扑翼飞行器高升力测量装置与测量方法

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扑翼飞行器高升力测量装置与测量方法
申请号	CN202310606074.9	申请日	2023-05-26	公开(公告)号	CN117168752A	公开(公告)日	2023-12-05
申请人	南通芯盟测试研究院运营管理有限公司;			发明人	周婷; 赵建龙; 葛玉卿; 刘婷;
摘要	本发明提供了一种扑翼飞行器高升力测量装置，具有依次连接的安装平台、滚动轴承转动装置、角度测量关节、连接线A、柔性测力单元、连接线B、飞行高升力单元；所述的柔性测力单元能够实现在一定范围内弹性变形；所述的角度测量关节，活动连接于滚动轴承转动装置上；高升力飞行升力单元上安装有飞行姿态感知系统，能够获取高升力单元的俯仰角、滚转角的测量，并能够实时数据回传至数据采集系统。本发明可以模拟飞行器扑翼频率变化引起的飞行抖动，实现飞行高升力单元的单自由度约束状态下高升力的测试。
权利要求	1.一种扑翼飞行器高升力测量装置，具有水平设置的安装平台和数据采集系统；其特征在于：安装平台之后依次连接：转动装置、角度测量关节、连接线A、柔性测力单元、连接线B、飞行高升力单元；所述的角度测量关节，连接于转动装置上，能够实现连接线A的飞行角度的动态测量，并能够将测量信号无线传输给数据采集系统；所述的柔性测力单元，用于实现飞行高升力单元传力路径上载荷的测量，并能够进行测量信号的无线传输给数据采集系统；所述的柔性测力单元能够实现在一定范围内弹性变形；所述的飞行高升力单元的升力大小，在柔性测力单元的弹性变化范围内。 2.如权利要求1所述的扑翼飞行器高升力测量装置，其特征在于：所述的转动装置为滚动轴承转动装置，其中心转动轴水平固定在安装平台上，使得滚动轴承能够在铅垂平面内自由旋转；所述的角度测量关节，活动连接于滚动轴承转动装置上。 3.如权利要求1或2所述的扑翼飞行器高升力测量装置，其特征在于：高升力飞行升力单元上安装有飞行姿态感知系统，能够实现精确的预设姿态/轨迹下飞行的姿态感知，获取高升力单元的俯仰角、滚转角的测量，并能够实时数据回传至数据采集系统。 4.如权利要求3所述的扑翼飞行器高升力测量装置，其特征在于：所述的飞行姿态感知系统，能够分别针对扑翼飞行系统悬停状态与水平飞行状态，将数据采集系统获得的数据进行处理，实现飞行高升力单元单自由度半约束，悬停飞行状态或者绕轴飞行状态下的升力动态监测。 5.一种采用权利要求1所述的扑翼飞行器高升力测量装置的测量方法，其特征在于：高升力单元处于悬停飞行状态下，升力的计算表达式如下：；或者，高升力单元处于绕轴旋转飞行状态下，升力的计算表达式如下：。
说明书全文	扑翼飞行器高升力测量装置与测量方法技术领域 [0001] 本发明属于飞行器的升力测量技术。背景技术 [0002] 人类飞行梦想及其实现灵感来源于动物自由飞行，扑翼飞行器是人类实现飞行梦想的途径之一，扑翼飞行动力学研究是扑翼飞行器研究的重要内容。建立飞行结构参数、气动参数以及动力参数的映射关系，开展设计参数空间的联合优化，是扑翼飞行器扑翼升力研究的一个重要方向，也是飞行器轻量化和高效化研究的基础。高升力单元扑翼升力测试是扑翼升力设计与优化的重要手段。扑翼飞行器升力测试研究方面，开发精度更高、更接近飞行状态的测试装置，是众多研究机构进行扑翼飞行器测试能力建设方面的重要关注点之一。 [0003] 为了提高飞行升力的测量精度，减少系统误差，专利CN106742054B一种扑翼测量平台，采用两个传感器分别测量单方向力，避免了多维力传感器测量时带来的各方向力耦合产生的误差。专利CN108639377A 一种飞行器升力测试装置及方法，采用多个分布在底座上的夹紧单元使飞行器紧固在底座上，实现垂直方向的升力测试。专利CN104198152B一种扑翼飞行器升力测试装置及其测试方法，实现了结构紧凑大范围高准确度测量，但其使用的连接方式是刚性的摆杆。专利US8353199 一种无人飞行器多自由度测量平台，采用弹簧实现飞行升力与重力的平衡，实现了小型与微型飞行器的测量，并且实现了飞行器的多自由度飞行下的测量，由于多个自由度被约束，与真实飞行环境还存在一定的差距。 [0004] 在柔性测力方面，专利CN106441073A 一种用于大变形和触觉压力测量的介电柔性传感器，由上下双层可导电柔性电极材料，中间层绝缘硅橡胶弹性体材料构成，形成一个电容回路，单层结构拉伸后可以产生至少300％的应变，通过电容变化来测量大变形位移量，实现柔性测力技术。 [0005] 申请号 202010783933.8的发明一种扑翼微型飞行器平均升力与翼运动同步测量平台包括光学平台、竖直支撑杆、水平支撑杆、支撑杆连接件、飞行器夹具、电子秤，挡风板和3台高速摄像机及相机固定支架。该发明中飞行器被硬性连接，多个自由度被约束，与真实飞行环境差异较大。 [0006] 现有技术的缺陷：目前关于扑翼飞行器高升力单元飞行升力的测试，主要是基于多自由度约束刚性连接进行升力测试，使得测量环境与真实飞行环境存在较大的差异，测量过程会引入系统性误差。且升力测试过程中无法模拟实际飞行过程中的飞行环境变化以及本体抖动对飞行升力的影响，制约了扑翼飞行系统性能的进一步提升。发明内容 [0007] 发明目的：本发明为了克服现有升力测量装置刚性测力中飞行器机动性不强的问题，公开了一种扑翼飞行器高升力测量装置与测量方法。在飞行升力测试过程不引入过约束带来的干扰，同时实现更接近飞行环境下的飞行高升力单元高升力实时测量，可以实现高升力单元的单自由度约束准飞行状态下的升力测试。 [0008] 技术方案：本发明的扑翼飞行器高升力测量装置，有下列元件依次连接组成：安装平台、滚动轴承转动装置、角度测量关节、连接线A、柔性测力单元、连接线B、飞行高升力单元。所述的安装平台成水平安装；所述的滚动轴承转动装置的转动轴水平固定在安装平台上，可在铅垂平面内自由旋转。 [0009] 所述的角度测量关节，安装于滚动轴承转动装置上，可实现连接线A的飞行角度的动态测量，并可将测量信号无线传输给数据采集系统。同时可将滚动轴承转动装置安装座固定到飞行测试环境的水平安装平台上，以实现飞行引线的角度测量。 [0010] 所述的连接线A、连接线B均具有高拉伸强度、质量轻的特点。采用轻质连接线可实现飞行高升力单元仅在传力方向上的平动自由度约束，避免其他自由度的约束。 [0011] 所述的柔性测力单元，用于实现飞行高升力单元传力路径上载荷的测量，并可进行测量信号的无线传输。柔性测力单元可以实现在一定范围内弹性变形（弹性变形为可逆变形，其数值大小与外力成正比，其比例系数称为弹性模量，材料在弹性变形范围内，弹性模量为常数。不会非可逆的塑性变形，不会断裂；且优选为线性弹性变形，服从虎克定律，应变随应力瞬时线性变化，便于构建数学模型由计算机程序计算获得准确的数据），满足飞行高升力单元在传力路径上一定范围内抖动的模拟。 [0012] 所述的飞行高升力单元主要用于产生大于起飞重量的升力；最大升力沿传力路径上的分力，在柔性测力单元的弹性变化范围内，避免对柔性测力单元的损坏。飞行高升力单元的升力大小，在柔性测力单元的弹性变化范围内，测量过程中可不受限于有效载荷的限制，实现在柔性传感器测力范围内进行实时动态调整与测量。 [0013] 所述的飞行姿态感知系统，安装于高升力飞行升力单元上，可实现精确的预设姿态/轨迹下飞行的姿态感知，获取高升力单元的俯仰角、滚转角的测量，并可实现实时数据回传。所述的飞行姿态感知系统，针对扑翼飞行系统悬停状态与水平飞行状态，采用数据处理方法，可实现高升力飞行升力单元单自由度半约束、准飞行环境、不同飞行状态下的升力动态监测。 [0014] 另外，该发明采用连接线B实现扑翼飞行器与柔性测力单元的连接，再通过连接线A实现柔性测力单元与安装座上的角度测量关节相连。 [0015] 在扑翼飞行器飞行过程中，针对扑翼飞行器执行任务所需面对的两种典型场景，即悬停飞行状态与水平飞行状态，需要测试扑翼系统不同的运动轨迹对应的扑翼升力特性，以便开展运动空间与动力空间联合优化，提升高性能升力单元的的优化设计。 [0016] 在进行飞行器升力单元测试的过程中，传统的测试方法是采用刚性连接的测试系统，将飞行器高升力单元固定于测试台架上，仅模拟飞行升力产生机构运动，以此来进行升力的模拟与测试。该测试方法中，由于飞行器高升力单元被固定到测力平台上，多个自由度受到约束，刚性约束如果出现飞行升力传力路径与测力方向不一致的时候，会产生系统性误差，影响测试精度。同时，刚性连接难以考虑飞行器高升力单元在实际飞行过程中由于扑翼频率较低等因素产生的飞行抖动等干扰因素，尽管近期有过一些采用可随高升力单元飞行状态变化上下移动的测试平台，以考虑飞行器高升力单元在高度方向可移动的情况，但是该测力框架，仍属于刚性约束。 [0017] 本发明有益效果：本发明采用柔性化测力单元进行桥接，利用柔性测力单元的可伸缩性，可以模拟飞行器扑翼频率变引起的飞行过程中升力变化而引起的飞行抖动，实现高升力飞行升力单元的单自由度约束准飞行状态下的测试。与传统刚性结构连接相比，该发明采用的测力方案飞行机动性更高，有效避免刚性测力装置多自由度约束引入的系统误差，使得测试环境更接近飞行器实际飞行状态，并且可以有效研究飞行过程中的飞行状态变化带来的影响。 [0018] 同时，结合柔性测力单元拉力、高升力单元重力、飞行角度以及高升力单元的俯仰角、滚转角，对飞行高升力单元进行受力分析，实现该状态下飞行高升力单元高升力动态监测，测试过程中可反映环境扰动性，测试数据可为飞行状态下的闭环控制提供数据基础，对于提升扑翼飞行系统的高升力气动机理研究与闭环反馈控制具有重要意义。 [0019] 本发明引入可变性柔性测力单元、角度测量关节以及飞行高升力单元姿态感知单元，围绕环境干扰因素带来的飞行升力不稳定问题以及测试装置引入的系统测试误差，提出扑翼飞行系统高升力单元多自由度升力测量装置与方法，用于提升飞行高升力单元单自由度半约束准飞行环境高升力动态测量，对扑翼飞行器的研发具有重要应用价值。附图说明 [0020] 图1 为本发明涉及的扑翼飞行系统高升力单元多自由度升力测量装置；图2 为本发明涉及的扑翼飞行系统高升力单元多自由度飞行升力测量数据采集系统；图3为本发明涉及的扑翼飞行系统高升力单元悬停飞行状态下的受力示意图；图4为本发明涉及的扑翼飞行系统高升力单元绕轴飞行状态下的受力示意图；其中，Ω是阻抗值，r表示坐标系的角度变化，β0是当阻抗值最大且阻抗值随角度变化的梯度最大时的磁倾角的角度；图5 为本发明涉及的扑翼飞行系统高升力单元多自由度飞行升力测量流程；图中公式的含义是：找到灰度图上Ω阻抗值最大且阻抗值随角度变化的梯度最大时的磁倾角的角度，就是β0。 [0021] 图中，1安装平台、2滚动轴承转动装置、3角度测量关节、4连接线A、5柔性测力单元、6连接线B、7高升力单元、8 飞行姿态感知系统组成。 [0022] 具体实施方式：如图1所示扑翼飞行器高升力测量装置，安装连接关系如下：安装平台主要实现滚动轴承转动装置的固定，作为飞行角度测量的基准，其安装水平度会直接影响飞行角度的测量精度，因此需要在安装过程中保证其水平度。滚动轴承转动装置安装于安装平台上，可在圆周方向实现自由旋转，满足传力路径通过转动中心。角度测量关节安装于滚动轴承转动装置上，可随着滚动轴承转动装置绕轴自由旋转，并可进行测量信号无线回传，实现飞行牵引线角度的测量。 [0023] 采用连接线A进行角度测量关节与柔性测力单元的连接，使得传力路径在除连接线长度方向以外无其他约束，仅可实现在传力方向上的约束。柔性测力单元用于实现飞行高升力传力路径上的载荷测量，并可进行测量信号的无线回传，根据飞行过程中高升力的波动，柔性测力单元可在一定范围内实现弹性变形，避免传力路径上的刚性约束，实现对真实飞行状态下拍频较低时产生的飞行抖动进行模拟。 [0024] 采用连接线B连接柔性测力单元与飞行高升力单元，使得传力路径在除连接线长度方向以外无其他约束，仅可实现在传力方向上的约束。飞行高升力单元，作为测试对象，其主要用于产生大于起飞重量的升力，以满足高升力单元在飞行环境下的测试。同时，其最大高升力沿传力路径上的分力，满足在弹性测力单元的的弹性变化范围内变化，避免测量过程中分力过大造成柔性测力单元失效。 [0025] 飞行姿态感知系统，安装于飞行高升力单元上，可实现飞行高升力单元俯仰角、滚转角的测量，并可进行测量信号的无线回传。依据该测力装置的飞行传感参数测量，基于本发明专利提出的测量参数的计算方法，可以实现飞行高升力单元单自由度半约束准飞行环境升力动态测量。 [0026] 基于以上测试系统，为了得到实时测量的升力数据，需要在扑翼飞行系统高升力单元多自由度高升力测量装置的基础上，基于动态测量数据无线采集系统。如图2所示，滚转角、俯仰角、飞行角度、传感器测量力Fc。获取、、以及的实时同步数据，针对不同的飞行状态，对飞行高升力单元进行受力分析，实现该状态下飞行高升力单元高升力动态测量。其中，滚转角是指扑翼飞行系统绕轴旋转时旋转轴与垂直方向的夹角；俯仰角表示飞行升力FL与旋转轴的夹角。 [0027] 飞行模式一：在扑翼飞行系统高升力单元处于悬停飞行状态下，高升力单元受力如图3所示，考虑到飞行升力、重力、连接线拉力共面，可建立高升力单元飞行体的受力平衡方程，；其中，高升力单元重力与连接线拉力方向的夹角与飞行连接线飞行角度之间互余，可通过以下方式获得，；对以上表达式进行处理后可以获得升力的计算表达式如下：；飞行模式二：在扑翼飞行系统高升力单元处于绕轴旋转飞行状态下，高升力单元受力如图4所示，考虑到飞行升力、重力、连接线拉力共不共面，建立高升力单元飞行体的受力平衡方程，；其中，高升力单元重力与连接线拉力方向的夹角与飞行连接线飞行角度之间互余，可通过以下方式获得，；对以上表达式进行处理后可以得到升力的计算表达式如下：；实际测试工程中，采用扑翼飞行器高升力单元多自由度升力测量装置，根据所述的不同飞行状态下的升力计算方法，可以实现飞行高升力飞行升力单元单自由度半约束准飞行环境升力动态测量。 [0028] 具体实施例：实施例 [0029] 在飞行模式一的情况下，按照如图5所示的流程，进行飞行器高升力单元悬停状态下的升力测量。考虑到采用橡胶复合材料柔性测力单元，在飞行测试前，先启动测试装置，包括角度传感单元、姿态感知单元以及基于水凝胶的柔性测力单元以及数据采集系统，进行测试单元试飞，开展无线数据传输系统的数据通信，验证系统工作的正常性以及数据传输的可靠性。待数据验证均正常后，降落无人系统高升力单元与测试平台，等待正式测量，并对初始测量数据进行置零。 [0030] 在飞行测试过程中，首先启动扑翼高升力飞行测量单元，实现测量单元的正常起飞，在柔性测力单元处于拉应力状态即大于0后，开始启动数据实时计算过程，并对动态测量数据进行同步记录、计算及分析。需要注意的是扑翼高升力飞行器处于悬停状态，避免扑翼与连接线的缠绕，损伤试验对象。在进行测试的过程中，使传感器测量力Fc始终为正拉力，柔性测力单元可实现飞行器位置抖动量级的变形，且保持在弹性变化范围内。角度传感器的数据、传感器测量力Fc以及姿态感知滚转角采用实时同步回传的方式回传到数据采集与处理单元，通过对实时回传的数据，采用本专利所属的数据处理方法，可以实时得飞行升力的实时动态数据采集、计算及分析处理。实施例 [0031] 在飞行模式二的情况下，按照如图5所示的流程，进行飞行器高升力单元绕轴飞行状态下的升力测量。在飞行测试前，先启动测试装置，包括角度传感单元、姿态感知单元以及基于水凝胶的柔性测力单元以及数据采集系统，进行测试单元试飞，开展无线数据传输系统的数据通信，验证系统工作的正常性以及数据传输的可靠性。待数据验证均正常后，降落无人系统高升力单元与测试平台，等待正式测量，并对初始测量数据进行置零。 [0032] 在进行测试的过程中，飞行状态下，使传感器测量力Fc始终为正拉力，柔性测力单元可实现飞行器位置抖动量级的变形，且保持在弹性变化范围内。角度传感器的数据、传感器Fc测量力以及姿态感知滚转角、俯仰角，采用实时同步传输的方式回传到数据采集与处理单元，通过对实时回传的数据，采用本专利所属的数据处理方法，可以实时得飞行升力的实时动态数据采集、计算及分析处理。实施例 [0033] 本实施例替换实施例一中所述橡胶复合材料柔性测力单元，采用弹簧测力单元进行测试，实现超出柔性测力单元测量范围以外的升力测量。实施例 [0034] 本实施例替换实施例二中所述橡胶复合材料柔性测力单元，采用弹簧测力单元进行测试，实现超出柔性测力单元测量范围以外的升力测量。 [0035] 实施例五（对比实施例）：采用刚性测力单元替换柔性测力单元，实现飞行过程中单自由度完全约束与半约束测量的对比。 [0036] 通过上述1‑4的实施例与对比实施例比较，结合柔性测力单元拉力、高升力单元重力、飞行角度以及高升力单元的俯仰角、滚转角，对飞行高升力单元进行受力分析，对该状态下飞行高升力单元高升力动态监测。与对比实施例五的传统刚性结构连接相比，可以发现，该发明采用柔性化测力单元进行桥接，利用柔性测力单元的可伸缩性，可以模拟飞行器扑翼频率变引起的飞行过程中升力变化而引起的飞行抖动，实现高升力飞行升力单元的单自由度约束准飞行状态下的测试。测力方案飞行机动性更高，有效避免刚性测力装置多自由度约束引入的系统误差，使得测试环境更接近飞行器实际飞行状态。