一种测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置及实验方法

摘要

本发明公开了一种测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置及实验方法，包括实验台，实验台上盖设玻璃罩，实验台与玻璃罩配合形成密封腔，密封腔通过管道与真空调节系统连通，密封腔内的实验台上配合抽真空调节系统设有压力传感器；密封腔内的实验台上还设有固定支架，固定支架上固定设置升力传感器，升力传感器与扑翼飞行器配合设置，升力传感器、压力传感器、扑翼飞行器均与一中控器配合设置，中控器用于显示升力、气压以及调节扑翼飞行器扑动频率。基于本发明的实验装置模拟出高海拔/高温/高湿度环境，扑翼飞行器不必实际飞行也可以完成飞行高度极限和最大飞行加速度的测试，为扑翼飞行器设计与优化提供了实验测试依据。

说明书

技术领域

本发明属于飞行器实验领域，具体来说涉及一种测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置及实验方法。

背景技术

自美国国防高级研究计划局(DARPA)提出微型飞行器(MAV)概念以来，MAV就成为航空领域内的一个重要研究及发展方向。无论是在军事领域，如低空侦察、目标导航、电子干扰和对地攻击等任务，亦或是民用领域，如灾后目标搜救、地形勘探、城市监测甚至未来火星探索等方面，MAV都有着不可比拟的优势。当MAV特征尺度缩至15cm以下时，传统固定翼或旋翼飞行效率急剧降低，扑翼飞行则独具优势。

对扑翼飞行器的研究属于多学科交叉研究范畴。国内外专家学者一般综合了仿生学、飞行力学、CFD数值模拟技术以及可视化流场测试技术等方面对其进行研究。仿生学多从飞行生物翼尖运动轨迹、扑动模式、翅膀形态等方面对气动机理进行研究。得益于数字粒子图像测速技术(DPIV)及高速摄像技术的进步，在实验方面，可基于流场可视化技术揭示扑翼飞行复杂的涡系结构，以及研究涡系对升力造成的影响。

在军用领域，扑翼飞行器在实际使用环境中，难免会经历各种恶劣的自然气候条件。如在高海拔地区飞行时扑翼飞行器会遭遇因空气密度稀薄而使得飞行极限大幅度降低，甚至会致使扑翼飞行器难以起飞；在热带丛林中遭遇的高湿度大气环境也会对扑翼的扑动效率带来影响；在沙漠中的高温高热环境等会对扑翼飞行器的实际性能带来影响。基于以上对扑翼飞行器的应用环境的多样化与复杂化，可以知道，对扑翼飞行器不仅要包括常规式飞行测试实验，也要做极端气候条件的飞行测试实验。

国内关于扑翼飞行器试验测试技术方面的专利情况如下：

专利“一种扑翼微型飞行器气动效率及机械效率测量装置(ZL202010783096.9)”虽然也采用了真空泵和真空罩式组合以制造出近似真空环境，但其目的是为了对比真空环境与真实环境中系统所消耗的功率之差，以便求得机械耗功、惯性耗功和气动耗功；

专利“一种仿鸟扑翼飞行器测试装置及其测试方法(ZL202010769337.4)”，利用轴向定位支架和斜梁的主体构架，基于测力传感器，通过力的分配及算法，求得扑翼飞行器的升力、推力及俯仰力矩；

专利“一种扑翼微型飞行器平均升力和翼运动同步测量平台(ZL202010783933.8)”，则是利用三台正交的高速摄像机测量翼运动参数，利用挡风板和电子秤结构测试扑翼飞行器的升力；

而专利“一种扑翼机气动力测试装置(ZL202011312289.2)”，则是采用在悬臂梁上贴应变片模式，直接测试扑翼飞行器的气动力，即升力、阻力、翻转力矩；

综上可知，目前国内专利关于扑翼飞行器相关的测试系统大多集中在测试扑翼的气动力(升力、推力、翻转力矩)、翼型的运动参数(用高速摄像仪进行测试)以及通过抽真空方式测试其能耗；而关于扑翼飞行器飞行高度极限以及改变气象条件(如温度、湿度、空气密度等)对于飞行能力的影响方面缺少相关的实验测试设备及测试方法。

发明内容

本发明的目的之一在于提供一种测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置及实验方法，以解决背景技术中，现有的实验测试设备缺少测试扑翼飞行器在高海拔、高温以及高湿度环境下的飞行高度极限的问题。

