一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺及其測試方法
【專利摘要】一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺及其測試方法，油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺包括發(fā)動機發(fā)電裝置(1)、旋翼電機特性測試臺(2)、信號調理裝置(3)、用于調整電機轉速的電子調速器(4)、用于信號采集的信號采集卡(5)以及上位機(6)，所述發(fā)動機發(fā)電裝置(1)包括發(fā)動機(7)、發(fā)電機(8)、轉速傳感器(9)和扭矩傳感器(10)，所述旋翼電機特性測試臺(2)設有無人飛行器的旋翼(11)、電機(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)測試平臺及測試方法，具有開發(fā)時間短，成本低等特點。
【專利說明】
一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺及其測試方法
技術領域
[0001]本發(fā)明屬于無人飛行器測試領域，特別是涉及一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺及其測試方法。
【背景技術】
[0002]近些年，無人飛行器市場日益火爆，越來越多的人進入無人飛行器領域進行研究。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無人飛行器，續(xù)航時間比較短，一般為10分鐘左右，而且負載較小。其續(xù)航時間短和負載較小的缺點嚴重制約了無人飛行器的應用領域，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)級的應用則十分稀缺。而油電混合無人飛行器采用油電混合動力，剛好克服了純電動無人飛行器續(xù)航時間短和負載較小的缺點。相對于純電動無人飛行器，油電混合動力無人飛行器可以提供更大的負載和更長的續(xù)航時間，是當前各大科研機構研究的熱點。
[0003]然而油電混合動力無人飛行器發(fā)電系統(tǒng)比較復雜，在真正應用于無人飛行器上需要大量的發(fā)電測試實驗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測試平臺來進行無人飛行器供電裝置發(fā)電效率測試和航模電機特性測試。
[0004]專利文獻CN205045010U公開了一種多旋翼無人飛行器性能測試平臺包括底座、立柱、頂架、性能測試儀器和計算處理中心，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架上設有套環(huán)，該套環(huán)套在所述立柱上形成滑動結構;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上測試儀器，以及設置在所述測試平臺上的用于測量多旋翼無人飛行器的外部響應信息的地面測試儀器;其中，所述機上測試儀器包括運動姿態(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，該測距傳感器設置于底座上;所述水平儀用于測量平臺的水平情況，該水平儀設置于底座水平面上;所述影像設備用于攝制測試過程并記錄多旋翼無人飛行器各關鍵部件的熱像，該影像設置于外部圍網(wǎng)支架上;所述計算處理中心包括數(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進行運算和存儲，獲得多旋翼無人飛行器性能測試結果。該專利利用性能測試儀器對測試狀態(tài)下的各個參數(shù)進行檢測。但該專利結構復雜，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)電動機供電系統(tǒng)特性，且無法對無人飛行器進行閉環(huán)控制，測試效率低，耗時長。
[0005]專利文獻CN203845025U公開的一種無人機動力測試系統(tǒng)包括一個長方體狀的型材架(I)、電源、數(shù)據(jù)采集卡和PC機，型材架(I)內沿長度方向設置一垂直于型材架(I)底面的矩形測試平臺(2)，測試平臺(2)的一側邊固定在型材架(I)的左端面的中心線處，所述測試平臺(2)上設置至少一個直線軸承(3)，直線軸承(3)內設置有壓/拉力傳感器，直線軸承
(3)內連接有圓柱軸(4)，所述圓柱軸(4)端部的直線軸承(3)上橫向固定設置電機，電機的轉軸上連接轉接軸、轉接軸的末端與圓柱軸(4)的端部固定連接，圓柱軸(4)的端部設置槳葉(5)，所述槳葉(5)上設置轉速傳感器，數(shù)據(jù)采集卡的信號采集端分別與壓/拉力傳感器和轉速傳感器的信號輸出端電連接，數(shù)據(jù)采集卡通過串行口連接pc機，所述電源為pc機、數(shù)據(jù)采集卡、電機供電。該專利測試無人機動力系統(tǒng)在不同轉速控制信號范圍下的拉力、轉速、電流，但該專利無法測試油電混合無人飛行器中發(fā)電動機供電系統(tǒng)特性，且無法對無人飛行器進行閉環(huán)控制，測試效率低，耗時長。
