本發(fā)明涉及無人機能源效率提升與氣動布局優(yōu)化的裝置和方法，具體涉及一種檢測旋翼無人機氣動特性的裝置及檢測方法。

背景技術(shù)：

傳統(tǒng)的農(nóng)業(yè)植?？咳斯y帶農(nóng)藥噴霧器完成作業(yè)，勞動強度大，作業(yè)成本高，農(nóng)藥等資源利用率低，作業(yè)人員中毒幾率大，已經(jīng)不能適應(yīng)現(xiàn)代農(nóng)業(yè)發(fā)展模式。而無人機航空植保作業(yè)飛行高度低、藥物漂移量少、靈活性高，現(xiàn)在越來越受到政府與百姓的青睞。無人旋翼機的旋翼通過相對來流作用進行自轉(zhuǎn)，產(chǎn)生升力，具有載重量大、低空性強、造價低廉、結(jié)構(gòu)簡單、操控便捷、故障率低、安全性高等特點，因此無人旋翼機更能適應(yīng)農(nóng)業(yè)航空植保作業(yè)要求。旋翼作為主要的升力面，為旋翼機飛行及載重作業(yè)提供足夠的升力，所以研究旋翼系統(tǒng)在不同工作狀況下的氣動特性意義重大。旋翼機在起飛之前需要在地面進行預(yù)轉(zhuǎn)，為其起飛提供更多的能量和升力用于實現(xiàn)跳飛。旋翼自轉(zhuǎn)時產(chǎn)生一定的升力，同時也會產(chǎn)生功率消耗，合理的工作參數(shù)對于預(yù)轉(zhuǎn)升力的提升以及消耗功率的減小具有重要作用，因此有必要對旋翼進行預(yù)轉(zhuǎn)試驗研究，為尋求合理的工作參數(shù)組合和預(yù)轉(zhuǎn)動力電機的選型提供依據(jù)。研究旋翼機旋翼系統(tǒng)氣動特性對于無人旋翼機后期研制開發(fā)和其在農(nóng)業(yè)上的應(yīng)用具有重要意義。

隨著國家農(nóng)業(yè)部提倡研發(fā)高效精準環(huán)保多功能農(nóng)田作業(yè)裝備，越來越多的公司著手研發(fā)農(nóng)用無人機，導(dǎo)致市面上出現(xiàn)了大量不同類型，不同參數(shù)的農(nóng)用無人機，同時一些農(nóng)用無人機的弊端和缺點也漸漸的暴露出來，其中旋翼式無人機氣動布局不合理導(dǎo)致無人機操控難度加大，飛行不穩(wěn)定而墜機，及易造成財產(chǎn)損失和危害操控員的生命安全。因此，研究旋翼無人機氣動特性及氣動布局優(yōu)化能夠降低無人機操控難度，提高無人機飛行穩(wěn)定性，同時大大降低無人機墜機風險，保障作業(yè)人員財產(chǎn)及生命安全。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種檢測旋翼無人機氣動特性的裝置及檢測方法，通過旋翼無人機氣動特性檢測裝置能夠?qū)崟r檢測出無人機旋翼在不同參數(shù)下的預(yù)轉(zhuǎn)升力等氣動特性，通過氣動特性檢測方法可以測得并推算出無人機旋翼轉(zhuǎn)速、槳距角、前傾角等旋翼運動參數(shù)與旋翼預(yù)轉(zhuǎn)升力擬合的二次回歸方程，最后得到旋翼預(yù)轉(zhuǎn)消耗功率與旋翼運動參數(shù)擬合的二次回歸方程。

本發(fā)明的目的通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：

一種檢測旋翼無人機氣動特性的裝置，包括檢測臺、檢測臺機架、設(shè)置在檢測臺機架上端的槳轂、設(shè)置在槳轂上的無刷電機、用于調(diào)節(jié)槳轂俯仰位置且固定在檢測臺機架上的舵機、待檢測旋翼以及用于安裝旋翼的旋翼安裝架；其中：

