CN113071707A - 一种飞行设备升力测试装置、***及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空领域的力学测量技术领域，尤其是针对小型及微型仿生扑翼飞行器升力测试，公开了一种飞行设备升力测试装置、***及方法，包括：拉力测量部件，用于测量飞行设备在飞行状态下对拉力测量部件产生的用于表征拉力的数据；角度测量部件，用于测量飞行设备在飞行状态下的用于表征拉力角的数据，拉力角为拉力测量部件受到飞行设备的拉力方向与角度测量部件的测量基准面之间的夹角；姿态测量部件，用于测量飞行设备在飞行状态下的用于表征滚转角和/或俯仰角的数据。本发明保证了升力的测量及计算工作的准确度，消除了刚性连接方案因自由度过约束无法反映飞行状态出现的升力测试不准确、不可靠的情况发生。
Description
技术领域
本发明涉及航空领域的力学测量技术领域，尤其涉及一种飞行设备升力测试装置、***及方法。
背景技术
升力是飞行设备作用在流体上(如：空气)用于克服自身重力与载荷(由于在高度方向上限定为小范围抖动，因此于本申请中在高度方向上空气阻力暂且忽略不计)并使其上升的力，是评价飞行设备性能的重要指标之一。
当前的升力测量设备通常是对飞行设备在XYZ三个方向进行约束的并在Z方向)上设置拉力测试装置，用以测试飞行设备在Z方向的力，再将测得的力设为所述飞行设备的升力，并且，为保证所述升力测量设备能够准确且直接的测量出升力，还通过与所述飞行设备进行刚性连接，用以实现所XYZ三个方向上的约束。
然而，发明人意识到这种方式很难保证升力测量设备的升力测量点，位于飞行设备质心的铅垂线上，从而因在XYZ三个方向的刚性连接过度约束其自由度，导致升力测量设备测量得到的所谓升力，其实是飞行设备在克服飞行设备的重力，以及因升力测量点与所述质心之间在X方向和Y方向所在平面上的距离，在所述X方向和/或Y方向上施加的翻转扭矩之后所剩的力，而非飞行设备的真实升力，导致飞行设备升力测量不准确的情况发生；又由于所述距离通常是未知的，因此所述翻转扭矩也是未知的，进而导致对飞行设备不同部位进行XYZ三个方向的约束，会测得不同的升力，进一步的影响了升力测量的准确度和可靠性。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行设备升力测试装置、***及方法，用于解决飞行设备，尤其是小型及微型仿生扑翼飞行器的升力测试中，存在的因质心和Z方向约束不共线，且与X方向和Y方向约束不共面，导致质心产生在所述X方向和/或Y方向上施加的翻转扭矩造成升力测试不准确、不可靠的情况发生的问题。
为实现上述目的，本发明提供一种飞行设备升力测试装置，包括：
拉力测量部件，其与飞行设备柔性连接，用于测量所述飞行设备在飞行状态下对所述拉力测量部件产生的用于表征拉力的数据；
角度测量部件，其与所述拉力测量部件连接，用于测量所述飞行设备在飞行状态下的用于表征拉力角的数据，所述拉力角为所述拉力测量部件受到所述飞行设备的拉力方向与所述角度测量部件的测量基准面之间的夹角；
姿态测量部件，其设置于所述飞行设备上，用于测量所述飞行设备在飞行状态下的用于表征滚转角和/或俯仰角的数据。
上述方案中，所述拉力测量部件包括两侧分别连接有柔性连接件的应变传感器，其中一侧的所述柔性连接件的一端部与所述角度测量部件连接，另一侧的所述柔性连接件的一端部与所述飞行设备连接；
所述飞行设备在飞行状态下通过所述柔性连接件对所述应变传感器产生作用力以使得所述应变传感器产生形变，从而测得所述用于表征拉力的数据。
上述方案中，所述拉力测量部件还包括：第一无线通信模块，所述第一无线通信模块与所述应变传感器电连接，用于将所述应变传感器测得的数据通过无线传输方式输出。
上述方案中，所述角度测量部件包括：具有转动轴的角度传感器和转动件，其中，所述角度传感器用于测量所述转动轴旋转的角度，所述转动件与所述转动轴连接，所述转动件还与所述拉力测量部件连接，所述飞行设备在飞行状态下拉动所述拉力测量部件偏离基准面，所述拉力测量部件通过所述转动件使所述转动轴发生旋转，所述角度传感器通过测量所述转动轴旋转的角度获得所述拉力角。
上述方案中，所述角度测量部件还包括：轴承；所述轴承与所述角度传感器连接，使所述飞行设备能够环绕所述轴承飞行，其中，所述轴承的轴线与所述拉力测量部件的轴线，以及所述转动轴的轴线相交于一点。
上述方案中，所述轴承采用低摩擦滚动轴承。
上述方案中，所述角度测量部件还包括：第二无线通信模块，所述第二无线通信模块与所述角度传感器电连接，用于将所述应变传感器测得的数据通过无线传输方式输出。
上述方案中，所述姿态测量部件包括：
姿态传感器，其设置于所述飞行设备上，用于测量所述飞行设备在飞行状态下的用于表征滚转角和/或俯仰角的数据。
上述方案中，所述姿态测量部件还包括：第三无线通信模块，其与所述姿态传感器电连接，用于将所述姿态传感器测得的数据通过无线传输方式输出。
上述方案中，所述姿态传感器可拆卸地设置于所述飞行设备上。
上述方案中，所述装置还包括：
安装基座，其用于安装所述角度测量部件；
调整构件，其设置于所述安装基座与所述角度测量部相背的一侧，用于通过调整所述安装基座以调整所述角度测量部的测量基准面。
上述方案中，所述安装基座包括一安装平面，所述角度测量部安装于所述安装平面上；
所述调整构件包括至少三个调整元件，所述至少三个调整元件沿非一直线设置于所述安装基座上；
通过所述至少三个调整元件以使得所述安装平面平行于水平面，从而使得所述角度测量部的测量基准面平行于水平面。
为实现上述目的，本发明还提供一种飞行设备升力测试***，其特征在于，包括：
上述方案中的飞行设备升力测试装置，用于测量所述飞行设备在飞行状态下的飞行数据，所述飞行数据包括用于表征拉力、拉力角、滚转角和/或俯仰角的数据；其中，所述飞行状态包括悬停状态和/或盘旋状态；
飞行控制模块，与所述飞行设备通信连接，用于控制所述飞行设备的飞行状态；
数据采集模块，与所述飞行设备升力测试装置通信连接，用于接收所述飞行设备升力测试装置测得的所述飞行数据；
升力计算模块，用于根据所述飞行数据计算所述飞行设备在飞行状态下所产生的升力。
