的特點(diǎn)。
[0047]圖2為本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置I的結(jié)構(gòu)示意圖，本發(fā)明實(shí)施例將結(jié)合圖2進(jìn)行具體說明。
[0048]如圖2所示，發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置I由發(fā)動(dòng)機(jī)7、法蘭聯(lián)軸器16、橡膠減震墊、發(fā)電機(jī)8、轉(zhuǎn)速傳感器9、扭矩傳感器10以及鋁型材框架17構(gòu)成，所述發(fā)動(dòng)機(jī)7經(jīng)由法蘭聯(lián)軸器16帶動(dòng)發(fā)電機(jī)8發(fā)電，轉(zhuǎn)速傳感器9和扭矩傳感器10設(shè)在發(fā)動(dòng)機(jī)7上。
[0049]在一個(gè)實(shí)施例中，法蘭聯(lián)軸器16為軸聯(lián)結(jié)構(gòu)，橡膠減震墊設(shè)在軸聯(lián)結(jié)構(gòu)的中間。
[0050]圖3為本發(fā)明的另一個(gè)實(shí)施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2的結(jié)構(gòu)示意圖，本發(fā)明實(shí)施例將結(jié)合圖3進(jìn)行具體說明。
[0051]如圖3所示，旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2設(shè)有如拉桿式拉壓力傳感器的傳感器13，反扭矩傳感器15和如光電感應(yīng)傳感器的速度傳感器14、電機(jī)12、如螺旋槳的旋翼11以及其他結(jié)構(gòu)構(gòu)成，通過三種傳感器可分別得到旋翼11的升力、速度和電機(jī)12的反扭矩。信號(hào)采集卡5采集三種信號(hào)傳送給上位機(jī)6，上位機(jī)6對信號(hào)進(jìn)行處理和顯示可以有效得到電機(jī)特性及旋翼的特性。
[0052]參見圖4，根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的使用所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的測試方法包括以下步驟。
[0053]第一步驟SI中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置I輸出電流流經(jīng)信號(hào)調(diào)理裝置3和電子調(diào)速器4以輸入所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)2。
[0054]第二步驟S2中，所述轉(zhuǎn)速傳感器9和扭矩傳感器10分別測量所述發(fā)動(dòng)機(jī)7的轉(zhuǎn)速和扭矩且經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡5發(fā)送到上位機(jī)6，所述力傳感器13、速度傳感器14和反扭矩傳感器15分別測量無人飛行器的旋翼11的升力、速度和無人飛行器的電機(jī)12的反扭矩且經(jīng)由多通道數(shù)據(jù)采集卡5發(fā)送到上位機(jī)6。
[0055]第三步驟S3中，所述上位機(jī)6計(jì)算并顯示無人飛行器的旋翼11的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)12的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電效率。
[0056]本發(fā)明的實(shí)施例中優(yōu)選地，在第三步驟S3中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(I)、信號(hào)調(diào)理裝置3、信號(hào)采集卡5和上位機(jī)6電連接以形成發(fā)電機(jī)電壓閉環(huán)控制回路，所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2)、電子調(diào)速器4、信號(hào)采集卡5和上位機(jī)6電連接以形成旋翼電機(jī)閉環(huán)控制回路，所述上位機(jī)6根據(jù)電壓發(fā)送控制信號(hào)實(shí)時(shí)閉環(huán)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)7的轉(zhuǎn)速以得到穩(wěn)定的直流以及上位機(jī)6實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)12的轉(zhuǎn)速，然后，上位機(jī)6計(jì)算并顯示無人飛行器的旋翼11的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)12的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電效率。
[0057]盡管以上結(jié)合附圖對本發(fā)明的實(shí)施方案進(jìn)行了描述，但本發(fā)明并不局限于上述的具體實(shí)施方案和應(yīng)用領(lǐng)域，上述的具體實(shí)施方案僅僅是示意性的、指導(dǎo)性的，而不是限制性的。本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在本說明書的啟示下和在不脫離本發(fā)明權(quán)利要求所保護(hù)的范圍的情況下，還可以做出很多種的形式，這些均屬于本發(fā)明保護(hù)之列。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，其包括發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(1)、旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2)、信號(hào)調(diào)理裝置(3)、用于調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速的電子調(diào)速器(4)、用于信號(hào)采集的信號(hào)采集卡(5)以及上位機(jī)(6)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(I)包括發(fā)動(dòng)機(jī)(7)、發(fā)電機(jī)(8)、轉(zhuǎn)速傳感器(9)和扭矩傳感器(10)，所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2)設(shè)有無人飛行器的旋翼(11)、電機(jī)(12)、力傳感器(13)、速度傳感器(14)和反扭矩傳感器(15)，其特征在于: 所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(I)輸出電流流經(jīng)所述信號(hào)調(diào)理裝置(3)和電子調(diào)速器(4)以輸入所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2)，所述轉(zhuǎn)速傳感器(9)和扭矩傳感器(10)分別測量所述發(fā)動(dòng)機(jī)(7)的轉(zhuǎn)速和扭矩且經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡(5)發(fā)送到所述上位機(jī)(6)，所述力傳感器(13)、速度傳感器(14)和反扭矩傳感器(15)分別測量無人飛行器的旋翼(11)的升力、速度和電機(jī)(12)的反扭矩且經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡(5)發(fā)送到所述上位機(jī)(6 )，所述上位機(jī)(6)計(jì)算并顯示無人飛行器的旋翼(11)的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)(12)的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電效率。