本发明涉及无人机单旋翼系统气动特性测试技术领域,具体涉及一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置及其测试方法。
背景技术：
在人类的深空探测发展历程中，从未停止对可能存在原始生命、水源、适宜人类生存的近地星球的探索。在太阳系中，火星与地球位置相邻并存在相似的物理体积、稀薄的大气层、昼夜交替变化、四季变迁等特征，被认为是较可能存在原始生命并可能适宜人类生存的地外星球。目前，对火星的研究扔处于探测阶段，主要采用向火星发射环绕卫星、火星漫游车等方式进行火星环境探测，然而火星表面复杂的地形结构、错综复杂的环形山极大地限制了火星车的工作范围。研制一种用火星车释放的小型火星无人机，用于协助火星车探测周围环境、进行远距离火星土壤样本采集等任被认为是一种必要的手段。旋翼式火星无人机具有垂直起降、低速稳定飞行、姿态易控制等优势，成为了火星无人机的研究重点。然而，火星的压力、温度、气体成分与地球截然不同，旋翼在低雷诺数、高马赫数环境的升阻特性研究存在大量空白。目前的旋翼特性测试装置工作环境为大气，难以实现低压、低温条件下测量对旋翼的低升力、小扭矩特性进行测量。
综上所述，现有的旋翼升阻特性测试装置存在难以实现模拟火星大气环境并测量旋翼系统的小升力、低扭矩测量，适用性差且测量误差大，只能用于地球无人机旋翼系统的升阻特性评估的问题。
技术实现要素：
本发明的目的是为了解决现有的旋翼升阻特性测试装置存在难以实现模拟火星大气环境并测量旋翼系统的小升力、低扭矩测量，适用性差且测量误差大，只能用于地球无人机旋翼系统的升阻特性评估的问题，进而提供一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置及其测试方法。
本发明的技术方案是：
一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置，它包括火星大气环境模拟装置、多组冷凝脂模块、旋翼运动模块和升阻特性测试模块，火星大气环境模拟装置包括真空泵组、工业计算机、真空罐、二氧化碳瓶和舱门，真空罐的外形为圆柱状的罐状空心结构，真空罐的外壁设有舱口，所述真空罐的舱口处安装舱门，真空泵组和二氧化碳瓶分别与真空罐的外壁连接，工业计算机通过线缆与所述气动特性测试装置的各元器件连接，多组冷凝脂模块均布于火星大气环境模拟装置的真空罐的内壁，旋翼运动模块与升阻特性测试模块连接布置于火星大气环境模拟装置的真空罐的中心。
进一步地，火星大气环境模拟装置还包括两组真空规，两组真空规均安装在真空罐的外壁上。
进一步地，火星大气环境模拟装置的二氧化碳瓶与真空罐之间设有比例阀。
进一步地，冷凝脂模块的数量为三组，三组冷凝脂模块均布于火星大气环境模拟装置的真空罐的内壁，每组冷凝脂模块包括冷凝脂和冷凝脂电机，冷凝脂的下端与冷凝脂电机连接，冷凝脂电机与火星大气环境模拟装置的真空罐内壁固接。
进一步地，旋翼运动模块包括测试旋翼、外置高速无刷电机和电机底座，测试旋翼、外置高速无刷电机和电机底座由上至下顺次排布，测试旋翼转动安装在外置高速无刷电机的上端输出轴上，外置高速无刷电机的下端通过螺钉与电机底座固接。
进一步地，旋翼运动模块还包括光电传感器和光电传感器座，光电传感器、电传感器座和电机底座由上至下顺次排布，光电传感器通过螺钉与电传感器座固接，电传感器座通过螺钉与电机底座固接。
进一步地，升阻特性测试模块包括支撑立柱、拉力传感器和扭矩传感器，支撑立柱、拉力传感器、扭矩传感器由上至下顺次连接，支撑立柱的上端用于支撑旋翼运动模块，扭矩传感器与火星大气环境模拟装置的真空罐的底面连接。
一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置的测试方法，所述方法包括以下步骤：