[0006]專利文獻CN102288912A公開了一種電動動力測試平臺包括拉力-扭矩機械分離機構(I)，用于承載待測電機(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換為易于測量的模擬電信號;儀表顯示系統(tǒng)(3)，用于將所述模擬電信號轉化為數(shù)字量;數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)(4)，將所述電動動力測試平臺的測量數(shù)據(jù)提供給微型計算機，進行采集和記錄。該專利對測試數(shù)據(jù)及時準確地采集，進行實時顯示并完整記錄。但該專利無法測試油電混合無人飛行器中發(fā)電動機供電系統(tǒng)特性，且無法對無人飛行器進行閉環(huán)控制，測試效率低，耗時長。
[0007]在【背景技術】部分中公開的上述信息僅僅用于增強對本發(fā)明背景的理解，因此可能包含不構成在本國中本領域普通技術人員公知的現(xiàn)有技術的信息。

【發(fā)明內容】

[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，可進行無人飛行器供電裝置發(fā)電效率測試和電機特性測試，真實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方案予以實現(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)測試平臺包括發(fā)動機發(fā)電裝置、旋翼電機特性測試臺、信號調理裝置、用于調整電機轉速的電子調速器、用于信號采集的信號采集卡以及上位機，所述發(fā)動機發(fā)電裝置包括發(fā)動機、發(fā)電機、轉速傳感器和扭矩傳感器，所述旋翼電機特性測試臺設有無人飛行器的旋翼、電機、力傳感器、速度傳感器和反扭矩傳感器，所述發(fā)動機發(fā)電裝置輸出電流流經(jīng)所述信號調理裝置和電子調速器以輸入所述旋翼電機特性測試臺，所述轉速傳感器和扭矩傳感器分別測量所述發(fā)動機的轉速和扭矩且經(jīng)由所述多通道信號采集卡發(fā)送到所述上位機，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、速度和電機的反扭矩且經(jīng)由所述多通道信號采集卡發(fā)送到所述上位機，所述上位機計算并顯示無人飛行器的旋翼的升力與速度關系曲線、電機的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電效率。
[0011]優(yōu)選地，所述發(fā)動機發(fā)電裝置、信號調理裝置、信號采集卡和上位機電連接以形成發(fā)電機電壓閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機根據(jù)反饋電壓發(fā)送控制信號實時閉環(huán)調節(jié)發(fā)動機的轉速以得到穩(wěn)定的直流。
[0012]優(yōu)選地，旋翼電機特性測試臺、電子調速器、信號采集卡和上位機電連接以形成旋翼電機閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機實時調節(jié)電機的轉速。
[0013]優(yōu)選地，發(fā)動機發(fā)電裝置由發(fā)動機、法蘭聯(lián)軸器、橡膠減震墊、發(fā)電機、轉速傳感器、扭矩傳感器以及鋁型材框架構成，所述發(fā)動機經(jīng)由法蘭聯(lián)軸器帶動發(fā)電機發(fā)電，轉速傳感器和扭矩傳感器設在發(fā)動機上。
[0014]優(yōu)選地，所述信號調理裝置包括用于轉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，所述上位機為PC機或處理器，所述處理器包括通用處理器、數(shù)字信號處理器、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)測試平臺設有多個旋翼電機特性測試臺。
[0017]優(yōu)選地，所述轉速傳感器為編碼器，所述電機為永磁直流無刷電機，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)測試平臺的測試方法包括以下步驟。
[0019]第一步驟中，所述發(fā)動機發(fā)電裝置輸出交流電信號，經(jīng)過信號調理模塊處理得到穩(wěn)定直流電，電流流經(jīng)電子調速器以輸入所述旋翼電機特性測試臺。
[0020]第二步驟中，所述轉速傳感器和扭矩傳感器分別測量所述發(fā)動機的轉速和扭矩且經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡發(fā)送到上位機，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。
