微小型电动无人机动力系统试验台的设计与实现

2022-09-10

动力系统是无人机的心脏, 微小型电动无人机的动力系统由80A电子调速器、1KW外转子无刷直流电动机、5串3并聚合物锂离子电池组合和12x9三叶螺旋桨等部件组成。电动机与螺旋桨采用直接驱动方式。通过调节遥控设备输出端的脉冲宽度信号 (PWM) 的占空比控制电机的扭矩和转速, 最终控制动力系统的实际输出功率。

本文针对某电动无人机的动力系统, 设计了一套自动测量台架系统, 并测试了电动机的外特性, 针对电动机的最佳效率点进行螺旋桨的匹配试验, 最后完成了电池组合的放电性能试验。

1 试验台的组成和结构

该试验台由力矩测量传感器、拉力测量传感器、机械支撑结构、防护网、仪表箱、飞行数据记录仪和遥控设备组成, 原理框图见图1。全系统布置见图2。

传感器和机械支撑部分固定在仪表箱上, 仪表箱前端安装的是80A外转子无刷电动机和12x8三叶螺旋桨, 防护网设计是为了保护试验人员的人身安全。仪表箱正面露出四个仪表窗口, 用以安装扭矩和拉力传感器数字显示仪表和电压电流表, 背面挖空以利于散热和仪表安装, 仪表箱固定安装于桌面, 与飞行数据记录仪通过机载电缆连接。

该试验台采用直接测量拉力和反扭矩的方法。机械支撑结构用一个直线滚动轴承支撑电机的固定轴, 约束电机在转轴平面内的运动, 使之可以灵活地轴向滑动和转动, 尽可能减小拉力和扭矩的磨擦损失。

电机安装座轴、拉力传感器、静态扭矩传感器按顺序用转接件串联起来, 安装在一个钢质支架上。各子系统的性能参数如下。

1.1 拉力传感器

拉力传感器的弹性体为三片梁、复合悬臂梁结构, 结构小巧, 用于拉伸力和压缩力测量;精度高, 性能稳定可靠, 安装使用方便;拉式或压式承载。拉力传感器自带3位小数精度的数字显示仪表, 电气连接采用5芯圆型电连接器, TTL信号传输, 带屏蔽电缆[1]。测量范围0kg～5kg, 输出灵敏度1.5～2.0m V/V, 工作电压12VDC。

1.2 静态扭矩传感器

静态扭矩传感器采用电阻应变式原理, 精度高, 性能稳定可靠。低量程扭矩测量, 安装使用方便。一端为键 (通槽) 连接, 一端为法兰盘连接。AKC-11自带3位小数精度的数字显示仪表, 电气连接采用4芯圆型电连接器, TTL信号传输, 带屏蔽电缆[2]。测量范围0Nm～2Nm, 输出灵敏度1.0～2.0m V/V, 工作电压12～18VDC。

1.3 飞行数据记录仪

飞行数据记录仪是无人机试飞中各项飞行参数实时数据采集、存储和分析的专用工具。它实时采集飞机当前的空速、高度、GPS、电动机转速、油门信号、电池放电电流、电池放电电压和陀螺等传感器数据[3]。飞行记录仪由计算机和传感器组成。

1.4 油门遥控设备

油门遥控设备采用Futaba9CHP专用航模遥控器和对应的接收机, 通过推拉油门调节杆, 控制电位计的输出电压, 由专用电路转换成频分多址的无线电信号。接收机接收无线电信号并解码, 通过油门控制线向电子调速器发送占空比变化的PWM信号, 由此控制电动机的输出功率。油门曲线的线性度 (油门大小变化率) 可以在遥控器内设置[4]。

2 试验内容

2.1 电机特性试验

在固定负载情况下, 通过控制电机的输入功率, 来测量不同输入功率状态下螺旋桨产生的扭矩和电机的转速值, 根据扭矩、转速与功率之间的关系得到对应输入功率状态下的实际可用功率[5]。

P 1= (2×p i/6 0) ×n×T (3-1)

P1为实际功率, n为转速, T为转矩 (扭矩)

P=V×I (3-2)