步骤一、火星大气环境模拟装置的真空处理：
首先，通过真空泵组对真空罐进行抽真空处理，当真空罐内压力降低至10-2pa时，真空泵组停止工作；
步骤二、火星大气环境模拟装置的二氧化碳气体注入：
开启比例阀，二氧化碳瓶通过比例阀向真空罐内加入二氧化碳气体，直到真空罐内压力升高至600pa，关闭比例阀，此时真空罐内气体为二氧化碳气体；
步骤三、调整火星大气环境模拟装置内的气压值：
通过真空泵组与比例阀相互配合，调整真空罐内气压值，直到真空罐内气体压力与目标压力在误差范围内一致；
步骤四、冷却处理：
三组冷凝脂模块的冷凝脂电机驱动冷凝脂旋转并与旋翼运动模块的测试旋翼平行，冷凝脂对测试旋翼周围气体环境进行冷却，直至真空罐内气体温度与目标温度在误差范围内一致，冷却温度值为–60℃，冷凝脂电机驱动冷凝脂恢复至起始位置；至此，火星大气环境模拟装置完成了气体环境的模拟，火星大气环境模拟的整个过程中，两组真空规对真空罐内压力进行实时监控；
步骤五、驱动测试旋翼：
当火星大气环境模拟装置完成气体环境模拟后，旋翼运动模块的外置高速无刷电机驱动测试旋翼高速旋转，测试旋翼产生沿竖直方向的升力与扭矩；
步骤六、升阻特性测试模块的测试：
位于旋翼运动模块底端的升阻特性测试模块的拉力传感器、扭矩传感器分别对升力与扭矩进行测量，从而获得测试旋翼的升阻特性。
本发明与现有技术相比具有以下效果：
1、本发明的一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置结构设计科学合理，火星大气环境模拟装置通过真空泵组对真空罐进行抽真空，通过布置于真空罐上的真空规对真空罐内压力进行测量，真空泵、真空规、比例阀形成压力闭环控制，保证真空罐内压力值与目标压力值在误差范围内一致。火星大气环境模拟装置满足对单旋翼升阻特性测量的气体压力环境要求，模拟方式新颖、误差低。
2、本发明的一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置的火星大气环境模拟装置通过均布在真空罐内壁的三组冷凝脂模块对被测旋翼周围气体环境进行降温，实现真空罐内温度与目标温度在误差范围内一致。火星大气环境模拟装置满足对单旋翼工作环境的气体温度要求，温度控制方式新颖、误差低。
3、本发明的工作介质为二氧化碳，真空罐作为升阻特性测试装置的工作环境，使用过程安全可靠，无污染，适于普遍推广使用。
4、本发明的一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置的旋翼运动模块与升阻特性测试模块的压力传感器、扭矩传感器依次连接，实现对旋翼系统升阻特性的直接测量。旋翼运动模块与升阻特性测试模块采用直接连接方式，结构紧凑，可靠性高，误差低。
5、本发明通过样品多次试验可知，本发明可模拟低真空1–104pa、低温度–60℃环境，并对翼展1.0m以内的单旋翼系统在0–6000r/min转速范围进行气动特性测试。
6、本发明通过样品多次试验可知，本发明在所处气体环境压力指标稳定的情况下，升力测量误差小于0.05n，扭矩测量误差小于0.5mn·m。
附图说明
图1是本发明的主视图；图2是图1的俯视图；图3是冷凝脂模块的主视图；图4是旋翼运动模块与升阻特性测试模块的轴测图；图5是旋翼运动模块的主视图；图6是升阻特性测试模块的主视图。
具体实施方式
