一种多旋翼无人飞行器性能测试平台及方法技术领域
本发明涉及一种测试设备及方法，具体涉及一种多旋翼无人飞行器性能测
试平台及方法。
背景技术
近年来，多旋翼无人飞行器以其安全、体积小、应用灵活、作业效率高等
优点被广泛应用于军事、科研、民用等各个领域，无人飞行器无论在民用领域
还是军事领域都有着广阔的市场和应用前景，尤其在极为危险、恶劣的环境中
更显示出了其应用价值。
多旋翼无人飞行器出现后，它的寿命平均值并不高。随着多旋翼无人飞行
器系统功能的扩展，机载设备越来越先进、复杂、昂贵，由于系统性能先进，
造价昂贵，就要求无人飞行器的服役时间也要逐渐增加，对无人飞行器的性能、
寿命要求将越来越严格。同时，多旋翼无人飞行器的应用正逐步扩展到民用和
科学研究领域。一般而言，民用用户要求性能高，造价低。如果没有科学的可
以依据的设计数据，没有一定的性能指标和寿命指标，可靠性与寿命指标过低，
民用用户势必无法认同，这样将阻碍无人飞行器向民用市场的扩展。现在无人
飞行器市场竞争极为激烈，国内目前有近百家单位在研制生产无人飞行器。在
系统性能差不多的情况下，用户必然倾向于长寿命、可靠性高、稳定性能好的
无人飞行器。因此，为取得最优的性价比效益，对无人飞行器的载荷性能、抗
风性能、稳定性能、寿命性能等性能参数进行测试就显得尤为必要。
目前，无人飞行器性能测试平台所采用的测试技术还不够成熟，在实际应
用中并不多见，而且在已有的无人飞行器性能测试平台中还存在两大主要问题：
一是现有的无人飞行器性能测试平台功能不够全面，现有的无人飞行器性能测
试平台中并没有某一种平台是适于测试无人飞行器的综合性能的，而是只针对
无人飞行器的某一种性能的测试而研制的，这就导致用户的参考指标不够全面，
难于选择；二是现有的无人飞行器性能测试平台给出的参考参数不够准确，现
有的无人飞行器性能测试平台所测试的参数均是在无人飞行器工作在理想的环
境中所得出的性能参数，而在现实作业中环境变化性很大，载荷、风力、振动
等因素对无人飞行器性能均会产生很大影响，这将导致用户对无人飞行器的选
择产生偏差。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种多旋翼无人飞行器性能
测试平台，该测试平台不仅结构简单，灵活性好，而且还可以准确测试出多旋
翼无人飞行器的多种性能指标，有很强的实用性和指导意义。
本发明的另外一个目的在于提供一种应用上述多旋翼无人飞行器性能测试
平台实现的多旋翼无人飞行器性能测试方法，该性能测试方法包括载荷性能测
试方法、抗风性能测试方法、稳定性能测试方法以及可靠性能测试方法。
本发明的目的通过以下的技术方案实现：
一种多旋翼无人飞行器性能测试平台，其特征在于，包括底座、立柱、顶
架、性能测试仪器和计算处理中心，此外还包括环绕在四周的外部围网；其中：
所述立柱的底部通过球头万向轴承连接在底座上，该立柱的顶部通过球头
万向轴承连接在顶架上；所述顶架通过弹性拉索悬挂在外部刚性体上；所述多
旋翼无人飞行器的支架上设有套环，该套环套在所述立柱上形成滑动结构；
所述外部围网包括围网支架和柔性织网，用于整个测试平台的安全防护；
所述性能测试仪器包括设置在多旋翼无人飞行器上的用于测量多旋翼无人飞行
器飞行姿态信息及工况信息的机上测试仪器，以及设置在所述测试平台上的用
于测量多旋翼无人飞行器的外部响应信息的地面测试仪器；其中，所述机上测
试仪器包括运动姿态传感器及工况传感器；所述地面测试仪器包括电流传感器、
拉力传感器、测距传感器、水平仪以及影像设备，其中，所述电流传感器用于
测量多旋翼无人飞行器电控系统的工作电流，该电流传感器设置在电源供电线
路中；所述拉力传感器用于测量多旋翼无人飞行器的升力，该拉力传感器的下