[0021]第三步驟中，所述上位機計算并顯示無人飛行器的旋翼的升力與速度關系曲線、電機的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電效率。
[0022]優(yōu)選地，在第三步驟中，所述發(fā)動機發(fā)電裝置、信號調理裝置、多通道數(shù)據(jù)采集卡和上位機電連接以形成發(fā)電機電壓閉環(huán)控制回路，所述旋翼電機特性測試臺、電子調速器、多通道數(shù)據(jù)采集卡和上位機電連接以形成旋翼電機閉環(huán)控制回路，所述上位機根據(jù)反饋電壓發(fā)送控制信號實時閉環(huán)調節(jié)發(fā)動機的轉速以得到穩(wěn)定的直流以及上位機實時調節(jié)電機的轉速，然后，上位機計算并顯示無人飛行器的旋翼的升力與速度關系曲線、電機的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電效率。
[0023]本發(fā)明的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺真實模擬油電混合無人飛行器正常工作狀態(tài)，可進行無人飛行器供電裝置發(fā)電效率測試和電機特性測試，采用發(fā)電機電壓閉環(huán)控制回路和旋翼電機閉環(huán)控制回路閉環(huán)控制，可以有效的進行測試，具有開發(fā)時間短，成本低等特點。
[0024]上述說明僅是本發(fā)明技術方案的概述，為了能夠使得本發(fā)明的技術手段更加清楚明白，達到本領域技術人員可依照說明書的內容予以實施的程度，并且為了能夠讓本發(fā)明的上述和其它目的、特征和優(yōu)點能夠更明顯易懂，下面以本發(fā)明的【具體實施方式】進行舉例說明。
【附圖說明】
[0025]通過閱讀下文優(yōu)選的【具體實施方式】中的詳細描述，本發(fā)明各種其他的優(yōu)點和益處對于本領域普通技術人員將變得清楚明了，說明書附圖僅用于示出優(yōu)選實施方式的目的，而并不認為是對本發(fā)明的限制，顯而易見地，下面描述的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖，而且在整個附圖中，用相同的附圖標記表示相同的部件；
[0026]在附圖中:
[0027]圖1是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺的結構示意圖；
[0028]圖2是根據(jù)本發(fā)明另一個實施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺的發(fā)動機發(fā)電裝置的結構示意圖；
[0029]圖3是根據(jù)本發(fā)明又一個實施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺的旋翼電機特性測試臺的結構示意圖；
[0030]圖4是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺的測試方法的步驟示意圖；
[0031]以下結合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的解釋。
【具體實施方式】
[0032]下面將參照附圖更詳細地描述本發(fā)明的具體實施例。雖然附圖中顯示了本發(fā)明的具體實施例，然而應當理解，可以以各種形式實現(xiàn)本發(fā)明而不應被這里闡述的實施例所限制。相反，提供這些實施例是為了能夠更透徹地理解本發(fā)明，并且能夠將本發(fā)明的范圍完整的傳達給本領域的技術人員。
[0033]需要說明的是，在說明書及權利要求當中使用了某些詞匯來指稱特定組件。本領域技術人員應可以理解，技術人員可能會用不同名詞來稱呼同一個組件。本說明書及權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)分的準則。如在通篇說明書及權利要求當中所提及的“包含”或“包括”為一開放式用語，故應解釋成“包含但不限定于”。說明書后續(xù)描述為實施本發(fā)明的較佳實施方式，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)明的保護范圍當視所附權利要求所界定者為準。
[0034]為便于對本發(fā)明實施例的理解，下面將結合附圖以幾個具體實施例為例做進一步的解釋說明，且各個附圖并不構成對本發(fā)明實施例的限定。
[0035]圖1為本發(fā)明的一個實施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺的結構示意圖，本發(fā)明實施例將結合圖1進行具體說明。
[0036]如圖1所示，本發(fā)明的一個實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，油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺包括發(fā)動機發(fā)電裝置1、旋翼電機特性測試臺
