本实用新型涉及对无人机姿态解算和控制方面的实验平台，尤其涉及一种多旋翼无人机姿态解算及控制实验平台。
背景技术：
在多旋翼无人机的研制过程中，需要通过大量的仿真或实验来验证无人机机械结构、控制系统配置、姿态解算算法，飞行控制算法等方面的合理性和可靠性。进行真机实验，一是成本过高，实验初期往往由于各种原因造成样机损坏，增加研发成本；二是容易发生安全事故，研发初期，样机的性能往往很不稳定，容易不受控制发生坠机事故，可能造成人身威胁；三是真机实验中若出现样机损坏故障等情况，会花费较多时间对样机进行软硬件调试，修理等，延长研发时间。通过实验平台可初步验证姿态解算、控制算法的正确性，出现问题也能快速调整参数，而且不会出现坠机等安全事故。与纯数值仿真相比，实验平台更直观和真实。
在多旋翼无人机的研发中，姿态解算算法的研究是十分关键的一环。姿态解算就是通过陀螺仪、加速度计等惯性传感器测得无人机在空间中的姿态数据，并通过姿态解算算法对惯性传感器中的数据进行融合、处理，以获得最终的飞行器估计姿态。然而姿态估计的效果往往通过数值仿真来验证，缺乏实验验证平台。
现在研究机构和高校不仅研究四旋翼无人机，通常还研究其他数量旋翼的多旋翼无人机，甚至异形机架无人机等，缺乏通用的实验装置。
技术实现要素：
针对上述现有技术存在的缺陷或不足，本实用新型的目的在于，提供一种多旋翼无人机姿态解算及控制实验平台，以用于对多旋翼无人机姿态解算和姿态控制算法进行实验验证。
为了实现上述目的，本实用新型采取如下的技术解决方案：
一种多旋翼无人机姿态解算及控制实验平台，包括螺旋桨，无刷直流电机，飞行控制器，接收机，电子调速器，可拆卸多旋翼机架，万向节，电位计，套筒，支腿，底板，数据采集板卡和上位计算机；其特征在于，所述螺旋桨安装在无刷直流电机的转子上，无刷直流电机、电子调速器、接收机以及飞行控制器固连于可拆卸多旋翼机架上，其中，无刷直流电机与电子调速器相连，电子调速器另一端连接飞行控制器，接收机与飞行控制器间通过连线相连；飞行控制器还连接上位计算机；
所述可拆卸多旋翼机架通过螺栓连接在万向节上，使得可拆卸多旋翼机架可以做空间中三自由度转动，万向节的竖直轴通过轴承与套筒连接；在万向节三个旋转轴处，分别连接有三个电位计，三个电位计均连接于数据采集板卡上；万向节三个旋转轴处的旋转角度，通过电位计测量并送给数据采集板卡进行处理，数据采集板卡与上位计算机相连接；
所述支腿上端焊接在套筒上，支腿下端与底板焊接在一起。
本实用新型的其它特点是：
所述的万向节由T形轴、内层框架和外层框架三部分组成，其中，T形轴的竖直轴可以在套筒中转动而不能沿套筒轴向移动，内层框架可以绕T形轴的水平轴转动，外层框架可以绕内层框架中的轴转动，可以实现空间中三自由度的旋转。
所述万向节的外层框架上布置四个攻有外螺纹的立柱，可拆卸式多旋翼机架通过螺母与该立柱固连。
所述可拆卸多旋翼机架根据旋翼数量的不同，分为四旋翼机架或六旋翼机架。
所述无刷直流电机通过螺钉连接于可拆卸多旋翼机架上，电子调速器通过扎带固定于可拆卸多旋翼机架上，飞行控制器和接收机通过海绵胶固定于可拆卸多旋翼机架之上。
所述的飞行控制器主要由惯性测量单元、微控制器组成。
所述底板上设有通孔，通过地脚螺栓固定于地面，限制整个试验台在空间中三个方向的平动，保证可拆卸多旋翼机架在空间内只能做三自由度转动。
所述可拆卸多旋翼机架的姿态被惯性测量单元测得，经微控制器处理后送至上位计算机中；同时，所述的三个电位计测得的可拆卸多旋翼机架姿态数据经过数据采集板卡处理后也送入上位计算机中，通过上位计算机比较、分析两组数据，验证姿态解算算法的有效性。
本实用新型的多旋翼无人机姿态解算及控制实验平台，与现有技术相比，优点在于：
(1)将多旋翼机架部分设计成可拆卸式，并且以螺栓结构与万向节相连，拆卸方便，可以适用于不同数量旋翼的多旋翼无人机，甚至是异形结构的无人机的研究，整个实验平台柔性好，可以充分满足高校或研究所的研究需求。
(2)现有无人机实验平台多使用关节轴承，但使用关节轴承无法直接测得无人机机架姿态角，本实用新型所设计的万向节结构简单，同时在万向节三个旋转轴轴端均装有电位计，可以直接测量无人机机架的姿态角。
(3)飞行控制器与上位计算机相连，可通过上位机监视飞行器状态，并能实时的修改飞行控制器中的姿态解算和飞行控制算法并下载到飞行控制器中，方便反复验证。
(4)飞行控制器测得的姿态角数据和电位计测得的姿态角数据被送至上位计算机中，电位计测得姿态角数据可作为真实姿态角与飞控测得姿态角相比较，方便的验证姿态解算算法的有效性。