为实现上述目的，本发明还提供一种飞行设备升力测试方法，采用上述方案中的飞行设备升力测试***，实现对所述飞行设备在飞行状态下所产生的升力的测试，包括：
通过飞行控制模块控制飞行设备进入飞行状态；其中，所述飞行状态包括悬停状态和/或盘旋状态；
通过飞行设备升力测试装置测量所述飞行设备在飞行状态下的飞行数据，所述飞行数据包括用于表征拉力、拉力角、滚转角和/或俯仰角的数据；
通过数据采集模块接收所述飞行设备升力测试装置测得的所述飞行数据；
通过升力计算模块根据所述飞行数据，计算所述飞行设备在飞行状态下所产生的升力。
本发明提供的一种飞行设备升力测试装置、***及方法，通过拉力测量部件和角度测量部件将交点、飞行设备的质心以及穿过质心的OYb轴拉到同一平面之内，在同一平面内，能够准确的测量出飞行设备在平面内对拉力测量部件施加的拉力，以及拉力角；再通过姿态测量部件测量OZb轴相对于穿过质心的Z方向轴的滚转角，最终基于飞行设备的升力和已知的飞行设备重力的力平衡，根据测量得到的拉力、拉力角和偏转角进行力学计算，得到准确的升力。
因此，通过实现共面使得飞行设备不会在拉力测量部件的轴线以外的方向产生扭矩，保证了升力的测量及计算工作的准确度，消除了当前升力测量时因质心和Z方向约束不共线，且与X方向和Y方向约束不共面，导致质心产生在X方向和/或Y方向上施加的翻转扭矩，同时采用多自由度柔性化测力方式，消除了刚性连接方案因自由度过约束无法反映飞行状态出现的升力测试不准确、不可靠的情况发生。
附图说明
图1为本发明一种飞行设备升力测试装置的实施例一的结构示意图；
图2为本发明一种飞行设备升力测试装置的实施例一中，升力测试装置和飞行设备的受力分析图；图3为本发明一种飞行设备升力测试***的实施例一的模块示意图；
图4为本发明一种飞行设备升力测试方法的实施例二的流程图；
图5为本发明一种飞行设备升力测试装置的实施例三的结构示意图；
图6为本发明一种飞行设备升力测试装置的实施例三中，升力测试装置和飞行设备的受力分析图；
图7为本发明一种飞行设备升力测试***的实施例三的模块示意图；
图8为本发明一种飞行设备升力测试方法的实施例四的流程图；
图9为本发明计算机设备实施例五中计算机设备的硬件结构示意图。
附图说明：
1、飞行设备升力测试装置 2、飞行设备升力测试***
3、飞行设备 4、计算机设备
11、拉力测量部件 12、角度测量部件 13、姿态测量部件
14、安装基座 15、调整构件 21、飞行控制模块
22、数据采集模块 23、升力计算模块 41、存储器 42、处理器
111、柔性连接件 112、应变传感器 113、第一无线通信模块
121、角度传感器 122、转动轴 123、转动件 124、测量模块
125、轴承 126、第二无线通信模块 131、姿态传感器
132、第三无线通信模块 151、调整元件
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明提供的一种飞行设备升力测试装置、***及方法，适用于航空领域力学测量技术领域，用于测量飞行设备在悬停状态下的升力，尤其是针对小型及微型仿生扑翼飞行器在悬停状态下的升力测试，适用于本申请提供了实施例一：
如图1所示：一种飞行设备升力测试装置1，包括：
拉力测量部件11，其与飞行设备3柔性连接，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下对所述拉力测量部件11产生的用于表征拉力的数据；
角度测量部件12，其与所述拉力测量部件11连接，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下的用于表征拉力角的数据，所述拉力角为所述拉力测量部件11受到所述飞行设备3的拉力方向与所述角度测量部件12的测量基准面之间的夹角；
姿态测量部件13，其设置于所述飞行设备3上，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下的用于表征滚转角的数据。
本技术方案的工作原理是：如图1和图2所示，悬停状态是指飞行设备3飞行在空中，且与地面保持相对静止的飞行状态，此时，飞行设备3处于力的平衡状态。由于飞行设备3只有拉力测量部件11一个约束，因此，在悬停状态下，飞行设备3的质心，拉力测量部件11的轴线，拉力测量部件11的轴线与角度测量部件12的轴线之间交点是共线的，又由于飞行设备3通常是被视为是刚体的(即：无论是飞行状态还是静止状态均不产生形变)，故飞行设备3的机体坐标系的OYb轴是穿过质心的，因此，质心、拉力测量部件11的轴线、交点和OYb轴是共面的；其中，滚转角α是指穿过飞行设备3的质心Ob的Z方向轴与OZb轴之间的夹角。
需要说明的是，机体坐标系(Aircraft-body coordinate frame)Sb-------OXbYbZb：
原点Ob取在飞行设备3质心处，坐标系与飞行设备3固连；
OXb轴在飞行设备3对称平面内并平行于飞行设备3的设计轴线指向机头；
OYb轴垂直于飞行设备3对称平面指向机身右方；
OZb轴在飞行设备3对称平面内，与OXb轴垂直并指向机身上方。
因此，通过拉力测量部件11和角度测量部件12将交点、飞行设备3的质心以及穿过质心的OYb轴拉到同一平面之内，在同一平面内，能够准确的测量出飞行设备3在平面内对拉力测量部件11施加的拉力，以及拉力的方向，即拉力角θ，于本实施例中，测量所述拉力角的基准面为水平面，即：X方向和Y方向所在的平面；再通过姿态测量部件13测量OZb轴相对于质心的Z方向轴的偏转角度，即：滚转角；最终基于飞行设备3的升力和已知的飞行设备3重力的力平衡，根据测量得到的拉力、拉力角θ和偏转角α进行力学计算，得到准确的升力。
综上，通过实现共面使得飞行设备3不会在拉力测量部件11的轴线以外的方向产生扭矩，保证了升力的测量及计算工作的准确度，消除了当前升力测量时因质心和Z方向约束不共线，且与X方向和Y方向约束不共面，导致质心产生在X方向和/或Y方向上施加的翻转扭矩，造成升力测试不准确、不可靠的情况发生。