具体实施方式一：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式的一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置，它包括火星大气环境模拟装置1、多组冷凝脂模块2、旋翼运动模块3和升阻特性测试模块4，火星大气环境模拟装置1包括真空泵组1-1、工业计算机1-2、真空罐1-4、二氧化碳瓶1-6和舱门1-7，真空罐1-4的外形为圆柱状的罐状空心结构，真空罐1-4的外壁设有舱口，所述真空罐1-4的舱口处安装舱门1-7，真空泵组1-1和二氧化碳瓶1-6分别与真空罐1-4的外壁连接，工业计算机1-2通过线缆与所述气动特性测试装置的各元器件连接，多组冷凝脂模块2均布于火星大气环境模拟装置1的真空罐1-4的内壁，旋翼运动模块3与升阻特性测试模块4连接布置于火星大气环境模拟装置1的真空罐1-4的中心。
具体实施方式二：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式的火星大气环境模拟装置1还包括两组真空规1-3，两组真空规1-3均安装在真空罐1-4的外壁上。如此设置，两组真空规1-3对真空罐1-4内部气体压力进行实时测量并通过真空泵组1-1的抽气与二氧化碳瓶1-6的充气实现真空罐1-4内的压力调控。准确快速的实现火星大气环境模拟的气压要求。其它组成和连接关系与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：结合图2说明本实施方式，本实施方式的火星大气环境模拟装置的二氧化碳瓶1-6与真空罐1-4之间设有比例阀1-5。如此设置，二氧化碳瓶1-6将二氧化碳通过比例阀1-5加入真空罐1-4内部。合理的实现火星大气环境模拟的气体成分要求。其它组成和连接关系与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：结合图3说明本实施方式，本实施方式的冷凝脂模块2的数量为三组，三组冷凝脂模块2均布于火星大气环境模拟装置1的真空罐1-4的内壁，每组冷凝脂模块2包括冷凝脂2-1和冷凝脂电机2-2，冷凝脂2-1的下端与冷凝脂电机2-2连接，冷凝脂电机2-2与火星大气环境模拟装置1的真空罐1-4内壁固接。如此设置，三组冷凝脂模块2均布于真空罐1-4内壁面，同时对安装于真空罐1-4中心的旋翼运动模块3周围气体进行冷却。高效准确的实现火星大气环境模拟的气温要求。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二或三相同。
具体实施方式五：结合图4和图5说明本实施方式，本实施方式的旋翼运动模块3包括测试旋翼3-1、外置高速无刷电机3-2和电机底座3-4，测试旋翼3-1、外置高速无刷电机3-2和电机底座3-4由上至下顺次排布，测试旋翼3-1转动安装在外置高速无刷电机3-2的上端输出轴上，外置高速无刷电机3-2的下端通过螺钉与电机底座3-4固接。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三或四相同。
具体实施方式六：结合图4和图5说明本实施方式，本实施方式的旋翼运动模块3还包括光电传感器3-3和光电传感器座3-5，光电传感器3-3、电传感器座3-5和电机底座3-4由上至下顺次排布，光电传感器3-3通过螺钉与电传感器座3-5固接，电传感器座3-5通过螺钉与电机底座3-4固接。如此设置，光电传感器3-3对外置高速无刷电机3-2的转速进行实时测量并通过闭合控制对外置高速无刷电机3-2的转速进行调整。准确快速实现旋翼系统的目标转速要求。。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四或五相同。
旋翼运动模块3、升阻特性测试模块4和真空罐1-4由上至下依次连接，旋翼运动模块3与升阻特性测试模块4采用直接连接方式，结构紧凑，可靠性高，误差低，提高了旋翼运动模块3与升阻特性测试模块4的谐振频率，从而避免测试旋翼3-1在旋转过程中与旋翼运动模块3、升阻特性测试模块4产生谐振现象。