为实现上述目的，本发明提供技术方案如下：

一种测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置，包括实验台，实验台上盖设玻璃罩，实验台与玻璃罩配合形成密封腔，密封腔通过管道与真空调节系统连通，密封腔内的实验台上配合抽真空调节系统设有压力传感器；密封腔内的实验台上还设有固定支架，固定支架上固定设置升力传感器，升力传感器与扑翼飞行器配合设置，升力传感器、压力传感器、扑翼飞行器均与一中控器配合设置，中控器用于显示升力、气压以及调节扑翼飞行器扑动频率。

优选地，所述密封腔内的实验台上还设有加热片、温度传感器，加热片、温度传感器均与中控器配合设置，用于调整加热片温度及显示温度。

优选地，所述密封腔外设有相配合的湿度调节系统，湿度调节系统包括储水器、水泵和水雾发生器，储水器的输出端与水泵的输入端配合设置，水泵的输出端配合设有水管，水管的输出端与水雾发生器配合设置，水雾发生器的输出端与密封腔连通；水雾发生器与中控器配合设置，用于控制水雾发生器启闭；所述密封腔内的实验台上设有湿度传感器，湿度传感器与中控器配合设置，用于显示湿度。

优选地，所述真空调节系统包括与密封腔连通的管道，管道一端通过调节阀门与真空泵连通。

优选地，所述玻璃罩和实验台间配合设有橡胶密封圈。

优选地，所述中控器包括数据同步模块、显示模块以及调节模块，所述数据同步模块用于同步传感器数据，所述显示模块用于显示同步的传感器数据，所述调节模块用于调节密封腔的温湿度及扑翼频率。

一种测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验方法，包括扑翼飞行器在高海拔环境下的飞行极限实验，

步骤1：检查密封腔的密封性；

步骤2：打开调节阀门，通过中控器开启扑翼飞行器，调节扑翼飞行器以最大扑动频率扑动，并获得稳定升力L，基于升力L计算扑翼飞行器地面起飞时的最大加速度

步骤3：通过中控器调节加热片，使密封腔内气温达到预设海拔高度对应的气温，开启真空泵，调节调节阀门，使密封腔内气压达到预设海拔高度对应的气压；

步骤4：通过中控器开启扑翼飞行器，调节扑翼飞行器以固定频率扑动，并达到动态平衡，判断升力L与扑翼飞行器的自重G间的关系，若L＝G，则扑翼飞行器的飞行极限海拔高度H为预设海拔高度；若L＞G，则改变对应的密封腔温度和气压以上调海拔高度，直至L＝G，若L＜G，则改变对应的密封腔温度和气压以下调海拔高度，直至L＝G；

步骤5：基于飞行极限海拔高度H和环境海拔高度H

优选地，还包括扑翼飞行器在特定气温下的飞行极限实验，

步骤1：检查密封腔的密封性；

步骤2：关闭调节阀门，通过中控器调节加热片，使密封腔内气温达到预设温度；

步骤3：通过真空调节系统调节密封腔内气压至与预设地面气压P

步骤4：通过中控器开启扑翼飞行器，调节扑翼飞行器以最大扑动频率稳定扑动，并获得稳定升力L，基于升力L计算扑翼飞行器在高温环境中的最大加速度

步骤5：保持密封腔内气温不变的情况下，降低密封腔内的气压直至升力与扑翼飞行器自重一致，得到最小气压P

步骤6：基于飞行极限海拔高度H和环境海拔高度H

优选地，还包括扑翼飞行器在特定湿度下的飞行极限实验，

步骤1：检查密封腔的密封性；

步骤2：关闭调节阀门，打开水泵的电源，通过中控器启动水雾发生器，直至达到预设湿度，关闭水雾发生器和水泵；

步骤3：通过中控器开启扑翼飞行器，调节扑翼飞行器以最大扑动频率稳定扑动，并获得稳定升力L，基于升力L计算扑翼飞行器在高湿度环境中的最大加速度

步骤4：保持密封腔内湿度不变的情况下，降低密封腔内的气压直至升力与扑翼飞行器自重一致，得到最小气压P

步骤5：基于飞行极限海拔高度H和环境海拔高度H

优选地，所述检查密封腔的密封性，包括

步骤1.1：打开调节阀门，开启真空泵，直至密封腔内气压小于50KPa时，关闭调节阀门和真空泵；

步骤1.2：判断密封腔内的气压在预设时段内的变化值大于预设变化阈值，若是检查或更换橡胶密封圈，并返回步骤1.1，否则密封性合格。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：