进一步地，由于飞行设备3在飞行状态下会产生抖动，尤其是扑翼飞行器；当前的升力测量设备通常是对飞行设备3在XYZ三个方向进行约束的并在Z方向上设置拉力测试装置，用以测试飞行设备3在Z方向(即：垂直于水平面上升的方向)的力，再将测得的力设为飞行设备3的升力，并且，为保证升力测量设备能够准确且直接的测量出升力，还通过与飞行设备3进行刚性连接，用以实现在XYZ三个方向上的约束。但是，抖动所产生的抖动力通常在XYZ三个方向上都有分力，因此，如果将飞行设备3进行刚性连接，那么，抖动力将很容易转化为施加在X方向约束和Y方向约束的压力，进而导致当前的升力测量设备无法得到抖动对飞行设备3的升力的影响，造成升力测量的准确度和真实性不足；而本实施例所提供的技术方案，则有效的将飞行设备3产生的抖动反映在了拉力测量装置上，进而能够准确测量出飞行设备3在抖动之时其升力的变化，极大的提高了升力测量的真实性和准确度。
于本实施例中，飞行设备3可为扑翼飞行器、或旋翼飞行器、或无人飞艇、或伞翼飞行器。
优选的，所述拉力测量部件11包括两侧分别连接有柔性连接件111的应变传感器112，其中一侧的所述柔性连接件111的一端部与所述角度测量部件12连接，另一侧的所述柔性连接件111的一端部与所述飞行设备3连接；
所述飞行设备3在飞行状态下通过所述柔性连接件111对所述应变传感器112产生作用力以使得所述应变传感器112产生形变，从而测得所述用于表征拉力的数据。
于本实施例中，拉力测量部件11包括两侧分别连接有柔性连接件111的应变传感器112，其中一侧的柔性连接件111与角度测量部件12连接，另一侧的柔性连接件111与飞行设备3连接；
应变传感器112，用于测量飞行设备3通过柔性连接件111拉伸应变传感器112的拉伸力，并将拉伸力设为飞行设备3在飞行状态下所产生的拉力。
其中，拉力测量部件11的轴线是指，应变传感器112两侧的柔性连接件111在相互反向拉伸时，拉力测量部件11在长度方向上的对称线。
具体地，采用柔性连接线作为柔性连接件111。采用柔性应变传感器112作为应变传感器112，采用轻质柔性线作为柔性连接件111，以便于提高拉力测量部件11的整体柔性程度，避免了拉力测量部件11中出现较重的刚性部件或柔性连接件111，导致拉力测量部件11出现扰度干扰，造成最终升力计算结果不准确的情况发生。
示例性地，柔性应变传感器112可为柔性传感器，柔性传感器是指采用柔性材料制成的传感器，具有良好的柔韧性、延展性、甚至可自由弯曲甚至折叠，而且结构形式灵活多样，可根据测量条件的要求任意布置，能够非常方便地对复杂的被测量单位进行检测。
柔性应变传感器112还可为可拉伸和可压缩的水凝胶应变传感器112，其中，可拉伸和可压缩的水凝胶应变传感器112，使用新的制造策略创建的传感器可以准确地检测拉力。
柔性应变传感器112还可为柔性高拉伸传感器，其以橡胶聚合物为拉伸基底,炭黑和单壁碳纳米管为导电填料，可用于柔性高拉伸传感器。该柔性高拉伸传感器不仅具有超高的拉伸率,并且具备优异的动态特性,。
柔性应变传感器112还可为高灵敏柔性压应变传感器112，其利用高灵敏的巨磁阻抗效应，采用LC振荡电路结构，获得了具有数字式脉冲输出的高灵敏柔性压应变传感器112，且具有优异的回复特性。
优选的，所述拉力测量部件11还包括：第一无线通信模块113，所述第一无线通信模块113与所述应变传感器112电连接，用于将所述应变传感器112测得的数据通过无线传输方式输出。其中，所述第一无线通信模块113可为蓝牙(Bluetooth)设备、或无线宽带(Wi-Fi)设备、或超宽带(UWB)设备或近场通信(NFC)设备。
优选的，所述角度测量部件12包括：具有转动轴122的角度传感器121和转动件123，其中，所述角度传感器121用于测量所述转动轴122旋转的角度，所述转动件123与所述转动轴122连接，所述转动件123还与所述拉力测量部件11连接，所述飞行设备3在飞行状态下拉动所述拉力测量部件11偏离基准面，所述拉力测量部件11通过所述转动件123使所述转动轴122发生旋转，所述角度传感器121通过测量所述转动轴122旋转的角度获得所述拉力角。
优选的，所述角度测量部件12还包括：第二无线通信模块126，所述第二无线通信模块126与所述角度传感器121电连接，用于将所述应变传感器112测得的数据通过无线传输方式输出。其中，所述第二无线通信模块126可为蓝牙(Bluetooth)设备、或无线宽带(Wi-Fi)设备、或超宽带(UWB)设备或近场通信(NFC)设备。
示例性地，采用连接有转动轴122的旋转编码器作为角度传感器121，其中，测量模块124具有光栅、与光栅关联的脉冲设备和与脉冲设备连接的计数器，转动轴122通过旋转切割光栅，脉冲设备感测到光栅被切割时，向计数器发送脉冲信号；根据计数器记录的脉冲信号数量得到转动轴122转动的角度；例如，转动轴122转动一周需要切割0个光栅，计数器将表示其接收到了0个脉冲信号。
优选的，所述姿态测量部件13包括：
姿态传感器131，其设置于所述飞行设备3上，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下的用于表征滚转角的数据。
优选的，所述姿态测量部件13还包括：第三无线通信模块132，其与所述姿态传感器131电连接，用于将所述姿态传感器131测得的数据通过无线传输方式输出；其中，所述第三无线通信模块132可为蓝牙(Bluetooth)设备、或无线宽带(Wi-Fi)设备、或超宽带(UWB)设备或近场通信(NFC)设备。
具体地，姿态传感器131是一种三维运动姿态测量***。它包含三轴陀螺仪、三轴加速度计，三轴电子罗盘等运动传感器，通过内嵌的低功耗ARM处理器得到经过温度补偿的三维姿态数据和方位数据；其中，三维姿态是基于机体坐标系相对于空间中X方向、Y方向和Z方向之间所生成的滚转角和俯仰角；滚转角是指穿过飞行设备3的质心的Z方向轴与OZb轴之间的夹角；俯仰角是指穿过飞行设备3的质心的X方向轴与飞行设备3的OXb轴之间的夹角。
优选的，所述姿态传感器131可拆卸地设置于所述飞行设备3上。
优选的，所述装置还包括：
安装基座14，其用于安装所述角度测量部件12；
调整构件15，其设置于所述安装基座14与所述角度测量部相背的一侧，用于通过调整所述安装基座14以调整所述角度测量部的测量基准面。