所述槳轂包括由無刷電機驅(qū)動旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)軸、與檢測臺機架連接的下連接座、以轉(zhuǎn)動連接結(jié)構(gòu)連接在下連接座上并可相對下連接座作俯仰轉(zhuǎn)動的上連接座，其中，所述無刷電機固定在上連接座上，所述旋轉(zhuǎn)軸通過轉(zhuǎn)動結(jié)構(gòu)設(shè)置在上連接座上；所述舵機的動力輸出軸通過可驅(qū)動所述上連接座作俯仰運動的傳動機構(gòu)與上連接座連接；

所述旋翼安裝架包括用于與旋轉(zhuǎn)軸上端固定連接的中間連接件以及通過水平轉(zhuǎn)軸連接在中間連接件兩端的旋翼安裝片，所述旋轉(zhuǎn)軸的上端固定連接在中間連接件的中部，所述旋翼連接在旋翼安裝片上；

所述檢測臺機架通過拉壓力傳感器與檢測臺連接，該拉壓力傳感器與拉壓力顯示儀表連接；所述檢測臺上設(shè)有用于為無刷電機和舵機供電的動力電池以及用于接收信號并控制無刷電機和舵機工作的信號接收機，所述無刷電機與電子調(diào)速器連接，所述動力電池與無刷電機之間設(shè)有電流電壓表；所述槳轂上設(shè)有用于檢測旋翼轉(zhuǎn)速的霍爾傳感器，該霍爾傳感器與智能轉(zhuǎn)速表連接。

上述檢測旋翼無人機氣動特性的裝置的工作原理是：

通過調(diào)節(jié)旋翼安裝架上的旋翼安裝片和中間連接件的位置關(guān)系，可以調(diào)節(jié)固定在旋翼安裝片上的旋翼的槳距角a；向信號接收機發(fā)送信號，信號接收機接收到信號后將指令發(fā)送到與信號接收機相連的無刷電機和舵機，由無刷電機帶動旋翼旋轉(zhuǎn)，由舵機控制旋翼的前傾角b(具體是由舵機控制槳轂的前傾角b，由于所述旋翼安裝架的中間連接件與槳轂的旋轉(zhuǎn)軸上端固定，且所述旋翼分別固定在旋翼安裝架兩端的旋翼安裝片上，因此舵機控制槳轂的前傾角b也就是控制旋翼的前傾角b)；通過電子調(diào)速器控制無刷電機的轉(zhuǎn)速c，即可控制旋翼的轉(zhuǎn)速；通過霍爾傳感器和智能轉(zhuǎn)速表可以測量出并顯示旋翼的實時轉(zhuǎn)速，通過拉壓力傳感器和拉壓力顯示表可以測量出并顯示無人機升力，通過動力電池與無刷電機之間的電流電壓表即可測量出工作時的電流和電壓并計算得出相應(yīng)的功率?；谏鲜鰠?shù)，可以得出以下的測試結(jié)果：通過改變前傾角a，讓槳距角b和旋翼轉(zhuǎn)速c保持不變，即可測得并計算出不同前傾角對旋翼預(yù)轉(zhuǎn)升力的影響規(guī)律，對不同前傾角下旋翼預(yù)轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的升力進行方差分析，并且根據(jù)檢測的數(shù)據(jù)擬合出前傾角與預(yù)轉(zhuǎn)升力的二次回歸方程以及前傾角與消耗功率的二次回歸方程；同樣地，可以得出不同槳距角對旋翼預(yù)轉(zhuǎn)升力的影響規(guī)律以及相應(yīng)的回歸方程和不同旋翼轉(zhuǎn)速對旋翼預(yù)轉(zhuǎn)升力的影響規(guī)律以及相應(yīng)的回歸方程。