端连接在底座上，上端连接在多旋翼无人飞行器的机身上；所述测距传感器用
于测量多旋翼无人飞行器的飞行高度，该测距传感器设置于底座上；所述水平
仪用于测量平台的水平情况，该水平仪设置于底座平面上；所述影像设备用于
摄制测试过程并记录多旋翼无人飞行器各关键部件的热像，该影像设备设置于
外部围网支架上；
所述计算处理中心包括数据采集单元和数据分析单元，数据采集单元用于
将性能测试仪器中采集到的测试信号发送给数据分析单元；所述数据分析单元
用于根据数据采集单元获取的测试信号进行运算和存储，获得多旋翼无人飞行
器性能测试结果。
本发明的一个优选方案，其中，所述底座的上侧设有下滑动装置，该下滑
动装置包括沿径向设置在底座上的下滑轨以及设置在下滑轨上的下滑块，所述
立柱的下端通过球头万向轴承连接在下滑块上；当下滑块调节到确定位置后，
该下滑块通过螺丝固定在下滑轨上；
所述顶架的下侧设有上滑动装置，该上滑动装置包括沿径向设置在顶架上
的上滑轨以及设置在上滑轨上的上滑块，所述立柱的上端通过球头万向轴承连
接在上滑块上；当上滑块调节到确定位置后，该上滑块通过螺丝固定在上滑轨
上。
上述优选方案中，通过设置下滑动装置和上滑动装置，可以根据多旋翼无
人飞行器的形状和机臂的长短来调节立杆的位置，使得本发明的测试平台可以
适用于对不同尺寸的多旋翼无人飞行器进行测试。
优选地，所述底座的中部设有重力块，以降低整个测试平台的重心，增加
其稳定性；所述底座上设有安装孔，用于将下滑动装置固定于底座上，且底座
上设有不同角度的安装孔，可根据需要调整下滑动装置的安装位置以适应不同
种类的多旋翼无人机，如四旋翼、六旋翼或八旋翼等等。
本发明的一个优选方案，其中，所述立柱的上下两端设有上限位销和下限
位销，所述上限位销和下限位销之间的立柱表面设有刻度。所述上限位销和下
限位销分别用于限定多旋翼无人飞行器的飞行高度上限和起飞位置；所述刻度
用于指示多旋翼无人飞行器的高程位置。
优选地，所述上限位销和下限位销由套设在立柱上的圆环状阻尼器构成，
用于给多旋翼无人飞行器到达最高位和最低位时起到缓冲减震作用。
本发明的一个优选方案，其中，所述运动姿态传感器是全球定位系统定位
传感器或陀螺仪或航姿参考系统或惯性测量单元，用于测量多旋翼无人飞行器
的运动姿态参数，该运动姿态参数包括位置、速度、高度、航向和倾角；所述
工况传感器是工作温度传感器、转速传感器或振动传感器中的一种或多种。
本发明的一个优选方案，其中，所述立柱为由轻质刚性材料制成的圆杆，
数量为一根或一根以上，若为一根以上时，各立柱之间保持平行。
一种应用上述多旋翼无人飞行器性能测试平台实现的多旋翼无人飞行器载
荷性能测试方法，其特征在于，包括如下步骤：
a.将安装好套环的多旋翼无人飞行器套在测试平台的立柱上，将拉力传感器
连接于飞行器机身的重心垂直轴上；
b.接通飞行器及测试平台电源，遥控多旋翼无人飞行器飞行至合适的高度，
绷紧机身与拉力传感器的连接绳索，然后逐渐加大遥控油门至油门最大值；
c.数据采集单元根据设定的频率记录多旋翼无人飞行器从起飞到油门推至
最大值期间：遥控器油门开度，拉力传感器、电流传感器、测距传感器输出的
数据以及各关键部件的热像，并发送至数据分析单元处理，数据分析单元经载
荷性能分析计算得出无人飞行器的载荷性能参数并生成相应的性能参数报告；
所述载荷性能参数包括额定载荷和极限载荷，其中：
所述额定载荷是指：当绷紧机身与拉力传感器的连接绳索后，逐渐加大油
门开度，同时电流I也在增加，当V供电电压*I单个电机电流＝P单个电机额定功率时，记录此时拉
力传感器的读数F为该飞行器的额定载荷值；
所述极限载荷是指：当绷紧机身与拉力传感器的连接绳索后，逐渐加大油