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，其特征在于:優(yōu)選的，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(I)、信號(hào)調(diào)理裝置(3)、信號(hào)采集卡(5)和上位機(jī)(6)電連接以形成發(fā)電機(jī)電壓閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機(jī)(6)根據(jù)電壓發(fā)送控制信號(hào)實(shí)時(shí)閉環(huán)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)(7)的轉(zhuǎn)速以得到穩(wěn)定的直流。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，其特征在于:旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2)、電子調(diào)速器(4)、信號(hào)采集卡(5)和上位機(jī)(6)電連接以形成旋翼電機(jī)閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機(jī)(6)實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)(12)的轉(zhuǎn)速。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，其特征在于:發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(I)由發(fā)動(dòng)機(jī)(7)、法蘭聯(lián)軸器(16)、橡膠減震墊、發(fā)電機(jī)(8)、轉(zhuǎn)速傳感器(9)、扭矩傳感器(10)以及鋁型材框架(17)構(gòu)成，所述發(fā)動(dòng)機(jī)(7)經(jīng)由法蘭聯(lián)軸器(16)帶動(dòng)發(fā)電機(jī)(8)發(fā)電，轉(zhuǎn)速傳感器(9)和扭矩傳感器(1)設(shè)在發(fā)動(dòng)機(jī)(7)上。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，其特征在于:所述信號(hào)調(diào)理裝置(3)包括用于轉(zhuǎn)換交流電為直流電的AC/DC變換器(18)、用于濾除整流輸出電壓的濾波器(19)和用于穩(wěn)壓的DC/DC變換器(20)。6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，其特征在于:所述上位機(jī)(6)為PC機(jī)或處理器，所述處理器包括通用處理器、數(shù)字信號(hào)處理器、專用集成電路ASIC，現(xiàn)場可編程門陣列FPGA、模擬電路、數(shù)字電路及其組合。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，其特征在于:所述油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)設(shè)有多個(gè)旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2)。8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)，其特征在于:所述轉(zhuǎn)速傳感器(9)為編碼器，所述電機(jī)(12)為永磁直流無刷電機(jī)，所述力傳感器(13)為拉桿式拉壓力傳感器，所述速度傳感器(14)為光電感應(yīng)傳感器。9.一種使用根據(jù)權(quán)利要求1-8中任一項(xiàng)所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺(tái)的測試方法，其包括以下步驟:第一步驟(SI)中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(I)輸出交流電信號(hào)，交流電經(jīng)過信號(hào)調(diào)理裝置(3)處理后得到穩(wěn)定的直流電信號(hào)，并輸入所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2); 第二步驟(S2)中，所述轉(zhuǎn)速傳感器(9)和扭矩傳感器(10)分別測量所述發(fā)動(dòng)機(jī)(7)的轉(zhuǎn)速和扭矩并經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡(5)發(fā)送到上位機(jī)(6)，所述力傳感器(13)、速度傳感器(14)和反扭矩傳感器(15)分別測量無人飛行器的旋翼(11)的升力、速度和無人飛行器的電機(jī)(12)的反扭矩且經(jīng)由多通道信息采集卡(5)發(fā)送到上位機(jī)(6); 第三步驟(S3)中，所述上位機(jī)(6)計(jì)算并顯示無人飛行器的旋翼(11)的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)(12)的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電效率。10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的測試方法，其特征在于: 在第三步驟(S3)中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)電裝置(I)、信號(hào)調(diào)理裝置(3)、信號(hào)采集卡(5)和上位機(jī)(6)電連接以形成發(fā)電機(jī)電壓閉環(huán)控制回路，所述旋翼電機(jī)特性測試臺(tái)(2)、電子調(diào)速器(4)、信號(hào)采集卡(5)和上位機(jī)(6)電連接以形成旋翼電機(jī)閉環(huán)控制回路，所述上位機(jī)(6)根據(jù)反饋電壓發(fā)送控制信號(hào)實(shí)時(shí)閉環(huán)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)(7)的轉(zhuǎn)速以得到穩(wěn)定的直流以及上位機(jī)(6)實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)(12)的轉(zhuǎn)速，然后，上位機(jī)(6)計(jì)算并顯示無人飛行器的旋翼(11)的升力與速度關(guān)系曲線、電機(jī)(12)的反扭矩與速度關(guān)系曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)最終發(fā)電效率。
【文檔編號(hào)】B64F5/00GK105923169SQ201610530282
【公開日】2016年9月7日
【申請日】2016年7月6日
【發(fā)明人】張東升, 王陽, 王勇, 涂世軍, 文程祥, 魏江鵬, 鄧麗敏, 張升睿
【申請人】西安交通大學(xué)