本發(fā)明的一個優(yōu)選方案，其中，所述檢測臺機架包括支撐架和固定在支撐架上的工作架；其中，所述支撐架與檢測臺之間設(shè)有多個限位導(dǎo)向組件，所述限位導(dǎo)向組件包括導(dǎo)向桿和限位件，其中，所述導(dǎo)向桿的底部與檢測臺固定連接，該導(dǎo)向桿向上穿過支撐架形成滑動連接，所述限位件設(shè)置在導(dǎo)向桿的頂端；所述拉壓力傳感器設(shè)置在支撐架和檢測臺之間。采用這樣結(jié)構(gòu)的檢測臺機架，一方面可以通過限位導(dǎo)向組件對旋翼無人機進行約束，防止旋翼無人機因意外而脫離檢測臺；另一方面，通過設(shè)置工作架，有利于檢測儀器的安裝，同時使得旋翼離地面有一定的距離，提高實驗的安全性。

本發(fā)明的一個優(yōu)選方案，其中，所述槳轂中，所述下連接座包括與工作架上端固定的第一固定板和設(shè)置在第一固定板兩側(cè)的第一側(cè)面連接板；所述上連接座包括第二固定板和設(shè)置在第二固定板兩側(cè)的第二側(cè)面連接板，該第二側(cè)面連接板與所述第一側(cè)面連接板通過轉(zhuǎn)動連接結(jié)構(gòu)連接；所述第二固定板上設(shè)有通孔，該通孔的下面設(shè)有軸承座，軸承座上設(shè)有單向軸承；所述旋轉(zhuǎn)軸安裝在單向軸承上，且旋轉(zhuǎn)軸的最下端高于下連接座的第一固定板。采用這樣結(jié)構(gòu)的槳轂，一方面能夠通過軸承座以及單向軸承，使旋轉(zhuǎn)軸固定在上連接座上并且只能單向轉(zhuǎn)動；另一方面，這樣結(jié)構(gòu)的槳轂結(jié)構(gòu)簡單，質(zhì)量輕，能夠降低工作時的能耗。

進一步地，所述無刷電機與旋轉(zhuǎn)軸之間通過齒輪傳動機構(gòu)連接，該齒輪傳動機構(gòu)包括與無刷電機主軸連接的主動齒輪以及與旋轉(zhuǎn)軸連接的從動齒輪。通過該結(jié)構(gòu)，可實現(xiàn)對無刷電機輸出動力進行減速并驅(qū)動旋轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，結(jié)構(gòu)緊湊，體積小。

本發(fā)明的一個優(yōu)選方案，其中，所述舵機與上連接座之間的傳動機構(gòu)包括設(shè)置舵機的動力輸出軸上的收卷輪、設(shè)在上連接座的第二側(cè)面連接板上的連接柱以及金屬絲，所述金屬絲的一頭纏繞在收卷輪上，另一頭連接在所述連接柱上。上述傳動機構(gòu)工作時，舵機通過帶動收卷輪轉(zhuǎn)動對金屬絲進行收卷，從而拉動上連接座作俯仰運動，實現(xiàn)對上連接座的俯仰角度的控制；該傳動機構(gòu)結(jié)構(gòu)簡單，質(zhì)量輕，便于裝配。此外，所述傳動機構(gòu)也可以采用連桿機構(gòu)、皮帶傳動機構(gòu)以及齒輪傳動機構(gòu)等。

本發(fā)明的一個優(yōu)選方案，其中，所述旋轉(zhuǎn)軸的上端設(shè)有與旋翼安裝架的中間連接件連接的u型塊，該u型塊上設(shè)有用于固定中間連接件的第一連接孔。通過u型塊的設(shè)置，便于旋翼安裝架的安裝，有利于旋翼安裝架更加穩(wěn)固地與旋轉(zhuǎn)軸連接，使得旋翼安裝架隨旋轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動而轉(zhuǎn)動；安裝時，中間連接件卡入到u型塊的u型槽中，并通過第一連接孔用螺釘將中間連接件固定到u型塊上。

