本發(fā)明涉及多旋翼無人機飛行仿真實驗平臺、測試設(shè)備及飛行控制仿真等技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種多旋翼無人機結(jié)構(gòu)非常規(guī)的、適合多種復(fù)雜多旋翼無人機結(jié)構(gòu)的飛行仿真實驗平臺。

背景技術(shù)：

在多旋翼無人機控制律設(shè)計過程中，需要采集多旋翼無人機飛行狀態(tài)中的參數(shù)，并且驗證控制律在多旋翼無人機飛行過程中的控制品質(zhì)。在多旋翼無人機設(shè)計和實驗中，多旋翼無人機飛行仿真實驗平臺起到重要作用。

目前關(guān)于多旋翼無人機控制律設(shè)計的實驗平臺沒有統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)。一般實驗者都是根據(jù)自身多旋翼無人機大小、結(jié)構(gòu)來設(shè)計符合自身要求的實驗平臺。這種常見的因地制宜的實驗平臺有如下幾種：1、滿足一般實驗需要的三自由度轉(zhuǎn)臺，這種轉(zhuǎn)臺結(jié)構(gòu)簡單、無需復(fù)雜傳感器和機械設(shè)備等。2、針對多旋翼無人機某一部分而單獨設(shè)計的實驗臺，如測試多旋翼無人機旋轉(zhuǎn)葉片個數(shù)、角度等對多旋翼無人機飛行姿態(tài)的影響而設(shè)計的實驗臺。

多旋翼無人機控制律的設(shè)計和驗證需要一種綜合性的實驗平臺，這種實驗平臺可以模擬多旋翼無人機的各種飛行條件，同時可以根據(jù)不同多旋翼無人機結(jié)構(gòu)做出適應(yīng)性調(diào)整，采集多旋翼無人機飛行過程中的一些重要參數(shù)俯仰角及俯仰角速率，滾轉(zhuǎn)角及滾轉(zhuǎn)角速率，偏航角及偏航角速率，在此基礎(chǔ)上對飛行控制系統(tǒng)性能做出調(diào)整。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是：提供一種綜合性的實驗臺及模擬方法，能夠測試不同結(jié)構(gòu)多旋翼無人機飛行狀態(tài)在不同大小的轉(zhuǎn)動阻尼狀態(tài)下的適應(yīng)能力，能夠準(zhǔn)確模擬、驗證和調(diào)整飛行控制系統(tǒng)性能，解決現(xiàn)有測試手段通用性不強、測式功能單一等技術(shù)問題。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種可變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機實驗平臺，包括底座(1)、X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)、光電編碼器(3)、電磁阻尼器(4)、Z軸固定板(5)、豎直連接軸(6)；其中：

所述底座(1)用于支撐X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)，其由一塊底板和設(shè)在其兩端的兩塊側(cè)擋板一體構(gòu)成，兩塊側(cè)擋板結(jié)構(gòu)對稱，各設(shè)有一個軸承孔，軸承孔下方左右兩側(cè)均對稱設(shè)有限位裝置，可以是銷釘孔，可供安裝限位銷釘，以限制X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)的轉(zhuǎn)動角度范圍；

所述X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)是一個矩形框，用于安裝Z軸固定板(5)；X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)其左右兩邊框中心部位各設(shè)有一個軸承孔，用于通過轉(zhuǎn)軸與所述底座側(cè)檔板上軸承孔相連，X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)能架設(shè)在底座上，并在所述限位裝置限制范圍內(nèi)轉(zhuǎn)動，所述轉(zhuǎn)軸的中心軸線設(shè)為X軸；所述轉(zhuǎn)軸與側(cè)擋板的結(jié)合部均安裝有光電編碼器(3)和電磁阻尼器(4)，光電編碼器(3)用于采集豎直連接軸(6)繞X軸旋轉(zhuǎn)角速度，電磁阻尼器(4)用于控制轉(zhuǎn)動軸阻尼，可以調(diào)節(jié)大?。?/p>