门至100％，持续运转一定的时间后若飞行器未出现异常，记录持续时间及此时
拉力传感器的读数F为该飞行器的极限载荷值。
一种应用上述多旋翼无人飞行器性能测试平台实现的多旋翼无人飞行器抗
风性能测试方法，其特征在于，包括如下步骤：
a.将安装好套环的多旋翼无人飞行器套在测试平台的立柱上，给被测飞行器
添加适当的载荷，并将测试平台及飞行器移至风洞试验段中；
b.接通飞行器及测试平台电源，遥控多旋翼无人飞行器飞行至合适的高度，
让其处于定高自稳飞行状态；
c.由小到大逐步调整风洞试验段中的风速，使被测的多旋翼无人飞行器置于
不同等级风速的风洞环境中飞行；
d.数据采集单元根据设定的频率记录多旋翼无人飞行器从起飞到测试结束
期间：遥控器油门开度，电流传感器、测距传感器、机上运动姿态传感器和工
况传感器输出的数据以及各关键部件的热像，并发送至数据分析单元处理，数
据分析单元经抗风性能分析计算得出飞行器的抗风性能参数并生成相应的性能
参数报告；
所述抗风性能计算方法为：当风速等级为k(k是明确的风速等级)时，机
上运动姿态传感器输出无人飞行器的机身倾斜角度为αk，通过不断增加风速等
级至n，无人飞行器最终会由于倾斜角度αn过大而失去平衡，即被测无人飞行
器的最大抗风等级为n-1；且对比在不同等级风速时电流传感器所得的电流值I
及其他传感器所得的与稳定状态时相比的偏移值S来综合分析无人飞行器在不
同等级风速时其抗风性能的好坏，电流值I越小和偏移值S越小，抗风能力越强。
一种应用上述多旋翼无人飞行器性能测试平台实现的多旋翼无人飞行器稳
定性能测试方法，其特征在于，包括如下步骤：
a.将安装好套环的多旋翼无人飞行器套在测试平台的立柱上；
b.接通飞行器及测试平台电源，连接好机上运动姿态传感器，遥控多旋翼无
人飞行器飞行至合适的高度，让其处于定高自稳飞行状态；
c.用外力给多旋翼无人飞行器施加外部扰动激励信号，例如载荷中药箱的浪
涌、随机风等，并同步记录扰动激励信号的输入时间和强度；
d.数据采集单元根据设定的频率记录扰动激励信号输入后多旋翼无人飞行
器机上运动姿态传感器及工况传感器输出的数据以及各关键部件的热像，并发
送至数据分析单元处理，数据分析单元结合飞行器抗扰动恢复达到稳态的时间，
经稳定性能分析计算得出飞行器的稳定性能参数并生成相应的性能参数报告；
所述稳定性能的计算方法为：在被测无人飞行器的一侧加以不同程度的扰
动信号R，无人飞行器机身会发生摇晃及倾斜，最终会因为扰动信号过大导致倾
斜角度过大而失去平衡，当无人飞行器失去平衡时的扰动信号Rk即为被测无人
飞行器的极限扰动值，对比机上运动姿态传感器输出的由扰动信号R1、R2、……、
Rk-1引起的无人飞行器摇晃的幅度值A及恢复平衡的时间值T来分析被测无人
飞行器稳定性能的好坏，在某一等级的扰动信号R下，飞行器摇晃的幅度值A
越小和恢复平衡的时间T越小，表示飞行器的稳定性能越好。
一种应用上述多旋翼无人飞行器性能测试平台实现的多旋翼无人飞行器可
靠性能测试方法，其特征在于，包括如下步骤：
a.将安装好套环的多旋翼无人飞行器套在测试平台的立柱上，给被测飞行器
添加适当的载荷；
b.根据不同的可靠性指标测试需求，设定不同的可靠性验证试验(包括：高
温测试、高湿测试、高温高湿测试、盐雾测试、振动测试、淋雨测试、粉尘测
试、药液挥发物腐蚀性测试、满载测试等)，将飞行器置于相应的验证试验测
试环境中；
c.接通飞行器及测试平台电源，遥控多旋翼无人飞行器飞行至合适的高度，
让其处于定高自稳飞行状态；
d.数据采集单元根据设定的频率记录不同验证试验测试环境中多旋翼无人
飞行器机上运动姿态传感器和工况传感器输出的数据以及各关键部件的热像，并
发送至数据分析单元处理，数据分析单元结合飞行器的平均无故障工作间隔时