本發(fā)明的一個優(yōu)選方案，其中，所述旋翼安裝架的中間連接件包括安裝架和設(shè)置在安裝架底部中間的連接塊；其中，所述安裝架包括兩個大小相同且上下設(shè)置的固定片，兩個固定片之間通過兩個固定柱固定連接；所述兩個固定片的兩端均設(shè)有“匚”字形連接片，該連接片上設(shè)有兩個用于與旋翼安裝片連接的連接孔；所述連接塊上設(shè)有用于與所述u型塊固定連接的第二連接孔。采用這樣結(jié)構(gòu)的旋翼安裝架，一方面可以減輕旋翼安裝架的重量，降低對旋翼旋轉(zhuǎn)的影響；另一方面，設(shè)置連接塊與u型塊配合，便于旋轉(zhuǎn)軸與旋翼安裝架的安裝。

本發(fā)明的一個優(yōu)選方案，其中，所述旋翼安裝架的旋翼安裝片包括側(cè)面連接板和兩個分別設(shè)置在側(cè)面連接板上端和下端的安裝片；其中，所述側(cè)面連接板上設(shè)有用于安裝在所述連接片上的第一安裝孔；所述安裝片上設(shè)有多個用于連接旋翼的第二安裝孔，多個第二安裝孔沿著旋翼安裝架的長度方向排列。采用這樣結(jié)構(gòu)的旋翼安裝片，能夠通過側(cè)面連接板上的第一安裝孔與所述連接片上的連接孔的配合安裝并通過螺栓連接，可以將旋翼固定在不同槳距角的位置上；另外，設(shè)有上下兩個安裝片，便于旋翼的安裝固定，同時，由于設(shè)置了多個第二安裝孔，可以將旋翼固定在不同的第二安裝孔上，從而改變兩旋翼之間的距離，以滿足不同的實驗要求。

一種應(yīng)用上述檢測無人機氣動特性的裝置的實現(xiàn)的檢測無人機氣動特性的方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟一、將無人機旋翼槳距角在0°-16°之間變化，無人機旋翼前傾角固定為m°，轉(zhuǎn)速固定為n轉(zhuǎn)/分鐘，在槳距角不斷變化時，測試并記錄無人機預(yù)轉(zhuǎn)升力；

步驟二、將無人機旋翼槳距角固定為h°，轉(zhuǎn)速固定為n轉(zhuǎn)/分鐘，將無人機旋翼前傾角不斷變化，測試并記錄無人機預(yù)轉(zhuǎn)升力；

步驟三、將無人機旋翼前傾角固定為m°，槳距角固定為h°，通過電子調(diào)速器控制無刷電機達到不同的旋翼轉(zhuǎn)速，每個轉(zhuǎn)速穩(wěn)定5s以上，測試并記錄每次轉(zhuǎn)速時無人機預(yù)轉(zhuǎn)升力。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有以下有益效果：

1、本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，操作簡便，自動化控制程度高，能夠通過舵機控制槳轂從而調(diào)節(jié)旋翼的傾斜角度，可以通過調(diào)節(jié)旋翼安裝架上的旋翼安裝片從而將旋翼調(diào)節(jié)在不同槳距角的位置上。

2、通過拉壓力傳感器、拉壓力顯示儀表、智能轉(zhuǎn)速表、信號接收機、霍爾傳感器等儀器能夠?qū)崿F(xiàn)實時顯示測量數(shù)據(jù)并且測量精度高。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一種檢測旋翼無人機氣動特性的裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為圖1中槳轂的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3為圖1中旋翼安裝架的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4-圖6為實驗過程中的預(yù)轉(zhuǎn)旋翼氣動力變化示意圖，其中，圖4為旋翼轉(zhuǎn)速和前傾角不變，槳距角改變時，預(yù)轉(zhuǎn)旋翼氣動力變化示意圖，圖5為旋翼轉(zhuǎn)速和槳距角不變，前傾角改變時，預(yù)轉(zhuǎn)旋翼氣動力變化示意圖，圖6為槳距角和前傾角不變，旋翼轉(zhuǎn)速改變時，預(yù)轉(zhuǎn)旋翼氣動力變化示意圖。