2、信號調理裝置3、用于調整電機轉速的電子調速器4、用于信號采集的信號采集卡5以及上位機6，所述發(fā)動機發(fā)電裝置I包括發(fā)動機7、發(fā)電機8、轉速傳感器9和扭矩傳感器10，所述旋翼電機特性測試臺2設有無人飛行器的旋翼11、電機12、力傳感器13、速度傳感器14和反扭矩傳感器15，所述發(fā)動機發(fā)電裝置I輸出電流流經(jīng)所述信號調理裝置3和電子調速器4以輸入所述旋翼電機特性測試臺2，所述轉速傳感器9和扭矩傳感器10分別測量所述發(fā)動機7的轉速和扭矩且經(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6，所述上位機6計算并顯示無人飛行器的旋翼11的升力與速度關系曲線、電機12的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電效率。在所述油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺中，發(fā)動機發(fā)電裝置I進行發(fā)電，信號調理裝置3對電信號進行處理得到穩(wěn)定的直流電，直流電通過電子調速器4控制旋翼電機特性測試臺2的電機12的運行，旋翼電機特性測試臺2通過傳感器得到旋翼的速度、升力和反扭矩，同時發(fā)動機發(fā)電裝置I也可以測得發(fā)動機的扭矩和轉速;旋翼電機特性測試臺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速通過信號采集卡5進行采集并傳輸?shù)缴衔粰C6;上位機6將采集的信號進行處理，可得到旋翼的升力與速度關系曲線、電機的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電的效率，并在上位機6上進行顯示。升力與速度關系曲線、電機的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(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)，通過這些曲線真實有效地模擬出油電混合無人飛行器正常工作的狀
??τ O
[0037]本發(fā)明進一步地，所述發(fā)動機發(fā)電裝置1、信號調理裝置3、多通道數(shù)據(jù)采集卡5和上位機6電連接以形成發(fā)電機電壓閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機6根據(jù)電壓發(fā)送控制信號實時閉環(huán)調節(jié)發(fā)動機7的轉速以得到穩(wěn)定的直流。更進一步地，旋翼電機特性測試臺2、電子調速器4、多通道數(shù)據(jù)采集卡5和上位機6電連接以形成旋翼電機閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機6實時調節(jié)電機12的轉速。本發(fā)明采用雙閉環(huán)控制回路，發(fā)電機電壓閉環(huán)控制回路可以保證電壓的穩(wěn)定，旋翼電機閉環(huán)控制回路可以實時調節(jié)電機的轉速。
[0038]實施例中，上位機6通發(fā)出控制信號調節(jié)發(fā)動機7的油門和風門大小，從而可以調節(jié)發(fā)動機7轉速，使發(fā)電機8發(fā)出的交流電趨于穩(wěn)定。
[0039]實施例中，無人飛行器簡稱“無人機”，英文縮寫為“UAV”(unmanned aerialvehicle)，是利用無線電遙控設備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機。從技術角度定義可以分為:無人直升機、無人固定翼機、無人多旋翼飛行器、無人飛艇、無人傘翼機等。
[0040]本發(fā)明實施例中優(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]在一個實施例中，所述信號調理裝置3包括用于轉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]在一個實施例中，所述上位機6為PC機或處理器，所述處理器包括通用處理器、數(shù)字信號處理器、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。進一步地，所述處理器包括存儲器，存儲器可以是易失性存儲器或非易失性存儲器。存儲器可以包括一個或多個只讀存儲器R0M、隨機存取存儲器RAM、快閃存儲器、電子可擦除可編程只讀存儲器EEPROM或其它類型的存儲器。
[0043]在一個實施例中，所述油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺設有多個旋翼電機特性測試臺2。
