一种分布式电推进无人机的推力实时测试系统及方法
技术领域
本发明属于无人机
技术领域
，具体涉及一种无人机的推力实时测试系统及方法。背景技术
随着空中交通的快速发展，航空货运、城市通航等航空运输业带来的环境问题也亟待解决，人们正努力寻找替代传统化石燃料的解决方案。美国和欧盟也纷纷对下一代商用飞机在燃料消耗，噪声控制污染物排放等方面提出了新的要求，并制定了发展目标。在多/全电飞机技术发展的基础上，电推进技术成为飞机动力系统电气化的重要发展方向，有望进一步提高飞机动力系统的飞行气动效率和燃料经济性，以及减少噪声和污染物的排放。
相较于传统的集中式推进方式，分布式电推进将集中式的单个大功率发动机或电机系统分解为总功率相同的数个小功率电机分布式推进系统后，整个动力系统的功率密度和效率基本不变，这种方式能够有效地提升推进系统的涵道比，同时系统的能量管理控制更为灵活、容错性能更好，能够有效提升动力装置性能，改善燃油消耗率。此外分布式推进系统的各个涵道风扇能够更为方便地融入机身，使得飞机的气动效率更高。考虑到分布式电推进飞机在飞行过程中完成飞行姿态变化需要通过分布在机身不同位置的推进器产生不同的推力来完成，因此在飞行过程中推进器产生推力的实时测试技术就显得非常重要。目前在航空领域国际上对推力测试的方法主要有以下几种：
车载测试平台测试方法：将涵道风扇和调速器等电推进系统的组件安装在车载移动测试平台上，移动的车载测试平台可以模拟气流特性。同时电推进系统的测试装置采用高频数据采集系统以及传感器来完成对推力的测试工作。这种方法虽然能够替代风洞实验，但是无法得到飞行过程中的实时推力数据。
使用铰链或是线性轴承和应变测力传感器的推力测试方法：将推进单元安装在第一块板子上，第二块板子则安装在机身上。通过铰链与第二块板子的底部相连，并在两块板子的上沿安装应变测力传感器，以测量铰链的力矩，从而测量推进单元产生的推力。这种方法可以实时测试推力，但铰链的感应力矩会使测量结果出现一定误差。将铰链用线性轴承替代则可以解决感应力矩带来的问题，但仍然存在轴承中摩擦力、测力传感器的线性度与准确性对测量结果的影响。
对喷管矢量推力的测试：主要是在风洞试验中对喷管的推力特性进行测试研究，其目的主要是测量出喷管的推力大小和推力偏转角度。利用嵌入喷流模拟器内的喷管天平开展了喷流推力特性测量的技术方法研究。采用空气桥技术设计了专用的天平校准架，结合外置校准天平，提出了组合式的喷管天平推力修正方法。但此种方法对于涵道风扇作为推进单元的推进系统不适用。
还有一种导向平台侧推力装置：通过在测试平台上设置导向结构，使安装在导向结构上的涵道风扇可以沿导向结构自由移动在测试平台上一端设置测力装置，将涵道风扇与测力装置通过连接件连载，在涵道风扇移动时测力装置即可测出当前的推力。但这种测力平台无法在飞机实际飞行时进行实时的推力测量。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种分布式电推进无人机的推力实时测试系统及方法，包括电推进器地面测试系统和机载电信号实时采集系统；首先设计电推进器地面测试系统的地面实验台，通过进行地面测试获取推力曲线，再通过曲线拟合获得所测推进器的力效函数关系；然后设计机载电信号实时采集系统，对每个推进单元的电参数进行实时的采集；最后设计实时推力估算方法，用所采集到的数据对无人机飞行时各个推进器所产生的实时推力进行估算。本发明的实时推力测试系统及估算方法具有较高的测试精度，能够在地面站实时获得分布式电推进无人机各个推进单元的实时推力数据。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：
一种分布式电推进无人机的推力实时测试系统，包括电推进器地面测试系统和机载电信号实时采集系统；
所述电推进器地面测试系统包括测试台架、测力装置和可编程电源；无人机推进单元安装在测试台架上；所述可编程电源按照推进单元的外特性曲线进行输出，为推进单元供电；所述测试台架置于测力装置上进行归零校准，完成校准之后可编程电源为推进单元供电，推进单元开始工作；记录可编程电源的不同输出对应的不同推力数据，根据记录的数据绘制推力-功率曲线；
所述机载电信号实时采集系统包括核心控制板、电源系统、电压调理电路、电流调理电路和电流传感器；
所述核心控制板基于STM32进行数据的采集和处理；
所述电压调理电路采用高精度运算放大器，将输入电压衰减至核心控制板的A/D接口额定电压范围；系统待测电压信号由A/D接口进入核心控制板的采集芯片，核心控制板通过RS232接口将所采集到的电压数据传输到无人机数传系统，通过无人机数传系统将数据实时返回地面站；
所述电流调理电路通过电流传感器将所测推进单元的电流信号转化为电压信号，经过衰减后达到核心控制板的A/D接口额定电压范围并输入核心控制板；核心控制板将所测推进单元的电流信号由数传系统实时返回地面站；
所述电源系统提供±15V和5V两种形式供电，±15V为电压调理电路和电流调理电路中的运算放大器供电，5V为电流传感器以及核心控制板供电。
优选地，所述电源系统采用模块化设计，方便安装于无人机机身之中为机载电信号实时采集系统供电。
优选地，所述电源系统安装在机身中，通过防反接插头和排线连接到机载电信号实时采集系统其他电路中。
优选地，所述电压调理电路和电流调理电路安装在无人机机翼中靠近动力段的位置以便于精确采集各个推进单元的电流和电压信号。