优选的，所述安装基座14包括一安装平面，所述角度测量部安装于所述安装平面上；
所述调整构件15包括至少三个调整元件151，所述至少三个调整元件151沿非一直线设置于所述安装基座14上；
通过所述至少三个调整元件151以使得所述安装平面平行于水平面，从而使得所述角度测量部的测量基准面平行于水平面。
具体地，角度测量部件12的底部与安装基座14的顶部连接，若干个调整元件151以矩阵形式排布在调整构件15的底部，并与调整构件15的底部连接。
示例性地，可采用合金板作为安装基座14，其中，合金板可为合金钢板、或镀锌板钢板、或镀锡钢板、或复合钢板、或铝合金板；也可采用高分子材料板作为安装基座14，以避免金属材质对飞行设备升力测试装置1及***中的信号产生干扰。
采用水平调节脚座作为调整元件151，其中，水平调节脚座可为不锈钢水平调节支座、或重载型减震调节支座、或尼龙调节脚座。
角度测量部件12固定在合金板的上表面，其中，可采用焊接、铆接、螺栓连接等连接方式将角度测量部件12固定在合金板上。
若干个水平调节脚座以矩阵形式排布在合金板的下表面，并与合金板连接。
如图3所示，一种飞行设备升力测试***2，包括：
飞行设备升力测试装置1，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下的飞行数据，所述飞行数据包括用于表征拉力、拉力角、滚转角的数据；其中，所述飞行状态包括悬停状态；
飞行控制模块21，与所述飞行设备3通信连接，用于控制所述飞行设备3的飞行状态；
数据采集模块22，与所述飞行设备升力测试装置1通信连接，用于接收所述飞行设备升力测试装置1测得的所述飞行数据；
升力计算模块23，用于根据所述飞行数据计算所述飞行设备3在飞行状态下所产生的升力。
具体地，所述飞行控制模块21通过向飞行设备3发送状态指令，使所述飞行设备3处于指定的飞行状态；其中，状态指令包括起飞指令、悬停指令、盘旋指令和降落指令。
起飞指令用于启动飞行设备3使其飞行；
悬停指令用于控制飞行设备3在指定空间位置停止，并进入悬停状态，悬停指令中具有表达空间位置的空间坐标；
盘旋指令用于控制飞行设备3以指定位置为原点，以指定距离为半径围绕原点飞行，盘旋指令中具有反映指定位置的空间坐标，以及反映指定距离的长度数据；通常而言，指定距离由拉力测量部件的长度而定；
降落命令用于控制飞行设备3降落以停止飞行，并关闭飞行设备3。
具体地，数据采集模块22通过无线接收设备分别与拉力测量部件11、角度测量部件12和姿态控制部件之间建立通信连接，其中，无线接收设备可为蓝牙(Bluetooth)设备、或无线宽带(Wi-Fi)设备、或超宽带(UWB)设备或近场通信(NFC)设备。
具体地，悬停计算模块是以悬停计算公式为目标公式的计算机模块，悬停计算公式是：
FL＝(Fc×cos(90°-θ)+G)/cosα
其中，FL是指升力，Fc是指拉力，G是指飞行设备3的重量，θ是指拉力角，α是指滚转角。
为通过飞行设备升力测试装置1及***，实现对飞行设备3在悬停状态下的升力的测试目标，本申请提供了实施例二：
如图4所示，一种飞行设备升力测试方法，采用所述飞行设备升力测试***2，实现对所述飞行设备3在飞行状态下所产生的升力的测试，包括：
S100：调整水平调整部件使安装基座14与水平面平行，初始化拉力测量部件11、角度测量部件12和姿态测量部件13，及获取飞行设备3的重量。
本步骤中，在水平调整部件安装水平仪，调整水平调整部件，使水平仪达到水平状态，进而保证升力测试的准确度；
通过初始化拉力测量部件11使其拉力值归零，避免前期测试的数据对本次测试产生干扰；
通过初始化角度测量部件12使转动件123的偏转角度为零，即转动件123连接拉力测量部件11的指示方向与水平面平行，以消除前期测试的数据对本次测试的干扰；
通过初始化姿态测量部件13，使姿态测量部件13中记载的滚转角清零，以消除前期测试的数据对本次测试的干扰。
S101：通过飞行控制模块21控制飞行设备3进入飞行状态；其中，所述飞行状态包括悬停状态；
本步骤中，通过飞行控制模块21启动飞行设备3使飞行设备3起飞；通过飞行控制模块21向飞行设备3发送起飞指令，用于启动飞行设备3使其飞行。通过飞行控制模块21控制飞行设备3进入悬停状态，其中，悬停状态是指飞行设备3飞行在空中，且与地面保持相对静止的飞行状态。在飞行设备3起飞之后，向飞行控制模块21发送空间坐标，并通过飞行控制模块21生成悬停指令，使飞行设备3悬停在与空间坐标对应的空间位置上。
S102：通过飞行设备升力测试装置1测量所述飞行设备3在飞行状态下的飞行数据，所述飞行数据包括用于表征拉力、拉力角、滚转角的数据；
本步骤中，通过数据采集模块22采集飞行器在悬停状态下的拉力、拉力角和滚转角；具体地，通过数据采集模块22从拉力测量部件11中获取悬停状态下的拉力，及从角度测量部件12中获取悬停状态下拉力测量部件11的拉力角，及从姿态测量部件13中获取悬停状态下飞行设备3的滚转角。
S103：通过数据采集模块22接收所述飞行设备升力测试装置1测得的所述飞行数据；
本步骤中，通过第一无线通信模块113、第二无线通信模块126和第三无线通信模块132获得表征拉力、拉力角、滚转角的数据。
S104：通过升力计算模块23根据所述飞行数据，计算所述飞行设备3在飞行状态下所产生的升力。
本步骤中，通过悬停计算模块根据拉力、拉力角、滚转角以及飞行设备3的重量，计算飞行设备3在飞行时所产生的升力。具体地，通过调用悬停计算模块的目标公式，计算拉力、拉力角、滚转角以及飞行设备3的重量，得到飞行设备3在飞行时所产生的升力。
本发明提供的一种飞行设备升力测试装置、***及方法，适用于航空领域力学测量技术领域，用于测量飞行设备在盘旋状态下的升力，尤其是针对小型及微型仿生扑翼飞行器在盘旋状态下的升力测试，适用于本申请提供了实施例三：
如图5所示，一种飞行设备升力测试装置1，包括：
拉力测量部件11，其与飞行设备3柔性连接，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下对所述拉力测量部件11产生的用于表征拉力的数据；