[0044]在一個實施例中，所述轉速傳感器9為編碼器，所述電機12為永磁直流無刷電機，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)測試平臺中發(fā)動機發(fā)電機采用航模發(fā)動機和永磁直流無刷航模電機，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)測試平臺中發(fā)動機發(fā)電機發(fā)電裝置采用鋁型材框架，具有質量輕、結構堅固的特點。
[0047]圖2為本發(fā)明的一個實施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺的發(fā)動機發(fā)電裝置I的結構示意圖，本發(fā)明實施例將結合圖2進行具體說明。
[0048]如圖2所示，發(fā)動機發(fā)電裝置I由發(fā)動機7、法蘭聯(lián)軸器16、橡膠減震墊、發(fā)電機8、轉速傳感器9、扭矩傳感器10以及鋁型材框架17構成，所述發(fā)動機7經(jīng)由法蘭聯(lián)軸器16帶動發(fā)電機8發(fā)電，轉速傳感器9和扭矩傳感器10設在發(fā)動機7上。
[0049]在一個實施例中，法蘭聯(lián)軸器16為軸聯(lián)結構，橡膠減震墊設在軸聯(lián)結構的中間。
[0050]圖3為本發(fā)明的另一個實施例的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺的旋翼電機特性測試臺2的結構示意圖，本發(fā)明實施例將結合圖3進行具體說明。
[0051]如圖3所示，旋翼電機特性測試臺2設有如拉桿式拉壓力傳感器的傳感器13，反扭矩傳感器15和如光電感應傳感器的速度傳感器14、電機12、如螺旋槳的旋翼11以及其他結構構成，通過三種傳感器可分別得到旋翼11的升力、速度和電機12的反扭矩。信號采集卡5采集三種信號傳送給上位機6，上位機6對信號進行處理和顯示可以有效得到電機特性及旋翼的特性。
[0052]參見圖4，根據(jù)本發(fā)明一個實施例的使用所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺的測試方法包括以下步驟。
[0053]第一步驟SI中，所述發(fā)動機發(fā)電裝置I輸出電流流經(jīng)信號調理裝置3和電子調速器4以輸入所述旋翼電機特性測試臺2。
[0054]第二步驟S2中，所述轉速傳感器9和扭矩傳感器10分別測量所述發(fā)動機7的轉速和扭矩且經(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6。
[0055]第三步驟S3中，所述上位機6計算并顯示無人飛行器的旋翼11的升力與速度關系曲線、電機12的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電效率。
[0056]本發(fā)明的實施例中優(yōu)選地，在第三步驟S3中，所述發(fā)動機發(fā)電裝置(I)、信號調理裝置3、信號采集卡5和上位機6電連接以形成發(fā)電機電壓閉環(huán)控制回路，所述旋翼電機特性測試臺(2)、電子調速器4、信號采集卡5和上位機6電連接以形成旋翼電機閉環(huán)控制回路，所述上位機6根據(jù)電壓發(fā)送控制信號實時閉環(huán)調節(jié)發(fā)動機7的轉速以得到穩(wěn)定的直流以及上位機6實時調節(jié)電機12的轉速，然后，上位機6計算并顯示無人飛行器的旋翼11的升力與速度關系曲線、電機12的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電效率。
[0057]盡管以上結合附圖對本發(fā)明的實施方案進行了描述，但本發(fā)明并不局限于上述的具體實施方案和應用領域，上述的具體實施方案僅僅是示意性的、指導性的，而不是限制性的。本領域的普通技術人員在本說明書的啟示下和在不脫離本發(fā)明權利要求所保護的范圍的情況下，還可以做出很多種的形式，這些均屬于本發(fā)明保護之列。
【主權項】
1.一種油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺，其包括發(fā)動機發(fā)電裝置(1)、旋翼電機特性測試臺(2)、信號調理裝置(3)、用于調整電機轉速的電子調速器(4)、用于信號采集的信號采集卡(5)以及上位機(6)，所述發(fā)動機發(fā)電裝置(I)包括發(fā)動機(7)、發(fā)電機(8)、轉速傳感器(9)和扭矩傳感器(10)，所述旋翼電機特性測試臺(2)設有無人飛行器的旋翼(11)、電機(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)動機發(fā)電裝置(I)輸出電流流經(jīng)所述信號調理裝置(3)和電子調速器(4)以輸入所述旋翼電機特性測試臺(2)，所述轉速傳感器(9)和扭矩傳感器(10)分別測量所述發(fā)動機(7)的轉速和扭矩且經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡(5)發(fā)送到所述上位機(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(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(6 )，所述上位機(6)計算并顯示無人飛行器的旋翼(11)的升力與速度關系曲線、電機(12)的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電效率。