所述Z軸固定板(5)為一矩形平板，用于安裝豎直連接軸(6)；Z軸固定板(5)通過其兩端轉(zhuǎn)軸與所述X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)中部相連，實現(xiàn)可轉(zhuǎn)動安裝，兩端轉(zhuǎn)軸與所述X軸垂直，兩端轉(zhuǎn)軸中心軸線設(shè)為Y軸，兩端轉(zhuǎn)軸與X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)結(jié)合部位也分別安裝光電編碼器(3)和電磁阻尼器(4)，光電編碼器(3)用于采集豎直連接軸(6)繞Y軸旋轉(zhuǎn)角速度，電磁阻尼器(4)用于控制轉(zhuǎn)動軸阻尼，可以調(diào)節(jié)大小；

所述X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)下部安裝有Y軸限位塊(22)，以限制Z軸固定板(5)的轉(zhuǎn)動角度范圍，同時使Z軸固定板(5)保持向上的姿態(tài)；

所述豎直連接軸(6)固定在Z軸固定板(5)中部，用于安裝Z軸法蘭(7)；豎直連接軸(6)能與Z軸固定板(5)同步繞X軸和Y軸轉(zhuǎn)動；豎直連接軸(6)中心軸線為Z軸，其上端通過軸承與Z軸法蘭(7)相連；飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)安裝在Z軸法蘭(7)上，Z軸法蘭(7)和飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)能共同繞豎直連接軸(6)旋轉(zhuǎn)。

進(jìn)一步的，所述豎直連接軸(6)上安裝有Z軸限位塊(23)，Z軸限位塊(23)上的孔與Z軸法蘭(7)上的定位孔通過制動螺釘固定連接，該螺釘可調(diào)節(jié)松緊，以決定是否需要飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)繞Z軸旋轉(zhuǎn)；當(dāng)其處于旋緊態(tài)時，飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)不能繞Z軸旋轉(zhuǎn)；

所述Z軸法蘭(7)圓心區(qū)域安裝有光電編碼器(3)，光電編碼器(3)用于采集Z軸法蘭(7)與飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)繞豎直連接軸(6)旋轉(zhuǎn)角速度。

進(jìn)一步的，所述飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)周邊開設(shè)有八個對稱分布的機臂接頭安裝接口(9)，每個都有一個120°旋轉(zhuǎn)槽(20)，機臂接頭(11)通過機臂接頭安裝接口(9)與飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)連接，并且機臂接頭(11)可以在120°的旋轉(zhuǎn)槽(20)內(nèi)旋轉(zhuǎn)。

進(jìn)一步的，所述機臂(12)固定安裝在機臂接頭(11)內(nèi)。

進(jìn)一步的，所述機臂(12)有粗細(xì)兩部分組成，其機臂總長可以通過細(xì)部在較粗部分內(nèi)滑動來調(diào)節(jié)。

進(jìn)一步的，所述機臂(12)末端設(shè)有電機安裝座(13)，用于固定安裝電機(14)；電機安裝座(13)側(cè)面開設(shè)的安裝軸孔和機臂(12)外徑相同，使機臂(12)末端能插入電機安裝座；電機安裝座可繞機臂(12)的中心軸轉(zhuǎn)動，并能由安裝與電機安裝座(13)上的緊定螺釘鎖定。

進(jìn)一步的，所述電機(14)固定安裝在電機安裝座(13)上，旋轉(zhuǎn)葉片(15)安裝在電機(14)轉(zhuǎn)動軸上。

按照本發(fā)明的另一個方面，提出了一種可變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機實驗平臺使用方法，包括如下子步驟：

A.準(zhǔn)備步驟：根據(jù)欲模擬測試的多旋翼無人機的型式、布局和幾何尺寸，安裝電機臂(12)并調(diào)節(jié)電機臂(12)長度，調(diào)節(jié)電機(14)安裝角度，使其與欲模擬多旋翼無人機一致；將其飛行控制系統(tǒng)(10)固定在飛行控制系統(tǒng)安裝平面(8)上，與計算機相連；將各電機與電子調(diào)速器相連；電子調(diào)速器與飛行控制系統(tǒng)(10)連接，光電編碼器和電磁阻尼器與數(shù)據(jù)采集卡連接，數(shù)據(jù)采集卡輸出接計算機；