角度测量部件12，其与所述拉力测量部件11连接，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下的用于表征拉力角的数据，所述拉力角为所述拉力测量部件11受到所述飞行设备3的拉力方向与所述角度测量部件12的测量基准面之间的夹角；
姿态测量部件13，其设置于所述飞行设备3上，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下的用于表征滚转角和俯仰角的数据。
本技术方案的工作原理是：如图5和图6所示，盘旋状态是是指飞行设备3围绕角度测量部件12的轴线运动的飞行状态，其飞行速度是V。由于飞行设备3只有拉力测量部件11一个约束，因此，在盘旋状态下，飞行设备3的质心、拉力测量部件11的轴线、以及拉力测量部件11的轴线与角度测量部件12的轴线之间交点三者之间是共线的，又由于飞行设备3通常是被视为是刚体的(即：无论是飞行状态还是静止状态均不产生形变)，故飞行设备3的机体坐标系的OXb轴和OYb轴是穿过质心的，所以，质心、拉力测量部件11的轴线、交点和OYb轴是共面的，并且质心、拉力测量部件11的轴线、交点和OYb轴是共面的，而OXb轴和OYb轴之间是相互垂直的；其中，滚转角α是指穿过飞行设备3的质心的Z方向轴与OZb轴之间的夹角，俯仰角γ是指穿过飞行设备3的质心的X方向轴与飞行设备3的OXb轴之间的夹角。
需要说明的是，机体坐标系(Aircraft-body coordinate frame)Sb-------OXbYbZb：
原点Ob取在飞行设备3质心处，坐标系与飞行设备3固连；
OXb轴在飞行设备3对称平面内并平行于飞行设备3的设计轴线指向机头；
OYb轴垂直于飞行设备3对称平面指向机身右方；
OZb轴在飞行设备3对称平面内，与OXb轴垂直并指向机身上方。
因此，通过拉力测量部件11和角度测量部件12将交点、飞行设备3的质心以及穿过质心的OYb轴拉到同一平面之内，同时，飞行设备3在盘旋时，通过拉力测量部件11和角度测量部件12，还将交点、飞行设备3的质心以及穿过质心的OXb轴拉到同一平面之内；如此一来，可通过滚转角α和俯仰角γ，将飞行设备3的升力作为未知量换算到拉力测量部件11的轴线方向上，进而再通过拉力、拉力角θ、飞行设备3的重力、以及飞行设备3当前的飞行速度V计算得到准确的升力。于本实施例中，测量所述拉力角θ的基准面为水平面，即：X方向和Y方向所在的平面。
综上，通过实现共面使得飞行设备3不会在拉力测量部件11的轴线以外的方向产生扭矩，保证了升力的测量及计算工作的准确度，消除了当前升力测量时因质心和Z方向约束不共线，且与X方向和Y方向约束不共面，导致质心产生在X方向和/或Y方向上施加的翻转扭矩，造成升力测试不准确、不可靠的情况发生。
进一步地，由于飞行设备3在飞行状态下会产生抖动，尤其是扑翼飞行器；当前的升力测量设备通常是对飞行设备3在XYZ三个方向进行约束的并在Z方向上设置拉力测试装置，用以测试飞行设备3在Z方向(即：垂直于水平面上升的方向)的力，再将测得的力设为飞行设备3的升力，并且，为保证升力测量设备能够准确且直接的测量出升力，还通过与飞行设备3进行刚性连接，用以实现在XYZ三个方向上的约束。但是，抖动所产生的抖动力通常在XYZ三个方向上都有分力，因此，如果将飞行设备3进行刚性连接，那么，抖动力将很容易转化为施加在X方向约束和Y方向约束的压力，进而导致当前的升力测量设备无法得到抖动对飞行设备3的升力的影响，造成升力测量的准确度和真实性不足；而本实施例所提供的技术方案，则有效的将飞行设备3产生的抖动反映在了拉力测量装置上，进而能够准确测量出飞行设备3在抖动之时其升力的变化，极大的提高了升力测量的真实性和准确度。
于本实施例中，飞行设备3可为扑翼飞行器、或旋翼飞行器、或无人飞艇、或伞翼飞行器。
优选的，所述拉力测量部件11包括两侧分别连接有柔性连接件111的应变传感器112，其中一侧的所述柔性连接件111的一端部与所述角度测量部件12连接，另一侧的所述柔性连接件111的一端部与所述飞行设备3连接；
所述飞行设备3在飞行状态下通过所述柔性连接件111对所述应变传感器112产生作用力以使得所述应变传感器112产生形变，从而测得所述用于表征拉力的数据。
优选的，所述拉力测量部件11还包括：第一无线通信模块113，所述第一无线通信模块113与所述应变传感器112电连接，用于将所述应变传感器112测得的数据通过无线传输方式输出。其中，所述第一无线通信模块113可为蓝牙(Bluetooth)设备、或无线宽带(Wi-Fi)设备、或超宽带(UWB)设备或近场通信(NFC)设备。
具体地，采用柔性连接线作为柔性连接件111采用柔性应变传感器112作为应变传感器112，采用轻质柔性线作为柔性连接件111，以便于提高拉力测量部件11的整体柔性程度，避免了拉力测量部件11中出现较重的刚性部件或柔性连接件111，导致拉力测量部件11出现扰度干扰，造成最终升力计算结果不准确的情况发生。
示例性地，柔性应变传感器112可为柔性传感器，柔性传感器是指采用柔性材料制成的传感器，具有良好的柔韧性、延展性、甚至可自由弯曲甚至折叠，而且结构形式灵活多样，可根据测量条件的要求任意布置，能够非常方便地对复杂的被测量单位进行检测。
柔性应变传感器112还可为可拉伸和可压缩的水凝胶应变传感器112，其中，可拉伸和可压缩的水凝胶应变传感器112，使用新的制造策略创建的传感器可以准确地检测应变力。
柔性应变传感器112还可为柔性高拉伸传感器，其以橡胶聚合物为拉伸基底,炭黑和单壁碳纳米管为导电填料，可用于柔性高拉伸传感器。该柔性高拉伸传感器不仅具有超高的拉伸率,并且具备优异的动态特性。
柔性应变传感器112还可为高灵敏柔性压应变传感器112，其利用高灵敏的巨磁阻抗效应，采用LC振荡电路结构，获得了具有数字式脉冲输出的高灵敏柔性压应变传感器112，且具有优异的回复特性。
优选的，所述角度测量部件12包括：具有转动轴122的角度传感器121和转动件123，其中，所述角度传感器121用于测量所述转动轴122旋转的角度，
