多旋翼无人飞机风场模拟试验台的制作方法

本发明属于无人航空植保技术领域，具体涉及一种多旋翼无人飞机风场模拟试验台。

背景技术：

多旋翼植保无人飞机因其可靠性好，操控简单以及机体下方风场分布相对均匀等优点，在无人航空植保领域得到了广泛的应用。

植保无人飞机不同飞行姿态下风场的变化依然是影响雾滴飘移的一个重要因素。旋翼风场与喷头雾流场耦合是植保无人飞机获得最佳喷雾效果的必要手段，通过试验可确定喷头在多旋翼植保无人飞机上的最佳位置，获得最理想施药效果。当前耦合试验是通过植保无人飞机地面系留或实飞等途径开展，存在飞行姿态难以精确控制，环境干扰严重，人身财产安全存在风险等问题。且针对不同型号多旋翼植保无人飞机，均需要样机参与试验，操作过程繁琐，费时费力。

技术实现要素：

本发明目的是针对现有植保无人飞机飞行姿态难以控制、环境干扰严重的问题，提供一种多旋翼无人飞机风场模拟试验台，以模拟多旋翼植保无人飞机的飞行姿态从而获得真实风场来控制其雾滴飘移效果。

本发明是通过以下技术方案实现的：

一种多旋翼无人飞机风场模拟试验台，包括运动平台、电源、供电系统、旋翼组、飞行控制系统以及手持地面站；所述电源与供电系统电连接，用于整个系统的供电；所述供电系统由多通插座和电源线组成；所述运动平台由悬吊杆组件、转轴组件以及旋转组件组成，所述供电系统设于悬吊杆组件上，悬吊杆组件与转轴组件铰接，转轴组件与旋转组件固定连接，所述运动平台分别与供电系统、旋翼组和飞行控制系统搭载连接；所述旋翼组由速度控制系统和悬臂组件组成，悬臂组件与旋转组件固定连接，速度控制系统设于悬臂组件上，所述旋翼组通过供电系统与所述飞行系统相连接；所述飞行控制系统由飞行控制模块和姿态传感器组成，飞行控制模块和姿态传感器均固定设于旋转组件上，所述飞行控制系统与手持地面站相连接；所述手持地面站为移动终端，用于远程控制以及数据传输。

本发明进一步解决的技术方案是，所述悬吊杆组件包括第一吊杆、设于第一吊杆顶部的固定座、设于第一吊杆中部的电池框架以及设于第一吊杆底部的角度调节板；所述第一吊杆与固定座通过螺栓固定连接；所述电源嵌套于电池框架内，电源的正极接线端和负极接线端分别通过电源线与多通插座相连接；所述多通插座位于角度调节板的上部，多通插座上设有多组供电通道用于速度控制系统以及飞行控制系统的供电；所述角度调节板上设有第一轴孔和滑道，所述悬吊杆组件通过角度调节板与转轴组件铰接。

本发明进一步解决的技术方案是，所述转轴组件包括第二吊杆、挡板、螺杆、附件固定板和螺母；所述第二吊杆上设有第二轴孔和紧定把手，转轴组件通过第二吊杆的第二轴孔与角度调节板的第一轴孔铰接，所述紧定把手的中心螺杆在角度调节板的滑道内移动；所述挡板分为上挡板和下挡板，上挡板固定连接在第二吊杆的底端，上挡板中间位置焊接螺杆，所述下挡板和附件固定板通过螺母安装在所述螺杆上；所述旋转组件设于上挡板和下挡板之间，通过上挡板和下挡板装夹在螺杆上。

本发明进一步解决的技术方案是，所述附件固定板上安装有用于测试的液泵和喷杆。

本发明进一步解决的技术方案是，所述旋转组件包括上转板、轴套以及下转板；所述上挡板和下挡板通过沉头螺丝分别固定在轴套的上端和下端；上转板和下转板的中间位置对应设有第三轴孔，所述螺杆穿过第三轴孔分别与上转板、轴套和下转板套接，并通过螺母锁紧；上转板外端面固定有飞行控制模块和姿态传感器，所述姿态传感器的指向方向与上转板端面平行；所述上转板与下转板上设有多组辐射状安装孔，用以安装所述悬臂组件。其中，所述飞行控制模块采用拓攻t1飞控，具体包括t1飞行控制器且兼备断桨保护功能、gps模式抗风功能、一键返航功能、失控保护功能等，t1飞行控制器优化了对磁场干扰的处理，可以锁定经纬度和高度精确悬停，即使是在风较大的情况下，也同样可以在较小的范围内稳定悬停。