1)基于本发明的实验装置模拟出高海拔及高空稀薄空气的大气环境，扑翼飞行器不必实际飞行也可以完成飞行高度极限和最大飞行加速度的测试；

2)基于本发明的实验装置模拟出沙漠等恶劣高温环境并通过本发明实验方法测试出扑翼飞行器在该环境下的飞行高度极限和最大飞行加速度；

3)基于本发明的实验装置模拟出热带丛林等高湿度环境并通过本发明实验方法测试出扑翼飞行器在该环境中的飞行高度极限和最大飞行加速度。

4)本发明可定性定量分析气象条件(如温度、湿度、空气密度等)的改变对扑翼飞行器的影响，为扑翼飞行器设计与优化提供了实验测试依据。

附图说明

图1为本发明用于测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置的主视图。

图2为本发明用于测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置的俯视图。

图3为中控器的结构示意图。

图4为不同海拔高度对应的标准大气参数。

图5为绝对湿度与相对湿度对应表。

附图说明：

水泵1、储水器2、中控器3、底板4、玻璃罩5、扑翼飞行器6、升力传感器7、固定支架8、橡胶密封圈9、实验台架10、真空泵11、调节阀门12、管道13、加热片14、温湿度传感器15、压力传感器16、水雾发生器17、钢管接头18、紧固螺钉19、水管20、显示模块301、扑翼调节旋钮302、温度调节旋钮303、湿度调节旋钮304。

具体实施方式

下面将结合实施例和附图，对本发明的技术方案做进一步解释。

实施例1：

一种测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置，包括实验台，实验台上盖设玻璃罩，实验台与玻璃罩配合形成密封腔，密封腔通过管道与真空调节系统连通，密封腔内的实验台上配合抽真空调节系统设有压力传感器；密封腔内的实验台上还设有固定支架，固定支架上固定设置升力传感器，升力传感器与扑翼飞行器配合设置，升力传感器、压力传感器、扑翼飞行器均与一中控器配合设置，中控器用于显示升力、气压以及调节扑翼飞行器扑动频率。

进一步的，所述真空调节系统包括与密封腔连通的管道，管道一端通过调节阀门与真空泵连通。底板配合管道的一端设置通孔，管道一端固定设置在底板底部，管道的另一端与调节阀门的进气口连通，调节阀门的出气口与真空泵的抽气口连通，调节阀门可以为节流阀，用于调节气体流量。

本发明中，实验台包括实验台架和底板，底板通过紧固螺钉固定设置在实验台架上；该玻璃罩呈半圆形结构，真空调节系统通过管道对密封腔抽气，以实现密封腔内气压的调节，玻璃罩内的底板上设置压力传感器，该压力传感器与中控器配合设置使得中控器可同步显示压力传感器检测得到的密封腔内的气压；固定支架固定设置在密封腔内的底板上，固定支架用于固定升力传感器，升力传感器与扑翼飞行器配合设置以实现扑翼飞行器的升力检测，作为本发明的其中一具体实施方式，升力传感器设置在扑翼飞行器的下方；升力传感器及扑翼飞行器也与中控器配合设置，中控器可同步升力传感器检测的升力且可调节扑翼飞行器的扑翼扑动频率，中控器如何控制扑翼飞行器的扑翼频率为本领域的公知常识，本领域技术人员可根据实际情况自行设置。

进一步的，该玻璃罩和底板间配合设有橡胶密封圈。这里密封橡胶密封圈用于保证密封腔的气密性，以提高实验数据的稳定性。

基于上述的用于测量扑翼飞行器飞行极限的实验装置，该扑翼飞行器飞行极限的实验方法包括：在保证密封腔的密封性良好的情况下，通过真空泵和调节阀门调节密封腔的真空度，并通过压力传感器和升力传感器，测试扑翼飞行器在预设固定频率下的升力随不同真空度的变化关系，得到扑翼飞行器在预设固定频率下的升力随不同海拔高度的变化关系，可转化成表格形式，用户在使用扑翼飞行器执行飞行任务时，可采用牛顿插值法，计算所处海拔位置下飞行器的具体飞行极限高度及最大起飞加速度。

本发明中，真空度与海拔高度是相对应的，真空度也即气压，与海拔高度间的对应关系见图4不同海拔高度对应的标准大气参数所示，通过牛顿差值法计算得到与扑翼飞行器自重G一致的升力L，得到升力L对应的海拔高度，作为飞行极限高度；将预设固定频率设定为最大扑动频率，基于获得的稳定升力L计算最大起飞加速度。

本实施例中的实验装置结构简单，造价成本低，该实验方法操作简单。

实施例2：

一种测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置，该实验装置在实施例1的基础上，还包括加热片、温度传感器，加热片及温度传感器均设置在所述密封腔内的实验台上，加热片、温度传感器均与中控器配合设置，用于调整加热片温度及显示温度。