所述转动件123与所述转动轴122连接，所述转动件123还与所述拉力测量部件11连接，所述飞行设备3在飞行状态下拉动所述拉力测量部件11偏离基准面，所述拉力测量部件11通过所述转动件123使所述转动轴122发生旋转，所述角度传感器121通过测量所述转动轴122旋转的角度获得所述拉力角。
优选的，角度测量部件12包括：角度传感器121，及连接在角度传感器121的转动轴122上的转动件123，转动件123与拉力测量部件11连接；
角度传感器121，用于测量飞行设备3通过拉力测量部件11使转动件123转动的角度，并将角度设为拉力角。
进一步地，转动件123的中心点位于轴承125的轴线上，用以保证盘旋状态之下，仅需使用拉力角，即可计算获得升力和离心力在拉力测量部件11轴线上的分力，保证了升力测量和计算的便利度和准确度。
具体地，角度传感器121包括相互连接的转动轴122和测量模块124，测量模块124用于测量转动轴122的旋转角度，转动轴122背向测量模块124的一端连接在转动件123的中心点位置，使转动件123在旋转时能够带动转动轴122转动。其中，角度传感器121的轴线是指转动轴122的轴线。
示例性地，采用连接有转动轴122的旋转编码器作为角度传感器121，其中，测量模块124具有光栅、与光栅关联的脉冲设备和与脉冲设备连接的计数器，转动轴122通过旋转切割光栅，脉冲设备感测到光栅被切割时，向计数器发送脉冲信号；根据计数器记录的脉冲信号数量得到转动轴122转动的角度；例如，转动轴122转动一周需要切割0个光栅，计数器将表示其接收到了0个脉冲信号。
优选的，所述角度测量部件12还包括：轴承125；所述轴承125与所述角度传感器121连接，使所述飞行设备3能够环绕所述轴承125飞行，其中，所述轴承125的轴线与所述拉力测量部件11的轴线，以及所述转动轴122的轴线相交于一点。
优选的，所述轴承125采用低摩擦滚动轴承125。其中，轴承125为低摩擦轴承125，其具有良好的密封性能和更广的适用温度，并且能够减少角度测量部件12在旋转时所受到的摩擦力，用以保证升力测量及计算的准确度。
优选的，所述角度测量部件12还包括：第二无线通信模块126，所述第二无线通信模块126与所述角度传感器121电连接，用于将所述应变传感器112测得的数据通过无线传输方式输出。其中，所述第二无线通信模块126可为蓝牙(Bluetooth)设备、或无线宽带(Wi-Fi)设备、或超宽带(UWB)设备或近场通信(NFC)设备。
优选的，所述姿态测量部件13包括：
姿态传感器131，其设置于所述飞行设备3上，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下的用于表征滚转角和俯仰角的数据。
优选的，所述姿态测量部件13还包括：第三无线通信模块132，其与所述姿态传感器131电连接，用于将所述姿态传感器131测得的数据通过无线传输方式输出。其中，所述第三无线通信模块132可为蓝牙(Bluetooth)设备、或无线宽带(Wi-Fi)设备、或超宽带(UWB)设备或近场通信(NFC)设备。
优选的，所述姿态传感器131可拆卸地设置于所述飞行设备3上。
具体地，姿态传感器131是一种三维运动姿态测量***。它包含三轴陀螺仪、三轴加速度计，三轴电子罗盘等运动传感器，通过内嵌的低功耗ARM处理器得到经过温度补偿的三维姿态数据和方位数据；其中，三维姿态是基于机体坐标系相对于空间中X方向、Y方向和Z方向之间所生成的滚转角和俯仰角；滚转角是指穿过飞行设备3的质心的Z方向轴与OZb轴之间的夹角；俯仰角是指穿过飞行设备3的质心的X方向轴与飞行设备3的OXb轴之间的夹角。
优选的，所述装置还包括：
安装基座14，其用于安装所述角度测量部件12；
调整构件15，其设置于所述安装基座14与所述角度测量部相背的一侧，用于通过调整所述安装基座14以调整所述角度测量部的测量基准面。
优选的，所述安装基座14包括一安装平面，所述角度测量部安装于所述安装平面上。
所述调整构件15包括至少三个调整元件151，所述至少三个调整元件151沿非一直线设置于所述安装基座14上；
通过所述至少三个调整元件151以使得所述安装平面平行于水平面，从而使得所述角度测量部的测量基准面平行于水平面。
具体地，角度传感器121的底部与轴承125的内圈连接，轴承125的外圈与安装基座14的顶部连接，其中，角度测量部件12的转动轴122轴线、和拉力测量部件11的轴线以及轴承125的轴线相交于一点上，使角度测量部件12固定在安装基座14上，并且使角度测量部件12能够围绕轴承125的轴线转动。若干个调整元件151以矩阵形式排布在调整构件15的底部，并与调整构件15的底部连接。
示例性地，可采用合金板作为安装基座14，其中，合金板可为合金钢板、或镀锌板钢板、或镀锡钢板、或复合钢板、或铝合金板；也可采用高分子材料板作为安装基座14，以避免金属材质对飞行设备升力测试装置1及***中的信号产生干扰。
采用水平调节脚座作为调整元件151，其中，水平调节脚座可为不锈钢水平调节支座、或重载型减震调节支座、或尼龙调节脚座。
角度测量部件12固定在合金板的上表面，其中，可采用焊接、铆接、螺栓连接等连接方式将角度测量部件12固定在合金板上。
若干个水平调节脚座以矩阵形式排布在合金板的下表面，并与合金板连接。
如图7所示，一种飞行设备升力测试***2，包括：
所述飞行设备升力测试装置1，用于测量所述飞行设备3在飞行状态下的飞行数据，所述飞行数据包括用于表征拉力、拉力角、滚转角和俯仰角的数据；其中，所述飞行状态包括盘旋状态；
飞行控制模块21，与所述飞行设备3通信连接，用于控制所述飞行设备3的飞行状态；
数据采集模块22，与所述飞行设备升力测试装置1通信连接，用于接收所述飞行设备升力测试装置1测得的所述飞行数据；
升力计算模块23，用于根据所述飞行数据计算所述飞行设备3在飞行状态下所产生的升力。
具体地，飞行控制模块21中记载有用于向飞行设备3发送状态指令的计算机程序，其中，状态指令包括起飞指令、盘旋指令、盘旋指令和降落指令。
起飞指令用于启动飞行设备3使其飞行；
盘旋指令用于控制飞行设备3在指定空间位置停止，并进入盘旋状态，盘旋指令中具有表达空间位置的空间坐标；