本发明进一步解决的技术方案是，所述上转板与下转板上设有18组辐射状安装孔；所述姿态传感器型号为mpu6000。

本发明进一步解决的技术方案是，所述悬臂组件包括悬臂、滑套、旋翼以及紧定螺丝；所述速度控制系统包括高速无刷电机、电子调速器以及线束；所述悬臂的一端上设有第一通孔和第二通孔，悬臂上的第一通孔与第二通孔通过螺丝与上转板和下转板上的辐射状安装孔固定连接；所述悬臂的另一端上设有滑套，所述滑套套接于悬臂上可沿悬臂方向滑动，并通过所述紧定螺丝进行固定；所述高速无刷电机固定连接在滑套上，高速无刷电机通过线束与设于悬臂一侧的电子调速器的一侧相连接，电子调速器的另一侧通过控制线与飞行控制模块相连接；高速无刷电机上配套固定连接有所述旋翼，所述电子调速器与旋翼的数量相对应。

本发明进一步解决的技术方案是，所述旋翼组中旋翼数量为四组、六组或八组。

本发明进一步解决的技术方案是，所述多通插座上设有十个供电通道；其中，第一至第八供电通道向所述电子调速器供电；第九供电通道向飞行控制模块和姿态传感器供电；第十供电通道向附件固定板上安装的喷杆供电。

本发明进一步解决的技术方案是，所述电源为高性能聚合物锂电池。

本发明的有益效果为：

本发明的一种多旋翼无人飞机风场模拟试验台，通过设置运动平台、电源、供电系统、旋翼组、飞行控制系统以及手持地面站等，由手持地面站远程无线控制运动平台、旋翼组以及飞行控制系统之间的运作，从而获得植保无人飞机在不同飞行姿态下风场的变化，并根据得到的风场变化与喷头雾流场耦合，确定喷头在多旋翼植保无人飞机上的最佳位置，以达到最佳的施药效果；本发明的结构适用于四旋翼状态，六旋翼状态以及八旋翼状态的植保无人飞机，测试效果准确，大幅降低测试人员的时间以及人身财产安全等风险，所述试验台结构简单，测试简便，适宜推广使用。

附图说明

图1是本发明的系统结构图。

图2是本发明整体结构示意图。

图3是本发明悬吊杆组件结构示意图。

图4是本发明转轴组件结构示意图。

图5是本发明旋转组件结构的正视图与俯视图。

图6是本发明悬臂组件结构示意图。

图7是本发明不同模拟俯仰角调节示意图。

图8是本发明不同模拟航向角调节示意图。

图9是本发明旋翼组四旋翼状态、六旋翼状态以及八旋翼状态的示意图。

附图标记：1-悬吊杆组件、2-转轴组件、3-旋转组件、4-悬臂组件、11-第一吊杆、12-固定座，13-电池框架、14-高性能聚合物锂电池、15-角度调节板、16-多通插座、17-电源线、21-第二吊杆、23-挡板、24-螺杆、25-附件固定板、26-螺母、31-上转板、32-轴套、33-下转板、34-飞行控制模块、35-姿态传感器、41-悬臂、42-滑套、43-高速无刷电机、44-旋翼、45-紧定螺丝、46-线束、47-电子调速器、52-控制线、141-正极接线端、142-负极接线端、151-第一轴孔、152-滑道、(161、162、163、164、165、166、167、168)-第一至八供电通道、1610-第九供电通道、1611-第十供电通道、211-第二轴孔、212-紧定把手、231-上挡板、232-下挡板、301-第三轴孔、302-沉头螺丝、318-安装孔、411-第一通孔、412-第二通孔。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的发明内容作进一步地说明。

一种多旋翼无人飞机风场模拟试验台，参见图1-2：包括运动平台、电源、供电系统、旋翼组、飞行控制系统以及手持地面站；所述电源与供电系统电连接，用于整个系统的供电；所述供电系统由多通插座16和电源线17组成；所述运动平台由悬吊杆组件1、转轴组件2以及旋转组件3组成，所述供电系统设于悬吊杆组件1上，悬吊杆组件1与转轴组件2铰接，转轴组件2与旋转组件3固定连接，所述运动平台分别与供电系统、旋翼组和飞行控制系统搭载连接；所述旋翼组由速度控制系统和悬臂组件4组成，悬臂组件4与旋转组件3固定连接，速度控制系统设于悬臂组件4上，所述旋翼组通过供电系统与所述飞行系统相连接；所述飞行控制系统由飞行控制模块34和姿态传感器35组成，飞行控制模块34和姿态传感器35均固定设于旋转组件3上，所述飞行控制系统与手持地面站相连接；所述手持地面站为移动终端，用于远程控制以及数据传输。