具體實施方式

下面結(jié)合實施例和附圖對本發(fā)明作進一步描述，但本發(fā)明的實施方式不僅限于此。

參見圖1-圖3，本實施例的一種檢測旋翼無人機氣動特性的裝置，包括檢測臺1、檢測臺機架2、設(shè)置在檢測臺機架2上端的槳轂3、設(shè)置在槳轂3上的無刷電機4、用于調(diào)節(jié)槳轂3俯仰位置且固定在檢測臺機架2上的舵機5、待檢測旋翼12以及用于安裝旋翼12的旋翼安裝架6；其中：

所述槳轂3包括由無刷電機4驅(qū)動旋轉(zhuǎn)的旋轉(zhuǎn)軸3-3、與檢測臺機架2連接的下連接座3-1、以轉(zhuǎn)動連接結(jié)構(gòu)連接在下連接座3-1上并可相對下連接座3-1作俯仰轉(zhuǎn)動的上連接座3-2，其中，所述無刷電機4固定在上連接座3-2上，所述旋轉(zhuǎn)軸3-3通過轉(zhuǎn)動結(jié)構(gòu)設(shè)置在上連接座3-2上；所述舵機5的動力輸出軸通過可驅(qū)動所述上連接座3-2作俯仰運動的傳動機構(gòu)與上連接座3-2連接；

所述旋翼安裝架6包括用于與旋轉(zhuǎn)軸3-3上端固定連接的中間連接件6-1以及通過水平轉(zhuǎn)軸連接在中間連接件6-1兩端的旋翼安裝片6-2，所述旋轉(zhuǎn)軸3-3的上端固定連接在中間連接件6-1的中部，所述旋翼12連接在旋翼安裝片6-2上；

所述檢測臺機架2通過拉壓力傳感器10與檢測臺1連接，該拉壓力傳感器10與拉壓力顯示表8連接；所述檢測臺1上設(shè)有用于為無刷電機4和舵機5供電的動力電池11以及用于接收信號并控制無刷電機4和舵機5工作的信號接收機14，所述無刷電機4與電子調(diào)速器連接，所述動力電池11與無刷電機4之間設(shè)有電流電壓器9；所述槳轂3上設(shè)有用于檢測旋翼12轉(zhuǎn)速的霍爾傳感器，該霍爾傳感器與智能轉(zhuǎn)速表7連接。

參見圖1-圖3，所述檢測臺機架2包括支撐架2-2和固定在支撐架2-2上的工作架2-1；其中，所述支撐架2-2與檢測臺1之間設(shè)有多個限位導(dǎo)向組件，所述限位導(dǎo)向組件包括導(dǎo)向桿2-22和限位件2-21，其中，所述導(dǎo)向桿2-22的底部與檢測臺1固定連接，該導(dǎo)向桿2-22向上穿過支撐架2-2形成滑動連接，所述限位件2-21設(shè)置在導(dǎo)向桿2-22的頂端；所述拉壓力傳感器10設(shè)置在支撐架2-2和檢測臺1之間。采用這樣結(jié)構(gòu)的檢測臺機架2，一方面可以通過限位導(dǎo)向組件對旋翼無人機進行約束，防止旋翼無人機因意外而脫離檢測臺1；另一方面，通過設(shè)置工作架2-1，有利于檢測儀器的安裝，同時使得旋翼12離地面有一定的距離，提高實驗的安全性。