B.模擬實驗：向欲測試無人機的飛行控制系統(tǒng)(10)發(fā)送無線指令信號，飛行控制系統(tǒng)(10)輸出信號至電子調(diào)速器，電子調(diào)速器驅(qū)動各電機臂上電機(14)使其轉(zhuǎn)動，帶動飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)以及連接在其上的機臂接頭(11)、機臂(12)等附屬部件組成的平面按期望的姿態(tài)動作，從而直觀地了解控制系統(tǒng)工作狀況是否正常；向電磁阻尼器(4)發(fā)送指令，產(chǎn)生不同大小的阻尼分別作用于底座(1)與X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)連接軸上以及X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)與Z軸固定板(5)的連接軸上，以模擬多旋翼無人機不同飛行狀態(tài)中俯仰以及橫滾姿態(tài)的阻尼，驗證飛行控制系統(tǒng)在不同的狀態(tài)下對無人機的控制品質(zhì)；

C.數(shù)據(jù)采集：安裝在X軸、Y軸和Z軸上的光電編碼器(3)測出飛行控制安裝平臺(8)平面分別繞X軸、Y軸、Z軸轉(zhuǎn)動的角速度，并通過飛行控制系統(tǒng)(10)數(shù)據(jù)采集卡(16)傳回計算機。

本發(fā)明的有益效果是：(1)本發(fā)明通過飛行控制系統(tǒng)對多旋翼無人機在不同飛行條件下的飛行姿態(tài)進(jìn)行控制，通過光電編碼器和電磁阻尼器的數(shù)據(jù)采集和阻尼控制，經(jīng)過數(shù)據(jù)采集卡輸入計算機，從而測試飛行控制系統(tǒng)控制性能。(2)三自由度運動平臺可以實現(xiàn)對多旋翼無人機在X、Y、Z三個自由度上的運動測試，同時可以限定X、Y方向上的旋轉(zhuǎn)角度和終止Z方向上的轉(zhuǎn)動。(3)本發(fā)明中飛行控制系統(tǒng)安裝平臺上開有對稱的八個120°旋轉(zhuǎn)槽，可以控制機臂接頭安裝數(shù)量以及安裝角度。(4)本發(fā)明中機臂機臂有粗細(xì)兩段，可拉長和縮短，從而可以根據(jù)不同實驗測試對象調(diào)整機臂長度。(5)本發(fā)明電機安裝座有上下兩部分，上下兩部分利用螺栓連接固定，電機安裝座和機臂之間可以實現(xiàn)360°旋轉(zhuǎn)，從而可以根據(jù)不同實驗測試對象調(diào)整旋轉(zhuǎn)葉片中心軸繞機臂旋轉(zhuǎn)角度。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明三自由度運動平臺等軸測視圖；

圖3是本發(fā)明X軸限位銷釘示意圖；

圖4是本發(fā)明Y軸限位塊示意圖；

圖5是本發(fā)明Z軸限位塊示意圖；

圖6是本發(fā)明飛行控制系統(tǒng)安裝平臺轉(zhuǎn)動裝置等軸測視圖；

圖7是本發(fā)明飛行控制系統(tǒng)安裝平臺轉(zhuǎn)動裝置左視圖；

圖8是本發(fā)明機臂連接機構(gòu)示意圖；

圖9是本發(fā)明電機裝置示意圖；

圖10是本發(fā)明應(yīng)用示意圖。

其中1-底座，2-X-Y旋轉(zhuǎn)框，3-光電編碼器，4-電磁阻尼器，5-Z軸固定板，6-豎直連接軸，7-Z軸法蘭，8-飛行控制系統(tǒng)安裝平臺，9-機臂接頭安裝接口，10-飛行控制系統(tǒng),11-機臂接頭，12-機臂，13-電機安裝座，14-電機，15-旋轉(zhuǎn)葉片，16-數(shù)據(jù)采集卡，17-計算機，19-擋板，20-旋轉(zhuǎn)槽，21-X軸限位銷釘，22-Y軸限位塊，23-Z軸限位塊。