本实施例中，参见图3，所述悬吊杆组件1包括第一吊杆11、设于第一吊杆11顶部的固定座12、设于第一吊杆11中部的电池框架13以及设于第一吊杆11底部的角度调节板15；所述第一吊杆11与固定座12通过螺栓固定连接，固定座12与墙面顶端或其他支撑面固定，使多旋翼无人飞机风场模拟试验台处于悬挂状态；所述电源嵌套于电池框架13内，电源的正极接线端141和负极接线端142分别通过电源线17与多通插座16相连接；所述多通插座16位于角度调节板15的上部，多通插座16上设有多组供电通道用于速度控制系统以及飞行控制系统的供电；所述角度调节板15上设有第一轴孔151和滑道152，所述悬吊杆组件1通过角度调节板15与转轴组件2铰接。

本实施例中，参见图4，所述转轴组件2包括第二吊杆21、挡板23、螺杆24、附件固定板25和螺母26；所述第二吊杆21上设有第二轴孔211和紧定把手212，转轴组件2通过第二吊杆21的第二轴孔211与角度调节板15的第一轴孔151铰接，所述紧定把手212的中心螺杆在角度调节板15的滑道152内移动，参见图7，用于模拟飞行俯仰角度；所述挡板23分为上挡板231和下挡板232，上挡板231固定连接在第二吊杆21的底端，上挡板231中间位置焊接螺杆24，所述下挡板232和附件固定板25通过螺母26安装在所述螺杆24上；述附件固定板25上安装有用于测试的液泵和喷杆；所述旋转组件3设于上挡板231和下挡板232之间，通过上挡板231和下挡板232装夹在螺杆24上。

本实施例中，参见图5，所述旋转组件3包括上转板31、轴套32以及下转板33；所述上挡板31和下挡板33通过沉头螺丝302分别固定在轴套32的上端和下端；上转板31和下转板33的中间位置对应设有第三轴孔301，所述螺杆24穿过第三轴孔301分别与上转板31、轴套32和下转板33套接，并通过螺母26锁紧，参见图8，可根据需要旋转角度以模拟无人机航向角变化；上转板31外端面固定有飞行控制模块34和姿态传感器35，所述姿态传感器34的指向方向与上转板31端面平行；所述上转板31与下转板33上设有多组辐射状安装孔318，优选的所述辐射状安装孔318设有18组，用以安装所述悬臂组件4。

本实施例中，所述飞行控制模块34采用拓攻t1飞控，所述姿态传感器35型号为mpu6000。

本实施例中，参见图6，所述悬臂组件4包括悬臂41、滑套42、旋翼44以及紧定螺丝45；所述速度控制系统包括高速无刷电机43、电子调速器47以及线束46；所述悬臂41的一端上设有第一通孔411和第二通孔412，悬臂41上的第一通孔411与第二通孔412通过螺丝与上转板31和下转板33上的辐射状安装孔318固定连接；所述悬臂41的另一端上设有滑套42，所述滑套42套接于悬臂41上可沿悬臂方向滑动，并通过所述紧定螺丝45进行固定；所述高速无刷电机43固定连接在滑套42上，高速无刷电机43通过线束46与设于悬臂一侧的电子调速器47相连接，电子调速器47的另一侧通过控制线52与飞行控制模块34相连接；高速无刷电机43上配套固定连接有所述旋翼44，所述电子调速器47与旋翼44的数量相对应。滑套42与悬臂41尺寸可根据不同试验要求进行模块化替换，同时高速无刷电机43与旋翼44也可以根据需要替换，单个电机转速可单独控制，电机转速、航向角、俯仰角等运行参数通过数据传输模块在手持终端上显示。

本实施例中，参见图9，所述旋翼组的旋翼44数量为四组、六组或八组。

本实施例中，所述多通插座上设有十个供电通道；其中，第一至第八供电通道161、162、163、164、165、166、167、168向所述电子调速器供电；第九供电通道1610向飞行控制模块和姿态传感器供电；第十供电通道1611向附件固定板上安装的喷杆供电。

本实施例中，所述电源为高性能聚合物锂电池14。

具体试验过程：

试验时，选取悬臂组件4数目为八组，按对应的辐射状安装孔318将其安装在旋转组件3的上转板31和下转板33上；然后将电子调速器47通过控制线52与飞行控制模块34对应连接，将第一至第八供电通道161、162、163、164、165、166、167、168与电子调速器47对应电连接，第九供电通道1610与飞行控制模块34和姿态传感器35电连接，第十供电通道1611与附件固定板25上的喷杆电连接；然后通过螺母26调节航向角，通过紧定把手212调整俯仰角，正确设定高速无刷电机43旋向与旋翼44的方向；安装完毕后先通过电源线17将多通插座16与高性能聚合物锂电池14正极连接，再连接负极，并在启动前通过手持地面站设定试验参数；试验结束时先拔下电池14正极，再拔下电池14负极。

以上所述的仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。