參見圖1-圖3，所述槳轂3中，所述下連接座3-1包括與工作架2-1上端固定的第一固定板3-11和設(shè)置在第一固定板3-11兩側(cè)的第一側(cè)面連接板3-12；所述上連接座3-2包括第二固定板3-21和設(shè)置在第二固定板3-21兩側(cè)的第二側(cè)面連接板3-22，該第二側(cè)面連接板3-22與所述第一側(cè)面連接板3-12通過轉(zhuǎn)動連接結(jié)構(gòu)連接；所述第二固定板3-21上設(shè)有通孔，該通孔的下面設(shè)有軸承座3-4，軸承座3-4上設(shè)有單向軸承3-5；所述旋轉(zhuǎn)軸3-3安裝在單向軸承3-5上，且旋轉(zhuǎn)軸3-3的最下端高于下連接座3-1的第一固定板3-11。采用這樣結(jié)構(gòu)的槳轂3，一方面能夠通過軸承座3-4以及單向軸承3-5，使旋轉(zhuǎn)軸3-3固定在上連接座3-2上并且只能單向轉(zhuǎn)動；另一方面，這樣結(jié)構(gòu)的槳轂3結(jié)構(gòu)簡單，質(zhì)量輕，能夠降低工作時的能耗。

參見圖1-圖3，所述無刷電機4與旋轉(zhuǎn)軸3-3之間通過齒輪傳動機構(gòu)連接，該齒輪傳動機構(gòu)包括與無刷電機4主軸連接的主動齒輪以及與旋轉(zhuǎn)軸3-3連接的從動齒輪。通過該結(jié)構(gòu)，可實現(xiàn)對無刷電機4輸出動力進行減速并驅(qū)動旋轉(zhuǎn)軸3-3轉(zhuǎn)動，結(jié)構(gòu)緊湊，體積小。

參見圖1-圖3，所述舵機5與上連接座3-2之間的傳動機構(gòu)包括設(shè)置舵機5的動力輸出軸上的收卷輪、設(shè)在上連接座3-2的第二側(cè)面連接板3-22上的連接柱3-23以及金屬絲13，所述金屬絲13的一頭纏繞在收卷輪上，另一頭連接在所述連接柱3-23上。上述傳動機構(gòu)工作時，舵機5通過帶動收卷輪轉(zhuǎn)動對金屬絲13進行收卷，從而拉動上連接座3-2作俯仰運動，實現(xiàn)對上連接座3-2的俯仰角度的控制；該傳動機構(gòu)結(jié)構(gòu)簡單，質(zhì)量輕，便于裝配。此外，所述傳動機構(gòu)也可以采用連桿機構(gòu)、皮帶傳動機構(gòu)以及齒輪傳動機構(gòu)等。

參見圖1-圖3，所述旋轉(zhuǎn)軸3-3的上端設(shè)有與旋翼安裝架6的中間連接件6-1連接的u型塊3-6，該u型塊3-6上設(shè)有用于固定中間連接件6-1的第一連接孔6-14。通過u型塊3-6的設(shè)置，便于旋翼安裝架6的安裝，有利于旋翼安裝架6更加穩(wěn)固地與旋轉(zhuǎn)軸3-3連接，使得旋翼12安裝架6隨旋轉(zhuǎn)軸3-3轉(zhuǎn)動而轉(zhuǎn)動；安裝時，中間連接件6-1卡入到u型塊3-6的u型槽中，并通過第一連接孔6-14用螺釘將中間連接件6-1固定到u型塊3-6上。

參見圖1-圖3，所述旋翼安裝架6的中間連接件6-1包括安裝架和設(shè)置在安裝架底部中間的連接塊6-11；其中，所述安裝架包括兩個大小相同且上下設(shè)置的固定片6-12，兩個固定片6-12之間通過兩個固定柱6-13固定連接；所述兩個固定片6-12的兩端均設(shè)有“匸”字形連接片6-15，該連接片6-15上設(shè)有兩個用于與旋翼安裝片6-2連接的連接孔6-14；所述連接塊6-11上設(shè)有用于與所述u型塊3-6固定連接的第二連接孔6-14。采用這樣結(jié)構(gòu)的旋翼安裝架6，一方面可以減輕旋翼安裝架6的重量，降低對旋翼12旋轉(zhuǎn)的影響；另一方面，設(shè)置連接塊6-11與u型塊3-6配合，便于旋轉(zhuǎn)軸3-3與旋翼安裝架6的安裝。