间、飞行任务成功率、可靠度、累积失效概率，经可靠性能分析计算得出飞行器
的可靠性能参数并生成相应的性能参数报告。例如：
高温可靠性能测试的测试方法为：将测试平台及飞行器置于40℃左右的高
温环境中并搭载一定的载荷持续飞行20min左右，通过计算总飞行次数中的失
败次数来评估其高温环境下的可靠度，即U＝1-失败飞行次数/总飞行次数；
满载可靠性测试的测试方法为：将测试平台及飞行器在正常飞行环境中搭
载额定载荷(即额定功率)飞行，通过计算统计无人飞行器的平均故障间隔时
间来评估其满载测试下的可靠性能。
其余可靠性能测试参照上述方法来进行，方法原则是在设定的测试条件下
结合飞行器的平均无故障工作间隔时间来进行评估。
本发明的工作原理是：
本发明的多旋翼无人飞行器性能测试平台中，利用底座、立柱和顶架将多
旋翼无人飞行器限定在特定的位置进行各种飞行状态模拟，由于所述立柱的上
下两端与顶架、底座通过万向轴承连接，使得立柱可以在空间上灵活地摆动，
所述多旋翼无人飞行器通过套环可滑动地连接在立柱上，使得多旋翼无人飞行
器的模拟飞行可尽可能地接近真实环境；利用性能测试仪器对测试状态下的各
个参数进行检测，并利用计算处理中心对检测到的数据进行分析获得性能测试
结果。
本发明与现有技术相比具有以下的有益效果：
1.由于所述立柱的上下两端与顶架、底座通过万向轴承连接，使得立柱可
以在空间上灵活地摆动，多旋翼无人飞行器通过套环可滑动地连接在立柱上进
行模拟真实飞行，飞行试验环境更接近于真实环境；测试出的关于无人飞行器
的各个性能指标更准确可靠，具有更好的参考价值。此外，底座和顶架上设有
滑动装置，立柱连接在滑动装置上，这种结构可使测试平台能够灵活地适应各
种尺寸和结构的多旋翼飞行器的安装和测试，使测试平台具有很宽的适应性。
2.本发明通过获取各个位置处传感器的信号并进行处理，就能得出关于无人
飞行器的载荷性能、抗风性能、稳定性能、可靠性能等多种性能参数，实现了
无人飞行器性能指标参考的全面性，更有利于用户的选择。
3.本发明测试平台的优选方案中，立柱的上下两端设有上限位销和下限位
销，限位销由套设在立柱上的圆环状阻尼器构成，这种带有阻尼器上下限位销，
可避免无人飞行器在测试中因过载或意外等情况所致的坠毁事故，极大地减少
了损失，从而降低了测试成本。
4.本发明测试平台设有环绕在四周的外部围网，用于整个测试平台的安全
防护，即可保护测试中的飞行器免受外部干扰，又可避免测试过程中飞行器发
生射桨等危险故障时对附近测试工作人员的安全威胁。
5.本发明地面测试仪器的影像设备包括能记录温度变化情况的热像仪，该仪
器安装于外部围网的支架上，可全面记录飞行器各部件的温度实时变化情况，
更有利于对测试过程中各部件的工作状态进行全面准确地评估。
附图说明
图1为本发明的多旋翼无人飞行器性能测试平台的一个具体实施方式的结
构示意图。
图2为本发明的多旋翼无人飞行器性能测试平台的底座平面示意图。
图3为图1所示多旋翼无人飞行器性能测试平台的工作流程图。
具体实施方式
下面结合实施例及附图对本发明作进一步详细的描述，但本发明的实施方
式不限于此。
实施例1
参见图1和图2，本发明的多旋翼无人飞行器4性能测试平台包括底座3、
立柱2、顶架1、性能测试仪器和计算处理中心，此外还包括环绕在四周的外部
围网；其中：
所述立柱2的底部通过球头万向轴承303连接在底座3上，该立柱2的顶
部通过球头万向轴承103连接在顶架1上；所述顶架1通过弹性拉索104悬挂
在外部刚性体上，所述弹性拉索104用于在测试初始时保持立柱垂直；顶架1
为中空支架；所述多旋翼无人飞行器4的支架上设有套环203，该套环203套在
所述立柱2上形成滑动结构。
所述外部围网包括围网支架和柔性织网，用于整个测试平台的安全防护。