具体实施方式七：结合图4和图6说明本实施方式，本实施方式的升阻特性测试模块4包括支撑立柱4-1、拉力传感器4-2和扭矩传感器4-3，支撑立柱4-1、拉力传感器4-2、扭矩传感器4-3由上至下顺次连接，支撑立柱4-1的上端用于支撑旋翼运动模块3，扭矩传感器4-3与火星大气环境模拟装置1的真空罐1-4的底面连接。如此设置，旋翼运动模块3通过升阻特性测试模块4的支撑立柱4-1实现测试旋翼3-1远离真空罐1-4的底面，消除边界效应对测试旋翼3-1产生气流的影响。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五或六相同。
具体实施方式八：结合图1至图6说明本实施方式，本实施方式的一种旋翼式火星无人机单旋翼系统气动特性测试装置的测试方法，所述方法包括以下步骤：
步骤一、火星大气环境模拟装置1的真空处理：
首先，通过真空泵组1-1对真空罐1-4进行抽真空处理，当真空罐1-4内压力降低至10-2pa时，真空泵组1-1停止工作；
步骤二、火星大气环境模拟装置1的二氧化碳气体注入：
开启比例阀1-5，二氧化碳瓶1-6通过比例阀1-5向真空罐1-4内加入二氧化碳气体，直到真空罐1-4内压力升高至600pa(与火星气压相近)，关闭比例阀1-5，此时真空罐1-4内气体为二氧化碳气体；
步骤三、调整火星大气环境模拟装置1内的气压值：
通过真空泵组1-1与比例阀1-5相互配合，调整真空罐1-4内气压值，直到真空罐1-4内气体压力与目标压力在误差范围内一致；
步骤四、冷却处理：
三组冷凝脂模块2的冷凝脂电机2-2调整安装在冷凝脂电机2-2上的冷凝脂2-1，使得冷凝脂2-1与旋翼运动模块3的测试旋翼3-1平行，冷凝脂2-1对测试旋翼3-1周围气体环境进行冷却，直至真空罐1-4内气体温度与目标温度在误差范围内一致，冷却温度值为–60℃；至此，火星大气环境模拟装置1完成了气体环境的模拟，火星大气环境模拟的整个过程中，两组真空规1-3对真空罐1-4内压力进行实时监控；
步骤五、驱动测试旋翼3-1：
当火星大气环境模拟装置1完成气体环境模拟后，旋翼运动模块3的外置高速无刷电机3-2驱动测试旋翼3-1高速旋转，测试旋翼3-1产生沿竖直方向的升力与扭矩；
步骤六、升阻特性测试模块4的测试：
位于旋翼运动模块3底端的升阻特性测试模块4的拉力传感器4-2、扭矩传感器4-3分别对升力与扭矩进行测量，从而获得测试旋翼3-1的升阻特性。
工作原理：
起始阶段，真空泵组1-1、比例阀1-5、外置高速无刷电机3-2均处于停止状态。大气环境模拟装置1的真空泵组1-1开启并对真空罐1-4进行抽真空，当真空罐1-4内压力降低至10-2pa时，真空泵组1-1停止工作。比例阀1-5开启，二氧化碳瓶1-6通过比例阀1-5向真空罐1-4内加入二氧化碳气体，直到真空罐1-4内压力升高至600pa(与火星气压相近)时，比例阀1-5停止工作，此时真空罐1-4内气体为二氧化碳气体，这与火星大气的二氧化碳比例一致。
进一步地，真空泵组1-1、比例阀1-5、真空规1-4形成的闭环控制系统相互配合，调整真空罐1-4内气压值，直到真空罐1-4的压力值与目标压力在误差范围内一致。
进一步地，三组冷凝脂模块2的冷凝脂电机2-2驱动冷凝脂2-1旋转并与旋翼运动模块3的测试旋翼3-1平行，对测试旋翼3-1周围气体环境进行冷却，直到达到火星环境的温度值(–60℃左右)。冷凝脂电机2-2驱动冷凝脂2-1恢复至起始位置。火星大气环境模拟的整个过程中，两组真空规1-3对真空罐1-4内压力进行实时监控。
进一步地，升阻特性测试模块4的旋翼运动模块3的外置高速无刷电机3-2驱动测试旋翼3-1高速旋转，产生沿竖直方向的升力与扭矩。位于旋翼运动模块3底端的升阻特性测试模块4的拉力传感器4-2、扭矩传感器4-3分别对升力与扭矩进行测量，从而获得测试旋翼3-1的升阻特性。