參見圖1-圖3，所述旋翼安裝架6的旋翼安裝片6-2包括側(cè)面連接板6-24和兩個分別設(shè)置在側(cè)面連接板6-24上端和下端的安裝片6-21；其中，所述側(cè)面連接板6-24上設(shè)有用于安裝在所述連接片6-15上的第一安裝孔6-22；所述安裝片6-21上設(shè)有多個用于連接旋翼12的第二安裝孔6-23，多個第二安裝孔6-23沿著旋翼安裝架6的長度方向排列。采用這樣結(jié)構(gòu)的旋翼安裝片6-2，能夠通過側(cè)面連接板6-24上的第一安裝孔6-22與所述連接片6-15上的連接孔6-14的配合安裝并通過螺栓連接，可以將旋翼12固定在不同槳距角的位置上；另外，設(shè)有上下兩個安裝片6-21，便于旋翼12的安裝固定，同時，由于設(shè)置了多個第二安裝孔6-23，可以將旋翼12固定在不同的第二安裝孔6-23上，從而改變兩旋翼12之間的距離，以滿足不同的實驗要求。

參見圖1-圖3，本實施例中一種檢測旋翼12無人機氣動特性的裝置的工作原理是：

通過調(diào)節(jié)旋翼安裝架6上的旋翼安裝片6-2和中間連接件6-1的位置關(guān)系，可以調(diào)節(jié)固定在旋翼安裝片6-2上的旋翼12的槳距角a；向信號接收機14發(fā)送信號，信號接收機14接收到信號后將指令發(fā)送到與信號接收機14相連的無刷電機4和舵機5，由無刷電機4帶動旋翼12旋轉(zhuǎn)，由舵機5控制旋翼12的前傾角b(具體是由舵機5控制槳轂3的前傾角b，由于所述旋翼安裝架6的中間連接件6-1與槳轂3的旋轉(zhuǎn)軸3-3上端固定，且所述旋翼12分別固定在旋翼安裝架6兩端的旋翼安裝片6-2上，因此舵機5控制槳轂3的前傾角b也就是控制旋翼12的前傾角b)；通過電子調(diào)速器控制無刷電機4的轉(zhuǎn)速c，即可控制旋翼12的轉(zhuǎn)速；通過霍爾傳感器和智能轉(zhuǎn)速表7可以測量出并顯示旋翼12的實時轉(zhuǎn)速，通過拉壓力傳感器10和拉壓力顯示表8可以測量出并顯示無人機升力，通過動力電池11與無刷電機4之間的電流電壓器9即可測量出工作時的電流和電壓并計算得出相應(yīng)的功率?；谏鲜鰠?shù)，可以得出以下的測試結(jié)果：通過改變前傾角a，讓槳距角b和旋翼12的轉(zhuǎn)速c保持不變，即可測得并計算出不同前傾角對旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)升力的影響規(guī)律，對不同前傾角下旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的升力進行方差分析，并且根據(jù)檢測的數(shù)據(jù)擬合出前傾角與預(yù)轉(zhuǎn)升力的二次回歸方程以及前傾角與消耗功率的二次回歸方程；同樣地，可以得出不同槳距角對旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)升力的影響規(guī)律以及相應(yīng)的回歸方程和不同旋翼12的轉(zhuǎn)速對旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)升力的影響規(guī)律以及相應(yīng)的回歸方程。