参见图3，所述性能测试仪器包括设置在多旋翼无人飞行器4上的用于测量
多旋翼无人飞行器飞行姿态信息及工况信息的机上测试仪器，以及设置在所述
测试平台上的用于测量多旋翼无人飞行器的外部响应信息的地面测试仪器。其
中，所述机上测试仪器包括运动姿态传感器ZYX-S2及工况传感器；所述地面
测试仪器包括电流传感器XA-1-100A、拉力传感器PST-20KG、测距传感器、水
平仪以及影像设备FLIRT-400，其中，所述电流传感器XA-1-100A用于测量多
旋翼无人飞行器电控系统的工作电流，该电流传感器XA-1-100A设在电源供电
线路上；所述拉力传感器PST-20KG用于测量多旋翼无人飞行器的升力，该拉
力传感器PST-20KG的下端连接在底座3上，上端连接在多旋翼无人飞行器的
机身上；所述测距传感器用于测量多旋翼无人飞行器的飞行高度，该测距传感
器设置于底座3上；所述水平仪用于测量平台的水平情况，该水平仪设置于底
座3平面上；所述影像设备FLIRT-400用于摄制测试过程并记录多旋翼无人飞
行器各关键部件的热像，该影像设备FLIRT-400设置于外部围网支架上。
所述计算处理中心包括数据采集单元(ARTUSB2831)和数据分析单元
(Labview软件)，数据采集单元(ARTUSB2831)用于将性能测试仪器中采集到
的测试信号发送给数据分析单元；所述数据分析单元(Labview软件)用于根据数
据采集单元(ARTUSB2831)获取的测试信号进行运算和存储，获得多旋翼无
人飞行器性能测试结果。
参见图1和图2，所述底座3的上侧设有下滑动装置，该下滑动装置包括沿
径向设置在底座3上的下滑轨301以及设置在下滑轨301上的下滑块302，所述
立柱2的下端通过球头万向轴承303连接在下滑块302上；当下滑块302调节
到确定位置后，可以通过拧紧下滑块302上表面的螺丝使其固定在下滑轨301
上的确定位置；所述下滑轨301为双轴心导轨。所述顶架1的下侧设有上滑动
装置，该上滑动装置包括沿径向设置在顶架1上的上滑轨101以及设置在上滑
轨101上的上滑块102，所述立柱2的上端通过球头万向轴承103连接在上滑块
102上；当上滑块102调节到确定位置后，可以通过拧紧上滑块102上的螺丝使
其固定在上滑轨101上的确定位置。通过设置下滑动装置和上滑动装置，可以
根据多旋翼无人飞行器4的形状和机臂的长短来调节立杆2的位置，使得本发
明的测试平台可以适用于对不同尺寸的多旋翼无人飞行器进行测试。
参见图1和图2，所述底座3的中部设有重力块304，以降低整个测试平台
的重心，增加其稳定性；所述底座3上设有安装孔305，用于将下滑动装置固定
于底座3上，且底座3上设有不同角度的安装孔305，可根据需要调下整滑动装
置的固定位置以适应不同种类的多旋翼无人机，如四旋翼、六旋翼或八旋翼等
等。
参见图1，所述立柱的上下两端设有上限位销201和下限位销202，所述上
限位销201和下限位销202之间的立柱2表面设有刻度。所述上限位销201和
下限位销202分别用于限定多旋翼无人飞行器4的飞行高度上限和起飞位置；
所述刻度用于指示多旋翼无人飞行器4的高程位置。所述上限位销201和下限
位销202由套设在立柱2上的圆环状阻尼器构成，用于给多旋翼无人飞行器6
到达最高位和最低位时起到缓冲减震作用。
参见图3，所述运动姿态传感器是全球定位系统定位传感器或陀螺仪
ZYX-S2或航姿参考系统或惯性测量单元，用于测量多旋翼无人飞行器的运动姿
态参数，该运动姿态参数包括位置、速度、高度、航向和倾角；所述工况传感
器是工作温度传感器PT100、转速传感器或振动传感器中的一种或多种。
参见图3，所述计算处理中心是计算机，数据采集单元(ARTUSB2831)