P为总功率, V为电池端电压, I为电池端电流

η=P 1/P (3-3)

η为动力系统输出效率

式3～1为电机的实际输出功率, 式3～2为动力系统的总输出功率, 两式相除即得到式3～3为动力系统的输出效率。其中的功率损耗有机械系统的摩擦损耗、螺旋桨的空气动力损耗、电机运转和电池放电的热损耗等。

2.2 螺旋桨匹配试验

台架试验中我们选择三种螺旋桨作为电动机的输出负载, 尺寸分别为三叶桨12X9、13X8和两叶桨16X12, 实际飞行中使用的是12X9三叶桨, 调节油门至外特性试验中相对应的扭矩点, 测试动力系统在带桨状态下的实际输出功率。

2.3 电池放电性能试验

电动无人机的动力电池采用5串3并的聚合物锂离子电池组合, 电池单体容量为7Ah, 电池组合总重量1.8kg。电池放电性能试验旨在考核电池的最大放电输出功率能否满足起飞段900W的总功率需求, 以及电池容量能否满足飞机1h的巡航时间要求。

按飞行试验中爬升段和巡航段的平均功率, 调节油门大小, 在地面模拟空中飞行状态调节总功率, 飞行数据记录仪实时记录电池组合的容量消耗, 以考核动力电池的放电性能。试验段划分为以下几段。

起飞A段:900W总功率工作3分钟。

巡航B段:700W总功率工作10分钟。

巡航C段:300W总功率工作50分钟。

3 试验结果

在试验台完成调试后, 总共进行了22次试验。试验结果如下。

3.1 电机特性试验

由图3和图4可知, 电动机的输出功率随着电池电压的提升而增加, 在18.5V额定工作电压下, 功率范围在100W至700W之间。在21V最大工作电压下, 其最大功率可达到1000W, 说明实际测试值与电机技术指标相符, 达到设计要求, 而且全工作行程内电机的效率均在80%以上, 说明其热损耗小, 温升特性较好。

3.2 螺旋桨匹配试验

配桨试验数据见图5和图6。

由图5和图6可知:配桨试验与电机外特性试验在相同扭矩点的实际输出功率偏差在100～150W的数量级。结合图3和图6可知:巡航段 (扭矩0.32N.m, 功率300W) 12×9三叶桨的动力系统效率应在75%左右, 大马力段 (扭矩0.8 N.m, 功率700W) 12×9三叶桨的动力系统效率在80%左右。

3.3 电池放电性能试验

从图7可知:放电时间共计52min, 在第52min后, 输入功率、电流和电压急速下降, 调节油门无反应, 此时电池组合放电性能已达到极限。

其中A段消耗容量0.192Ah, B段消耗容量6.745Ah, C段消耗容量13.352Ah, 累计消耗容量20.289Ah, 平均放电电压17.18V, 实际消耗能量348.57Wh, 放电效率89.72%。

从试验数据可以看出, 电池组合能保证A段前3min输出900W的功率, 说明电池的最大放电电流能达到45A以上, 电池组合满容量的最大放电功率满足飞机起飞段功率输出要求。

电池组合全流程放电时间为50min左右, 与设计指标相差10min, 由于地面工作状态、飞行工作状态的试验工况有一定的差异, 应与飞行试验电池放电参数进行对比分析。

4 结语

综合分析以上各次试验的结果, 本文设计的微小型电动无人机动力系统试验台是成功的, 经过对动力系统各功能部件的试验证明动力系统的各项指标满足微小型无人机总体设计要求。本试验台具有结构简单、功能齐全和便于维护等优点, 是微小型无人机动力系统的一种有价值的工程测试方案, 对于同类型的测试系统研究具有一定借鉴和参考意义。

摘要：本文针对某型微小型无人机的动力系统设计了一套自动测试系统。该系统通过调节遥控器油门大小控制电机的实际输出功率, 实时记录和测量电动机的扭矩、拉力、电压、电流和转速等信号, 完成动力系统各功能部件的特性试验。经过实际的测试, 本试验系统达到设计要求, 对于微小型无人机动力系统的研究具有一定的工程应用价值。

关键词：无人机,动力系统,计算机测试