參見圖1-圖6，本發(fā)明的應(yīng)用上述檢測無人機氣動特性的裝置實現(xiàn)的檢測無人機氣動特性的方法，包括以下步驟：

步驟一、向信號接收機14發(fā)送信號，信號接收機14將指令發(fā)送給無刷電機4，由無刷電機4帶動舵機5，舵機5通過帶動收卷輪轉(zhuǎn)動對上連接座3-2上的金屬絲13進行收卷，從而將固定在上連接座3-2上的旋轉(zhuǎn)軸3-3的前傾角固定為8°，即旋翼12的前傾角為8°；通過電子調(diào)速器調(diào)節(jié)無刷電機4，使得旋轉(zhuǎn)軸3-3的轉(zhuǎn)速固定為350r/min，即旋翼12的轉(zhuǎn)速為350r/min；通過調(diào)節(jié)旋翼安裝片6-2和連接片6-15的安裝角度，使得兩個旋翼12形成不同的槳距角，當槳距角分別為0°、4°、8°、12°、16°時，通過霍爾傳感器和智能轉(zhuǎn)速表7測量出旋翼12的實時轉(zhuǎn)速，通過拉壓力傳感器10和拉壓力顯示表8測量出壓力，通過動力電池11與無刷電機4之間的電流電壓器9即測量出工作時的電流和電壓并計算得出相應(yīng)的功率消耗值，最后通過測量得出的數(shù)據(jù)計算出不同槳距角對旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)升力的影響規(guī)律，對不同槳距角下旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的升力進行方差分析，并根據(jù)檢測的數(shù)據(jù)擬合出槳距角與預(yù)轉(zhuǎn)升力的二次回歸方程為：y＝-a1x²+b1x+c1，r²＝0.904；其中a1＝0.071，b1＝1.204，c1＝4.857；槳距角與消耗功率擬合出的二次方程為：y＝a5x+c5，r²＝0.98；其中a5＝1.710，c5＝13.71；結(jié)果如圖4所示；

步驟二、通過上述步驟一中調(diào)節(jié)旋翼12槳距角的方法，將旋翼12的槳距角固定為8°，通過上述步驟一中控制旋翼12轉(zhuǎn)速的方法，將旋翼12的轉(zhuǎn)速固定為350r/min，通過上述步驟一中調(diào)節(jié)旋翼12前傾角的方法，將旋翼12的前傾角調(diào)整為0°、3°、6°、9°、12°，根據(jù)步驟一中的測量方法，測得并計算出不同前傾角對旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)升力的影響規(guī)律，對不同前傾角下旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的升力進行方差分析，并根據(jù)檢測數(shù)據(jù)擬合出前傾角與預(yù)轉(zhuǎn)升力的二次回歸方程為：y＝-a2x²+b2x+c2，r²＝0.904；其中a2＝0.119，b2＝1.549，c2＝5.917；，前傾角與消耗功率擬合的二次方程為：y＝-a4x²+b4x+c4，r²＝0.90；其中a4＝0.219，b4＝3.40，c4＝13.00；結(jié)果如圖5所示；

步驟三、通過上述步驟一中調(diào)節(jié)旋翼12槳距角的方法，將旋翼12的槳距角固定為8°，通過上述步驟一中調(diào)節(jié)旋翼12前傾角的方法，將旋翼12的前傾角固定為6°，通過上述步驟一中控制旋翼12轉(zhuǎn)速的方法，將旋翼12的轉(zhuǎn)速調(diào)整為100r/min、200r/min、300r/min、400r/min，每個轉(zhuǎn)速穩(wěn)定在5s以上，根據(jù)步驟一中的測量方法，測得并計算出不同旋翼12轉(zhuǎn)速對旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)升力的影響規(guī)律，對不同旋翼12轉(zhuǎn)速下旋翼12預(yù)轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的升力進行方差分析，并根據(jù)檢測數(shù)據(jù)擬合出旋翼12轉(zhuǎn)速與預(yù)轉(zhuǎn)升力的二次回歸方程為：：y＝a3x+c3，r²＝0.990；其中a3＝0.026，c3＝3.100，旋翼12轉(zhuǎn)速與消耗功率擬合的二次方程為：其中a6＝10.7，b6＝0.003；結(jié)果如圖6所示。

上述為本發(fā)明較佳的實施方式，但本發(fā)明的實施方式并不受上述內(nèi)容的限制，其他的任何未背離本發(fā)明的精神實質(zhì)與原理下所做的改變、修飾、替代、組合、簡化，均應(yīng)為等效的置換方式，都包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。