和数据分析单元(Labview软件)安装于计算机中。数据采集单元(ARTUSB2831)
的输入接口通过有线或无线方式与性能测试仪器的输出接口连接；数据采集单
元(ARTUSB2831)采集到的信号发送给数据分析单元(Labview软件)处理和储
存；数据分析单元(Labview软件)由数据通讯协议栈、系统自检模块、数据同步
采集模块、数据转换存储模块、数据处理分析模块、性能参数成图输出模块及
系统维护模块组成。
所述立柱2为由轻质刚性材料制成的圆杆，数量为多根，各立柱之间保持
平行。
参见图1～图3，本发明的应用上述多旋翼无人飞行器性能测试平台实现的
多旋翼无人飞行器载荷性能测试方法，包括如下步骤：
a.将安装好套环203的多旋翼无人飞行器4套在测试平台的立柱2上，将拉
力传感器PST-20KG连接于飞行器机身的重心垂直轴上；
b.接通飞行器及测试平台电源，遥控多旋翼无人飞行器4飞行至合适的高
度，绷紧机身与拉力传感器PST-20KG的连接绳索，然后逐渐加大遥控油门至
油门最大值；
c.数据采集单元(ARTUSB2831)根据设定的频率记录多旋翼无人飞行器4
从起飞到油门推至最大值期间：遥控器油门开度，拉力传感器PST-20KG、电流
传感器XA-1-100A、测距传感器输出的数据以及各关键部件的热像，并发送至
数据分析单元(Labview软件)处理，数据分析单元(Labview软件)经载荷性能分析
计算得出无人飞行器的载荷性能参数并生成相应的性能参数报告；
所述载荷性能参数包括额定载荷和极限载荷，其中：
所述额定载荷是指：当绷紧机身与拉力传感器PST-20KG的连接绳索后，
逐渐加大油门开度，同时电流I也在增加，当V供电电压*I单个电机电流＝P单个电机额定功率时，
记录此时拉力传感器PST-20KG的读数F为该飞行器的额定载荷值；
所述极限载荷是指：当绷紧机身与拉力传感器PST-20KG的连接绳索后，
逐渐加大油门至100％，持续运转一定的时间后若飞行器未出现异常，记录持续
时间及此时拉力传感器PST-20KG的读数F为该飞行器的极限载荷值。
参见图1～图3，本发明的应用上述多旋翼无人飞行器4性能测试平台实现
的多旋翼无人飞行器4抗风性能测试方法，包括如下步骤：
a.将安装好套环203的多旋翼无人飞行器4套在测试平台的立柱2上，给被
测飞行器添加适当的载荷，并将测试平台及飞行器移至风洞试验段中；
b.接通飞行器及测试平台电源，遥控多旋翼无人飞行器飞行至合适的高度，
让其处于定高自稳飞行状态；
c.由小到大逐步调整风洞试验段中的风速，使被测的多旋翼无人飞行器置于
不同等级风速的风洞环境中飞行；
d.数据采集单元(ARTUSB2831)根据设定的频率记录多旋翼无人飞行器
从起飞到测试结束期间：遥控器油门开度，电流传感器XA-1-100A、测距传感
器、机上运动姿态传感器ZYX-S2和工况传感器输出的数据以及各关键部件的
热像，并发送至数据分析单元(Labview软件)处理，数据分析单元(Labview软件)
经抗风性能分析计算得出飞行器的抗风性能参数并生成相应的性能参数报告；
所述抗风性能计算方法为：当风速等级为k(k是明确的风速等级)时，机
上运动姿态传感器ZYX-S2输出无人飞行器的机身倾斜角度为αk，通过不断增
加风速等级至n，无人飞行器最终会由于倾斜角度αn过大而失去平衡，即被测
无人飞行器的最大抗风等级为n-1；且对比在不同等级风速时电流传感器
XA-1-100A所得的电流值I及其他传感器所得的与稳定状态时相比的偏移值S
来综合分析无人飞行器在不同等级风速时其抗风性能的好坏，电流值I越小和偏
移值S越小，抗风能力越强。
参见图1～图3，本发明的应用上述多旋翼无人飞行器6性能测试平台实现