具體實施方式

為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實施例，對本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。此外，下面所描述的本發(fā)明各個實施方式中所涉及到的技術(shù)特征只要彼此之間未構(gòu)成沖突就可以相互組合。

參見圖1，本實施例中的可變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機實驗平臺包括：底座(1)、X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)、光電編碼器(3)、電磁阻尼器(4)、Z軸固定板(5)、豎直連接軸(6)、Z軸法蘭(7)、飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)、機臂接頭安裝接口(9)、飛行控制系統(tǒng)(10)、機臂接頭(11)、機臂(12)、電機安裝座(13)、電機(14)、旋轉(zhuǎn)葉片(15)、數(shù)據(jù)采集卡(16)、計算機(17)；

參見圖2，三自由度運動平臺包括：底座(1)、X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)、Z軸固定板(5)、豎直連接軸(6)、Z軸法蘭(7)；X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)與底座(1)兩個擋板(19)通過軸連接，X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)兩端軸可以在擋板(19)孔內(nèi)繞X軸旋轉(zhuǎn)；Z軸固定板(5)與X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)通過軸連接，Z軸固定板(5)兩端軸可以在X-Y旋轉(zhuǎn)框(5)孔內(nèi)繞Y軸旋轉(zhuǎn)；豎直連接軸(6)一端通過銷固定在Z軸固定板(5)上，另一端通過軸承與Z軸法蘭(7)連接，Z軸法蘭(7)可以繞豎直連接軸(6)(Z軸)旋轉(zhuǎn)；

參見圖3、圖4、圖5，限位裝置包括：X軸限位銷釘(21)、Y軸限位塊(22)、Z軸限位塊(23)；X軸限位銷釘(21)在限定角度內(nèi)對X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)繞X軸旋轉(zhuǎn)進(jìn)行限位；Y軸限位塊(22)在限定角度內(nèi)對Z軸固定板(5)繞Y軸旋轉(zhuǎn)進(jìn)行限位；Z軸限位塊(23)上的定位孔與Z軸法蘭(7)上的某個孔通過制動螺釘固定連接，該螺釘可自由旋轉(zhuǎn)，以決定是否需要使飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)繞Z軸旋轉(zhuǎn)，當(dāng)其處于旋緊態(tài)時，飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)不能繞Z軸旋轉(zhuǎn)；

參見圖6、圖7，飛行控制系統(tǒng)安裝平臺轉(zhuǎn)動裝置包括：飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)、飛行控制系統(tǒng)(10)、機臂接頭(11)、Z軸法蘭(7)、豎直連接軸(6)；豎直連接軸(6)與Z軸法蘭(7)通過軸承連接；Z軸法蘭(7)上安裝有光電編碼器(3)，光電編碼器(3)用于采集Z軸法蘭(7)與飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)繞豎直連接軸(6)旋轉(zhuǎn)角速度。飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)與Z軸法蘭(7)通過螺栓固定連接；飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)平面上安裝飛行控制系統(tǒng)(10)；飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)上開有機臂接頭安裝接口(9)，接口開有120°旋轉(zhuǎn)槽(20)；機臂接頭(11)安裝在機臂接頭安裝接口(9)上，并可在120°旋轉(zhuǎn)槽(20)內(nèi)旋轉(zhuǎn)。

參見圖8，機臂連接機構(gòu)包括：機臂接頭(11)、機臂(12)、電機安裝座(13)；機臂(12)有粗細(xì)兩段，可拉長和縮短；電機安裝座(13)有上下兩部分，上下兩部分利用螺栓連接固定，電機安裝座(13)和機臂(12)之間可以實現(xiàn)360°旋轉(zhuǎn)。