2.根據(jù)權利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺，其特征在于:優(yōu)選的，所述發(fā)動機發(fā)電裝置(I)、信號調理裝置(3)、信號采集卡(5)和上位機(6)電連接以形成發(fā)電機電壓閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機(6)根據(jù)電壓發(fā)送控制信號實時閉環(huán)調節(jié)發(fā)動機(7)的轉速以得到穩(wěn)定的直流。3.根據(jù)權利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺，其特征在于:旋翼電機特性測試臺(2)、電子調速器(4)、信號采集卡(5)和上位機(6)電連接以形成旋翼電機閉環(huán)控制回路，其中，所述上位機(6)實時調節(jié)電機(12)的轉速。4.根據(jù)權利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺，其特征在于:發(fā)動機發(fā)電裝置(I)由發(fā)動機(7)、法蘭聯(lián)軸器(16)、橡膠減震墊、發(fā)電機(8)、轉速傳感器(9)、扭矩傳感器(10)以及鋁型材框架(17)構成，所述發(fā)動機(7)經(jīng)由法蘭聯(lián)軸器(16)帶動發(fā)電機(8)發(fā)電，轉速傳感器(9)和扭矩傳感器(1)設在發(fā)動機(7)上。5.根據(jù)權利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺，其特征在于:所述信號調理裝置(3)包括用于轉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，其特征在于:所述上位機(6)為PC機或處理器，所述處理器包括通用處理器、數(shù)字信號處理器、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，其特征在于:所述油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺設有多個旋翼電機特性測試臺(2)。8.根據(jù)權利要求1所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺，其特征在于:所述轉速傳感器(9)為編碼器，所述電機(12)為永磁直流無刷電機，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)為光電感應傳感器。9.一種使用根據(jù)權利要求1-8中任一項所述的油電混合無人飛行器供電系統(tǒng)測試平臺的測試方法，其包括以下步驟:第一步驟(SI)中，所述發(fā)動機發(fā)電裝置(I)輸出交流電信號，交流電經(jīng)過信號調理裝置(3)處理后得到穩(wěn)定的直流電信號，并輸入所述旋翼電機特性測試臺(2); 第二步驟(S2)中，所述轉速傳感器(9)和扭矩傳感器(10)分別測量所述發(fā)動機(7)的轉速和扭矩并經(jīng)由所述多通道數(shù)據(jù)采集卡(5)發(fā)送到上位機(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(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(6); 第三步驟(S3)中，所述上位機(6)計算并顯示無人飛行器的旋翼(11)的升力與速度關系曲線、電機(12)的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電效率。10.根據(jù)權利要求9所述的測試方法，其特征在于: 在第三步驟(S3)中，所述發(fā)動機發(fā)電裝置(I)、信號調理裝置(3)、信號采集卡(5)和上位機(6)電連接以形成發(fā)電機電壓閉環(huán)控制回路，所述旋翼電機特性測試臺(2)、電子調速器(4)、信號采集卡(5)和上位機(6)電連接以形成旋翼電機閉環(huán)控制回路，所述上位機(6)根據(jù)反饋電壓發(fā)送控制信號實時閉環(huán)調節(jié)發(fā)動機(7)的轉速以得到穩(wěn)定的直流以及上位機(6)實時調節(jié)電機(12)的轉速，然后，上位機(6)計算并顯示無人飛行器的旋翼(11)的升力與速度關系曲線、電機(12)的反扭矩與速度關系曲線以及發(fā)動機最終發(fā)電效率。
【文檔編號】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