盘旋指令用于控制飞行设备3以指定位置为原点，以指定距离为半径围绕原点飞行，盘旋指令中具有反映指定位置的空间坐标，以及反映指定距离的长度数据；通常而言，指定距离由拉力测量部件的长度而定；
降落命令用于控制飞行设备3降落以停止飞行，并关闭飞行设备3。
具体地，数据采集模块22通过无线接收设备分别与拉力测量部件11、角度测量部件12和姿态控制部件之间建立通信连接，其中，无线接收设备可为蓝牙(Bluetooth)设备、或无线宽带(Wi-Fi)设备、或超宽带(UWB)设备或近场通信(NFC)设备。
具体地，盘旋计算模块是以盘旋计算公式为目标公式的计算机模块，盘旋计算公式是：
FL＝【Fc×cos(90°-θ)+G)】/(cosα×cosγ)
其中，FL是指升力，Fc是指拉力，G是指飞行设备3的重量，θ是指拉力角，α是指滚转角，γ是俯仰角，g是指重力加速度，v为飞行速度，R为飞行半径。
为通过飞行设备升力测试装置1及***，实现对飞行设备3在盘旋状态下的升力的测试目标，本申请提供了以下实施例四：
如图8所示，一种飞行设备升力测试方法，采用所述飞行设备升力测试***2，实现对所述飞行设备3在飞行状态下所产生的升力的测试，包括：
S200：调整水平调整部件使安装基座14与水平面平行，初始化拉力测量部件11、角度测量部件12和姿态测量部件13；
本步骤中，在水平调整部件安装水平仪，调整水平调整部件，使水平仪达到水平状态，进而保证升力测试的准确度；
通过初始化拉力测量部件11使其拉力值归零，避免前期测试的数据对本次测试产生干扰；
通过初始化角度测量部件12使转动件123的偏转角度为零，即转动件123连接拉力测量部件11的指示方向与水平面平行，以消除前期测试的数据对本次测试的干扰；
通过初始化姿态测量部件13，使姿态测量部件13中记载的滚转角清零，以消除前期测试的数据对2本次测试的干扰。
S201：通过飞行控制模块21控制飞行设备3进入飞行状态；其中，所述飞行状态包括盘旋状态；
本步骤中，通过飞行控制模块21启动飞行设备3使飞行设备3起飞，通过飞行控制模块21控制飞行设备3进入盘旋状态，并设定飞行设备3的飞行速度和飞行半径，其中，盘旋状态是指飞行设备3围绕角度测量部件12的轴线(即：所述轴承125的轴线)运动的飞行状态。
具体地，通过飞行控制模块21向飞行设备3发送起飞指令，用于启动飞行设备3使其飞行；在飞行设备3起飞之后，向飞行控制模块21发送速度数据、空间坐标和长度数据，其中，速度数据为飞行设备3的飞行速度，长度数据为飞行设备3的飞行半径，通过飞行控制模块21根据速度数据、空间坐标和长度数据生成盘旋指令，使飞行设备3以指定位置为原点，以长度数据为飞行半径，按照速度数据为飞行速度半径围绕原点飞行；其中，指定位置为角度测量部件12的轴线、轴承125的轴线和拉力测量部件11的轴线的交点。
S202：通过飞行设备升力测试装置1测量所述飞行设备3在飞行状态下的飞行数据，所述飞行数据包括用于表征拉力、拉力角、滚转角和俯仰角的数据；
本步骤中，通过数据采集模块22从拉力测量部件11中获取盘旋状态下的拉力，及从角度测量部件12中获取盘旋状态下拉力测量部件11的拉力角，及从姿态测量部件13中获取盘旋状态下飞行设备3的滚转角和俯仰角。
S203：通过数据采集模块22接收所述飞行设备升力测试装置1测得的所述飞行数据；
本步骤中，通过第一无线通信模块113、第二无线通信模块126和第三无线通信模块132获得表征拉力、拉力角、滚转角和俯仰角的数据
S204：通过升力计算模块23根据所述飞行数据，计算所述飞行设备3在飞行状态下所产生的升力。
本步骤中，通过调用盘旋计算模块的目标公式，计算拉力、拉力角、滚转角、飞行速度以及飞行设备3的重量，得到飞行设备3在飞行时所产生的升力。
实施例五：
为实现上述目的，本发明还提供一种计算机设备4，实施例二和实施例四中实现飞行设备升力测试方法计算机代码可分散于不同的计算机设备中，计算机设备4可以是执行程序的智能手机、平板电脑、笔记本电脑、台式计算机、机架式服务器、刀片式服务器、塔式服务器或机柜式服务器(包括独立的服务器，或者多个应用服务器所组成的服务器集群)等。本实施例的计算机设备至少包括但不限于：可通过***总线相互通信连接的存储器41、处理器42，如图9所示。需要指出的是，图9仅示出了具有组件-的计算机设备，但是应理解的是，并不要求实施所有示出的组件，可以替代的实施更多或者更少的组件。
本实施例中，存储器41(即可读存储介质)包括闪存、硬盘、多媒体卡、卡型存储器(例如，SD或DX存储器等)、随机访问存储器(RAM)、静态随机访问存储器(SRAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、可编程只读存储器(PROM)、磁性存储器、磁盘、光盘等。在一些实施例中，存储器41可以是计算机设备的内部存储单元，例如该计算机设备的硬盘或内存。在另一些实施例中，存储器41也可以是计算机设备的外部存储设备，例如该计算机设备上配备的插接式硬盘，智能存储卡(Smart Media Card,SMC)，安全数字(Secure Digital,SD)卡，闪存卡(Flash Card)等。当然，存储器41还可以既包括计算机设备的内部存储单元也包括其外部存储设备。本实施例中，存储器41通常用于存储安装于计算机设备的操作***和各类应用软件，例如实现实施例二和实施例四的飞行设备升力测试方法的程序代码等。此外，存储器41还可以用于暂时地存储已经输出或者将要输出的各类数据。
处理器42在一些实施例中可以是中央处理器(Central Processing Unit，CPU)、控制器、微控制器、微处理器、或其他数据处理芯片。该处理器42通常用于控制计算机设备的总体操作。本实施例中，处理器42用于运行存储器41中存储的程序代码或者处理数据，例如运行实现实施例二和实施例四的飞行设备升力测试方法的计算机代码。
实施例六：
为实现上述目的，本发明还提供一种计算机可读存储介质，如闪存、硬盘、多媒体卡、卡型存储器(例如，SD或DX存储器等)、随机访问存储器(RAM)、静态随机访问存储器(SRAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、可编程只读存储器(PROM)、磁性存储器、磁盘、光盘、服务器、App应用商城等等，其上存储有计算机程序，程序被处理器42执行时实现相应功能。本实施例的计算机可读存储介质用于存储实现所述飞行设备升力测试方法的计算机程序，被处理器42执行时实现实施例二和实施例四的飞行设备升力测试方法。