本发明中，加热片和温度传感器均设置在玻璃罩内的底板上，加热片有两片，分别设置在固定支架的右侧前后两端，两加热片均与中控器配合设置，中控器可控制加热片的加热温度；温度传感器则设置在固定支架的前侧，且温度传感器也与中控器配合设置使得中控器可同步显示温度传感器检测得到的密封腔内的气温。

应用该用于测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置的实验方法，包括扑翼飞行器在高海拔环境下的飞行极限实验，具体包括5个步骤：

步骤1：检查密封腔的密封性，包括以下2个子步骤：

步骤1.1：打开调节阀门，开启真空泵，直至密封腔内气压小于50KPa时，关闭调节阀门和真空泵；

步骤1.2：判断密封腔内的气压在预设时段内的变化值大于预设变化阈值，若是检查或更换橡胶密封圈，并返回步骤1.1，否则密封性合格。

这里的预设时段为3min，预设变化阈值可以为1KPa或者更大，这里的变化值为绝对值。

步骤2：打开调节阀门，通过中控器开启扑翼飞行器，调节扑翼飞行器以最大扑动频率扑动，并获得稳定升力L，基于升力L计算扑翼飞行器地面起飞时的最大加速度

步骤3：通过中控器调节加热片，使密封腔内气温达到预设海拔高度对应的气温，开启真空泵，调节调节阀门，使密封腔内气压达到预设海拔高度对应的气压。

这里，海拔高度指的是相对于海平面的高度，且规定海平面的气象条件为国际标准气象条件，具体如下：

空气为干燥空气；

气温T

压强P

空气密度ρ

本发明中，当预设海拔高度H＝1000m时，根据图4确定对应温度282.572K和对应气压0.887300168P

步骤4：通过中控器开启扑翼飞行器，调节扑翼飞行器以固定频率扑动，并达到动态平衡，判断升力L与扑翼飞行器的自重G间的关系，若L＝G，则扑翼飞行器的飞行极限海拔高度H为预设海拔高度；若L＞G，则改变对应的密封腔温度和气压以上调海拔高度，直至L＝G，若L＜G，则改变对应的密封腔温度和气压以下调海拔高度，直至L＝G。

本发明中，若频率不固定，则升力也会随之变化，通过设置固定频率，保证升力的稳定以达到动态平衡，从而使得升力与重力相等。

本发明中，若L＝G，则该扑翼飞行器的飞行极限海拔高度为1000m；若L＞G，则该扑翼飞行器的飞行极限海拔高度大于1000m，此时应该上调一个高度区间(200m)，即继续抽真空，并通过中控器调节加热片温度至对应值，直至使得二者相等，找到对应的飞行极限海拔高度H；若L＜G，则该扑翼飞行器的飞行极限海拔高度，小于1000m，此时应该下调一个高度区间(200m)，即开启调节阀门让真空度适当降低，并通过中控器调节加热片温度至对应值，然后继续实验，测试扑翼飞行器的升力L，并使其等于扑翼飞行器自重G，得到对应的飞行极限海拔高度H。

本发明中，由于不同海拔高度的气压和温度都不同，因此当需要上调海拔高度时，需要调整气压及气温，但是需要注意的是，这里的对应值不是图4中具体海拔高度对应的数值，而是变化值，举例来说，地面海拔高度为0，温度是30度，通过图4可知上升1000m，温度下降了6度，则将实验温度调至24度，若地面海拔高度为0时对应的温度为20度，上升1000m高度，则将温度调至14度。

步骤5：基于飞行极限海拔高度H和环境海拔高度H

本发明中，由于飞行极限海拔高度指的是相对于海平面的高度而言的，因此，扑翼飞行器相对飞行高度h为飞行极限海拔高度H和环境海拔高度H

在实际使用扑翼飞行过程中，大多数情况下关注的不是H以及H

应用该用于测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置的实验方法，还包括扑翼飞行器在特定湿度下的飞行极限实验，具体包括5个步骤：

步骤1：检查密封腔的密封性，这里的步骤1与上述步骤1的检查密封腔密封性方法相同。

步骤2：关闭调节阀门，通过中控器调节加热片，使密封腔内气温达到预设温度。

本发明中，通过中控器调节加热片，直至中控器显示温度传感器检测得到的气温为预设温度，通过步骤2模拟出高温空气环境。

步骤3：通过真空调节系统调节密封腔内气压至与预设地面气压P

一般情况下，当对密封腔进行加热后，其内部压力会随之升高。此时应该缓慢开启调节阀门，玻璃罩内空气在高压环境作用下缓慢放出，观察中控器上的压力参数，判断是否达到预设地面压力。如调节阀门全部开启后玻璃罩内部压力仍然偏大，则开启真空泵进行负压式抽气，此时要注意调节阀门不可全开，只能微调，将真空罩内部压力调至所需范围；若气压调节超量，则首先关闭调节阀门再关闭真空泵，通过微调调节阀门使得外部空气补充至密封腔内，将其内部压力调至所需范围。