參見圖9，電機裝置包括：電機安裝座(13)、電機(14)、旋轉(zhuǎn)葉片(15)；電機(14)固定安裝在電機安裝座(13)上，旋轉(zhuǎn)葉片(15)安裝在電機轉(zhuǎn)動軸上。

整體連接關(guān)系為：X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)與底座(1)兩個擋板(19)通過軸連接，Z軸固定板(5)與X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)通過軸連接；X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)軸和Z軸固定板(5)軸的兩端也分別安裝光電編碼器(3)和電磁阻尼器(4)；底座(1)安裝的擋板上安裝有X軸限位銷釘(21)，X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)下部安裝有Y軸限位塊(22)；豎直連接軸(6)一端通過銷固定在Z軸固定板(5)上，另一端通過軸承與Z軸法蘭(7)連接；豎直連接軸(6)上安裝有Z軸限位塊(23)，Z軸限位塊(23)上的孔與Z軸法蘭(7)上的某個孔通過螺釘固定連接；飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)與Z軸法蘭(7)通過螺栓固定連接；飛行控制系統(tǒng)安裝平臺(8)平面上安裝飛行控制系統(tǒng)(10)；控安裝平臺(8)上開有機臂接頭安裝接口(9)，接口開有120°旋轉(zhuǎn)槽(20)；機臂接頭(11)安裝在機臂接頭安裝接口(9)上；機臂(12)固定安裝在機臂接頭(11)內(nèi)，機臂有粗細(xì)兩段，電機安裝座(13)安裝在機臂(12)較細(xì)部分末端，電機安裝座(13)和機臂(12)之間可以實現(xiàn)360°旋轉(zhuǎn)，電機安裝座(13)有上下兩部分，上下兩部分利用螺栓連接固定；電機(14)固定安裝在電機安裝座(13)上，旋轉(zhuǎn)葉片(15)安裝在電機(14)轉(zhuǎn)動軸上。

參見附圖10，多旋翼無人機的仿真方法，它基于如權(quán)利要求1的實驗平臺，其包括如下步驟：

A.按照設(shè)計的仿真的多旋翼無人機的布局和幾何尺寸安裝電機臂(12)并調(diào)節(jié)電機臂(12)長度，調(diào)節(jié)電機(14)安裝角度與欲模擬多旋翼無人機一致，并連接好飛行控制系統(tǒng)以及電機的供電電源。

B.通過計算機地面控制站(17)向飛行控制系統(tǒng)(10)發(fā)送無線指令信號，飛行控制系統(tǒng)通過內(nèi)部算法解算出輸出信號傳送給電機(14)使電機轉(zhuǎn)動，并驅(qū)使飛行控制系統(tǒng)安裝平面(8)以及連接在其上的機臂接頭(11)、機臂(12)等附屬部件組成的平面按期望的姿態(tài)動作。

C.所述的電磁阻尼器(4)可由數(shù)據(jù)采集卡(16)編程產(chǎn)生不同大小的阻尼分別作用于底座擋板(19)與X-Y旋轉(zhuǎn)框(2)連接軸上以及X-Y旋轉(zhuǎn)框與Z軸固定板(5)的連接軸上，以模擬多旋翼無人機不同飛行狀態(tài)中俯仰以及橫滾姿態(tài)的阻尼。

D.光電編碼器(3)測出飛行控制安裝平面分別繞X軸、Y軸、Z軸轉(zhuǎn)動的角速度，并由數(shù)據(jù)采集卡(16)采集傳送給計算機地面控制站。

E.通過計算機地面站(17)整合由數(shù)據(jù)采集卡(16)傳輸?shù)臒o人機在各指令下各通道的姿態(tài)角速度數(shù)據(jù)，展示多旋翼無人機受不同擾動狀況下的響應(yīng)特性，進(jìn)一步驗證飛行控制算法的可行性。

本領(lǐng)域的技術(shù)人員容易理解，以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。