的多旋翼无人飞行器4稳定性能测试方法，包括如下步骤：
a.将安装好套环203的多旋翼无人飞行器4套在测试平台的立柱2上；
b.接通飞行器及测试平台电源，连接好机上运动姿态传感器ZYX-S2，遥控
多旋翼无人飞行器飞行至合适的高度，让其处于定高自稳飞行状态；
c.用外力给多旋翼无人飞行器施加外部扰动激励信号，例如载荷中药箱的浪
涌、随机风等，并同步记录扰动激励信号的输入时间和强度；
d.数据采集单元(ARTUSB2831)根据设定的频率记录扰动激励信号输入
后多旋翼无人飞行器4机上运动姿态传感器ZYX-S2和工况传感器输出的数据
以及各关键部件的热像，并发送至数据分析单元(Labview软件)处理，数据分析
单元(Labview软件)结合飞行器抗扰动恢复达到稳态的时间，经稳定性能分析计
算得出飞行器的稳定性能参数并生成相应的性能参数报告；
所述稳定性能的计算方法为：在被测无人飞行器的一侧加以不同程度的扰
动信号R，无人飞行器机身会发生摇晃及倾斜，最终会因为扰动信号过大导致倾
斜角度过大而失去平衡，当无人飞行器失去平衡时的扰动信号Rk即为被测无人
飞行器的极限扰动值，对比机上运动姿态传感器输出的由扰动信号R1、R2、……、
Rk-1引起的无人飞行器摇晃的幅度值A及恢复平衡的时间值T来分析被测无人
飞行器稳定性能的好坏，在某一等级的扰动信号R下，飞行器摇晃的幅度值A
越小和恢复平衡的时间T越小，表示飞行器的稳定性能越好。
参见图1～图3，本发明的应用上述多旋翼无人飞行器4性能测试平台实现
的多旋翼无人飞行器4可靠性能测试方法，包括如下步骤：
a.将安装好套环203的多旋翼无人飞行器4套在测试平台的立柱上，给被测
飞行器添加适当的载荷；
b.根据不同的可靠性指标测试需求，设定不同的可靠性验证试验(包括：高
温测试、高湿测试、高温高湿测试、盐雾测试、振动测试、淋雨测试、粉尘测
试、药液挥发物腐蚀性测试、满载测试等)，将飞行器置于相应的验证试验测
试环境中；
c.接通飞行器及测试平台电源，遥控多旋翼无人飞行器4飞行至合适的高
度，让其处于自稳定高飞行状态；
d.数据采集单元(ARTUSB2831)根据设定的频率记录不同验证试验测试
环境中多旋翼无人飞行器4机上运动姿态传感器ZYX-S2和工况传感器FLIR
T400输出的数据以及各关键部件的热像，并发送至数据分析单元(Labview软件)
处理，数据分析单元(Labview软件)结合飞行器的平均无故障工作间隔时间、飞
行任务成功率、可靠度、累积失效概率，经可靠性能分析计算得出飞行器的可
靠性能参数并生成相应的性能参数报告。例如：
高温可靠性能测试的测试方法为：将测试平台及飞行器置于40℃左右的高
温环境中并搭载一定的载荷持续飞行20min左右，通过计算总飞行次数中的失
败次数来评估其高温环境下的可靠度，即U＝1-失败飞行次数/总飞行次数；
满载可靠性测试的测试方法为：将测试平台及飞行器在正常飞行环境中搭
载额定载荷(即额定功率)飞行，通过计算统计无人飞行器的平均故障间隔时
间来评估其满载测试下的可靠性能。
其余可靠性能测试参照上述方法来进行，方法原则是在设定的测试条件下
结合飞行器的平均无故障工作间隔时间来进行评估。
实施例2
本实施例的多旋翼无人飞行器性能测试平台除以下特征外同实施例1：多旋
翼无人飞行器的抗风性能指标的角度传感器可以替换为测距传感器，数据采集
单元通过采集安装在立柱2上的测距传感器的位移信号来测量立柱2的摆动幅
度，从而来测得无人机的抗风性能指标。
上述为本发明较佳的实施方式，但本发明的实施方式并不受上述内容的限
制，其他的任何未背离本发明的精神实质与原理下所作的改变、修饰、替代、
组合、简化，均应为等效的置换方式，都包含在本发明的保护范围之内。