上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。
以上仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。
Claims (14)
1.一种飞行设备升力测试装置，其特征在于，包括：
拉力测量部件，其与飞行设备柔性连接，用于测量所述飞行设备在飞行状态下对所述拉力测量部件产生的用于表征拉力的数据；
角度测量部件，其与所述拉力测量部件连接，用于测量所述飞行设备在飞行状态下的用于表征拉力角的数据，所述拉力角为所述拉力测量部件受到所述飞行设备的拉力方向与所述角度测量部件的测量基准面之间的夹角；
姿态测量部件，其设置于所述飞行设备上，用于测量所述飞行设备在飞行状态下的用于表征滚转角和/或俯仰角的数据。
2.根据权利要求1所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述拉力测量部件包括两侧分别连接有柔性连接件的应变传感器，其中一侧的所述柔性连接件的一端部与所述角度测量部件连接，另一侧的所述柔性连接件的一端部与所述飞行设备连接；
所述飞行设备在飞行状态下通过所述柔性连接件对所述应变传感器产生作用力以使得所述应变传感器产生形变，从而测得所述用于表征拉力的数据。
3.根据权利要求2所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述拉力测量部件还包括：第一无线通信模块，所述第一无线通信模块与所述应变传感器电连接，用于将所述应变传感器测得的数据通过无线传输方式输出。
4.根据权利要求1所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述角度测量部件包括：具有转动轴的角度传感器和转动件，其中，所述角度传感器用于测量所述转动轴旋转的角度，所述转动件与所述转动轴连接，所述转动件还与所述拉力测量部件连接，所述飞行设备在飞行状态下拉动所述拉力测量部件偏离基准面，所述拉力测量部件通过所述转动件使所述转动轴发生旋转，所述角度传感器通过测量所述转动轴旋转的角度获得所述拉力角。
5.根据权利要求4所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述角度测量部件还包括：轴承；所述轴承与所述角度传感器连接，使所述飞行设备能够环绕所述轴承飞行，其中，所述轴承的轴线与所述拉力测量部件的轴线，以及所述转动轴的轴线相交于一点。
6.根据权利要求5所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述轴承采用低摩擦滚动轴承。
7.根据权利要求4所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述角度测量部件还包括：第二无线通信模块，所述第二无线通信模块与所述角度传感器电连接，用于将所述应变传感器测得的数据通过无线传输方式输出。
8.根据权利要求1所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述姿态测量部件包括：
姿态传感器，其设置于所述飞行设备上，用于测量所述飞行设备在飞行状态下的用于表征滚转角和/或俯仰角的数据。
9.根据权利要求8所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述姿态测量部件还包括：第三无线通信模块，其与所述姿态传感器电连接，用于将所述姿态传感器测得的数据通过无线传输方式输出。
10.根据权利要求8所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述姿态传感器可拆卸地设置于所述飞行设备上。
11.根据权利要求1所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述装置还包括：
安装基座，其用于安装所述角度测量部件；
调整构件，其设置于所述安装基座与所述角度测量部相背的一侧，用于通过调整所述安装基座以调整所述角度测量部的测量基准面。
12.根据权利要求11所述的飞行设备升力测试装置，其特征在于，所述安装基座包括一安装平面，所述角度测量部安装于所述安装平面上；
所述调整构件包括至少三个调整元件，所述至少三个调整元件沿非一直线设置于所述安装基座上；
通过所述至少三个调整元件以使得所述安装平面平行于水平面，从而使得所述角度测量部的测量基准面平行于水平面。
13.一种飞行设备升力测试***，其特征在于，包括：
如权利要求1-12任一所述的飞行设备升力测试装置，用于测量所述飞行设备在飞行状态下的飞行数据，所述飞行数据包括用于表征拉力、拉力角、滚转角和/或俯仰角的数据；其中，所述飞行状态包括悬停状态和/或盘旋状态；
飞行控制模块，与所述飞行设备通信连接，用于控制所述飞行设备的飞行状态；
数据采集模块，与所述飞行设备升力测试装置通信连接，用于接收所述飞行设备升力测试装置测得的所述飞行数据；
升力计算模块，用于根据所述飞行数据计算所述飞行设备在飞行状态下所产生的升力。
14.一种飞行设备升力测试方法，其特征在于，采用如权利要求13所述的飞行设备升力测试***，实现对所述飞行设备在飞行状态下所产生的升力的测试，包括：
通过飞行控制模块控制飞行设备进入飞行状态；其中，所述飞行状态包括悬停状态和/或盘旋状态；
通过飞行设备升力测试装置测量所述飞行设备在飞行状态下的飞行数据，所述飞行数据包括用于表征拉力、拉力角、滚转角和/或俯仰角的数据；
通过数据采集模块接收所述飞行设备升力测试装置测得的所述飞行数据；
通过升力计算模块根据所述飞行数据，计算所述飞行设备在飞行状态下所产生的升力。
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