(5)该多旋翼无人机姿态解算及控制实验平台，不仅可以方便的进行姿态解算算法的实验验证，同时配备有电机、螺旋桨，电子调速器、接收机、飞行控制器等部件，也可以进行飞行器调参或飞行控制算法验证实验，具有多功能性。
(6)通过地脚螺栓将整个实验平台固连于地面，限制了无人机的空间中的平动，消除了真机实验中坠机的风险，减少事故的发生，从而降低研发成本。
附图说明
图1是本实用新型的多旋翼无人机姿态解算及控制实验平台的结构示意图。
图2是万向节结构示意图。
图3是四旋翼机架结构示意图。
图4是六旋翼机架结构示意图。
图1中的标记分别表示：1、螺旋桨，2、无刷直流电机，3、飞行控制器，4、接收机，5、电子调速器，6，可拆卸多旋翼机架，7、万向节，8、电位计，9、套筒，10、支腿，11、底板，12、数据采集板卡，13、上位计算机。
图2中的标记分别表示：71、立柱，72、外层框架，73、内层框架，74，T形轴。
下面结合附图和实施例对本实用新型做进一步的详细说明。
具体实施方式
如图1所示，本实施例给出一种多旋翼无人机姿态解算及控制实验平台，包括螺旋桨1，无刷直流电机2，飞行控制器3，接收机4，电子调速器5，可拆卸多旋翼机架6，万向节7，电位计8，套筒9，支腿10，底板11，数据采集板卡12，上位计算机13。
所述螺旋桨1安装在无刷直流电机2的转子上，无刷直流电机2、电子调速器5、接收机4以及飞行控制器3固连于可拆卸多旋翼机架6上，其中，无刷直流电机2与电子调速器5相连，电子调速器5另一端连接飞行控制器3，接收机4与飞行控制器3间通过连线相连；飞行控制器3还连接上位计算机13，实现信息交互。
所述可拆卸多旋翼机架6通过螺栓连接在万向节7上，使得可拆卸多旋翼机架6可以做空间中三自由度转动，万向节7的竖直轴通过轴承与套筒9连接；在万向节7三个旋转轴处，分别连接有三个电位计8，三个电位计8均连接于数据采集板卡12上；万向节7三个旋转轴处的旋转角度，通过电位计8测量并送给数据采集板卡12进行处理，数据采集板卡12与上位计算机13相连接；
所述支腿10上端焊接在套筒9上，支腿10下端与底板11焊接在一起。
参见图2，所述的万向节7由T形轴74、内层框架73和外层框架72三部分组成，其中，T形轴74的竖直轴可以在套筒9中转动而不能沿套筒9轴向移动，内层框架73可以绕T形轴74的水平轴转动，外层框架72可以绕内层框架73中的轴转动，故外层框架72可以实现空间中三自由度的任意旋转。
所述万向节7的外层框架72上布置四个攻有外螺纹的立柱71，可拆卸式多旋翼机架6中设有四个相应的通孔，可通过螺母与立柱71固连。
所述可拆卸多旋翼机架6根据旋翼数量的不同，分为多种类型，如图3的四旋翼机架和图4的六旋翼机架，用作不同旋翼数量的多旋翼无人机的实验。
所述无刷直流电机2通过螺钉连接于可拆卸多旋翼机架6上，电子调速器5通过扎带固定于可拆卸多旋翼机架6上，飞行控制器3和接收机4通过海绵胶固定于可拆卸多旋翼机架6之上。
本实施例中，所述的飞行控制器3主要由惯性测量单元(IMU)、微控制器(MCU)组成。
所述底板11上设有通孔，通过地脚螺栓固定于地面，限制整个试验台在空间中三个方向的平动，保证可拆卸多旋翼机架6在空间内只能做三自由度转动。
所述可拆卸多旋翼机架6的姿态被惯性测量单元测得，经微控制器处理后送至上位计算机13中；同时，所述的三个电位计8测得的可拆卸多旋翼机架6姿态数据经过数据采集板卡12处理后也送入上位计算机13中，通过上位计算机13比较、分析两组数据，验证姿态解算算法的有效性。
具体实验步骤描述如下，首先选择需要的多旋翼机架种类，按照所述实验方案，完成多旋翼无人机姿态解算及控制实验平台的机械部分和电气部分连接；接收机4接受来自遥控器的信号并送至飞行控制器3中，飞行控制器3中的惯性测量单元(IMU)测得飞行器的姿态数据，经飞行控制器3中微控制器(MCU)处理计算产生相应输出信号送至电子调速器5，通过电子调速器5改变无刷直流电机2转速，进而改变相应螺旋桨1产生的升力，从而控制飞行器的飞行姿态；飞行控制器3与上位计算机13相连，飞行器飞行姿态等相关信息通过串口送至上位计算机13中；同时，电位计8连接于万向节7旋转轴处，可拆卸多旋翼机架6通过螺栓固连于万向节7上，故万向节7可直接测出飞行器的飞行姿态角，电位计8测得姿态角数据经数据采集板卡12处理后送入上位计算机13，最终经上位机算计13对所有获得数据分析处理，可得到相应图表或数据，以此评价所采用的姿态解算算法或姿态控制算法的有效性。在上位机算机13中可随时修改相应的算法，并实时下载到飞行控制器3中，进行反复实验。