一种分布式电推进无人机的推力实时估算方法，包括如下步骤：
步骤1：在地面站对机载实时测试系统采集到的数据进行滤波，将采集到的数据中奇异点滤掉；
步骤2：根据推力-功率曲线，进行曲线拟合得到推力与功率的函数关系，如式(1)所示：
T(P)＝a×P2+b×P+c (1)
其中，P表示功率a、b、c分别为拟合系数，T(P)表示推力；
步骤3：通过机载电信号实时采集系统实时采集到的电流和电压参数计算出实时电功率数值，将实时计算出的电功率数值带入式(1)中，估算得到推进单元实时产生的推力数据。
本发明的有益效果如下：
本发明系统各部分电路均采用模块化设计，具有体积小、重量轻的特点，易于安装在机翼靠近推进单元的位置；
本发明的实时推力测试系统及估算方法具有较高的测试精度，能够在地面站实时获得分布式电推进无人机各个推进单元的实时推力数据。
附图说明
图1为本发明推进单元实时推力测试流程图。
图2为本发明电推进器地面测试系统原理图。
图3为本发明电推进器地面测试系统测试台架示意图。
图4为本发明机载电信号实时采集系统电路原理图。
图5为本发明STM32核心板PCB图。
图6本发明电流调理电路PCB图。
图7为本发明电压调理电路PCB图。
图8为本发明电源系统PCB图。
图9为本发明机载推进单元电参数实时测试系统安装图。
图10为本发明实施例一个飞行架次推力估算曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
本发明为了解决现有技术中各种测试方法所面临的问题，设计了一款体积小、轻量化的分布式电推进无人机机载实时电参数测试系统，适用于分布式电推进系统各个推进单元的电参数测试，可以安装在分布式电推进无人机上使用。该系统以stm32微控制器芯片为核心，采用了模块化的设计，方便安装在机翼中靠近动力段的位置，以达到精确采集各个推进单元电流、电压等电参数信号的目的。
通过采集各个推进单元的实时电参数信号数据来对各个推进器实时产生的推力进行间接估算，从而为分布式电推进飞机实现省去舵机的姿态控制方法和飞控手段提供数据参考基础。
电推进单元的实时推力测试的流程如图1所示，主要包括电推进器的地面测试系统、机载电信号实时采集系统以及推力实时估算方法。
具体的工作流程如下：
(1)设计电推进器地面测试系统的地面实验台，通过进行地面测试获取推力曲线，再通过曲线拟合获得所测推进器的力效函数关系；
(2)设计机载电信号实时采集系统，对每个推进单元的电参数进行实时的采集；
(3)设计实时推力估算方法，用所采集到的数据对无人机飞行时各个推进器所产生的实时推力进行估算。
一种分布式电推进无人机的推力实时测试系统，包括电推进器地面测试系统和机载电信号实时采集系统；
如图2和图3所示，所述电推进器地面测试系统包括测试台架、测力装置和可编程电源；无人机推进单元安装在测试台架上；所述可编程电源按照推进单元的外特性曲线进行输出，为推进单元供电；所述测试台架置于测力装置上进行归零校准，完成校准之后可编程电源为推进单元供电，推进单元开始工作，该台架可以测试被测推进器不同电功率所产生的推力数据；记录可编程电源的不同输出对应的不同推力数据，根据记录的数据绘制推力-功率曲线；
如图4所示，所述机载电信号实时采集系统包括核心控制板、电源系统、电压调理电路、电流调理电路和电流传感器；
所述核心控制板基于STM32进行数据的采集和处理；针对分布式电推进无人机，推进系统每一个动力段均设计一块基于STM32的核心板，来进行数据的采集处理；
所述电压调理电路采用高精度运算放大器，将输入电压衰减至核心控制板的A/D接口额定电压范围；系统待测电压信号由A/D接口进入核心控制板的采集芯片，核心控制板通过RS232接口将所采集到的电压数据传输到无人机数传系统，通过无人机数传系统将数据实时返回地面站；
所述电流调理电路通过电流传感器将所测推进单元的电流信号转化为电压信号，经过衰减后达到核心控制板的A/D接口额定电压范围并输入核心控制板；核心控制板将所测推进单元的电流信号由数传系统实时返回地面站；
所述电源系统提供±15V和5V两种形式供电，±15V为电压调理电路和电流调理电路中的运算放大器供电，5V为电流传感器以及核心控制板供电。
一种分布式电推进无人机的推力实时估算方法，包括如下步骤：
步骤1：在地面站对机载实时测试系统采集到的数据进行滤波，将采集到的数据中奇异点滤掉；
步骤2：根据推力-功率曲线，进行曲线拟合得到推力与功率的函数关系，如式(1)所示：
T(P)＝a×P2+b×P+c (1)
其中，P表示功率a、b、c分别为拟合系数，T(P)表示推力；
步骤3：通过机载电信号实时采集系统实时采集到的电流和电压参数计算出实时电功率数值，将实时计算出的电功率数值带入式(1)中，估算得到推进单元实时产生的推力数据。
机载电信号实时采集系统的PCB电路图分别如图5-图8所示。各部分电路均采用模块化设计，具有体积小、重量轻的特点，易于安装与机翼靠近推进单元的位置。整个实时推力测试系统及估算方法具有较高的测试精度，能够在地面站实时获得分布式电推进无人机各个推进单元的实时推力数据。
具体实施例：
将所设计的机载推进单元电参数实时测试系统安装在由24个涵道风扇提供推力的分布式电推进无人机上，安装方式如图9所示；对无人机一个飞行架次飞行时的实时电参数数据进行测试采集，由采得的数据进行实时推力估算，所估算的推力曲线如图10所示；所估算的推力误差较小，估算方法以及硬件系统的设计达到了期望的效果。