本实施例步骤3中，预设底面气压P

步骤4：通过中控器开启扑翼飞行器，调节扑翼飞行器以最大扑动频率稳定扑动，并获得稳定升力L，基于升力L计算扑翼飞行器在高温环境中的最大加速度

步骤5：保持密封腔内气温不变的情况下，降低密封腔内的气压直至升力与扑翼飞行器自重一致，得到最小气压P

本发明中，降低密封腔内的气压与本实验方法的步骤3中的降低密封腔气压的操作一致；本发明步骤5中，基于

由于本实施例步骤3中的预设地面气压P

步骤6：基于飞行极限海拔高度H和环境海拔高度H

环境海拔高度H

实施例3：

一种测量扑翼飞行器极限飞行能力的实验装置，该实验装置在实施例2的基础上，所述密封腔外设有相配合的湿度调节系统，湿度调节系统包括储水器、水泵和水雾发生器，储水器的输出端与水泵的输入端配合设置，水泵的输出端配合设有水管，水管的输出端与水雾发生器配合设置，水雾发生器的输出端与密封腔连通；水雾发生器与中控器配合设置，用于控制水雾发生器启闭；所述密封腔内的实验台上设有湿度传感器，湿度传感器与中控器配合设置，用于显示湿度。

本发明中，水泵固定设置在实验台架上，水雾发生器固定设置在底板底部，底板底部配合水雾发生器的输出端设有通孔，温度传感器和湿度传感器集成形成温湿度传感器。

本发明中，考虑到实际空气并非是干燥的，需要考虑到空气中含有水蒸气的实际情况。因此，引入虚温τ的概念，并用它代替温度T。虚温的计算公式为

需要注意的是，有的湿度传感器检测得到的是相对湿度，此时应转换为绝对湿度，根据所显示的相对湿度，并基于图5得到每平方米所含水蒸气的质量ρ

应用本实施例的实验装置的实验方法，包括扑翼飞行器在特定湿度下的飞行极限实验，具体包括5个子步骤。

步骤1：检查密封腔的密封性，这里的步骤1与实施例2中步骤1的检查密封腔密封性方法相同。

步骤2：关闭调节阀门，打开水泵的电源，通过中控器启动水雾发生器，直至达到预设湿度，关闭水雾发生器和水泵。

本发明步骤2中，在启动水雾发生器之前需要检查储水器内部的水是否充足，若不足则添加水至刻度位置；通过步骤2完成高湿度空气环境的模拟。

步骤3：通过中控器开启扑翼飞行器，调节扑翼飞行器以最大扑动频率稳定扑动，并获得稳定升力L，基于升力L计算扑翼飞行器在高湿度环境中的最大加速度

步骤4：保持密封腔内湿度不变的情况下，降低密封腔内的气压直至升力与扑翼飞行器自重一致，得到最小气压P

这里的地面气压为标准大气压P

步骤5：基于飞行极限海拔高度H和环境海拔高度H

实施例4：为了保证进气的干燥与清洁专门增加一套进气装置，进气装置包含空气压缩机和除水净化室，除水净化室内设有干燥剂，用于干燥由空气压缩机输送的空气，并将干燥后的空气输送入密封腔内。

本发明可以模拟出高于环境压力的实验条件，对于地球大气压力环境来讲，是不稳定的，并不能保证扑翼飞行器所处的环境一定低于标准大气压，因此，研究扑翼飞行器在压力较高环境中所具有的飞行性能也具有一定的意义。

本发明中，所述中控器包括数据同步模块、显示模块以及调节模块，所述数据同步模块用于同步传感器数据，所述显示模块用于显示同步的传感器数据，所述调节模块用于调节密封腔的温湿度及扑翼频率。具体来说，调节模块包括温度调节单元、湿度调节单元和扑翼频率调节单元，温度调节单元配合设有温度调节旋钮，湿度调节单元配合设有湿度调节旋钮，扑翼频率调节单元配合设有扑翼调节旋钮。显示模块包括显示屏。

最后需说明的是，以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，尽管已描述了本发明的优选实施例，但对于本领域普通技术人员来说，一旦得知了本发明的基本创造性概念，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明实施例范围的所有变更和修改。