李正農(nóng), 胡昊輝沈義俊

(1.湖南大學(xué) 建筑安全與節(jié)能教育部重點實驗室, 長沙 410082；2.華南理工大學(xué) 土木與交通學(xué)院, 廣州 510641)

0 引 言

1992年，澳大利亞氣象局Greg Holland首次提出以氣象無人機(jī)攜帶皮托-靜壓管等儀器測風(fēng)的方法[1-2]，其后研究者競相開展無人機(jī)搭載氣象儀器的研究和試驗。目前，國內(nèi)外多采用固定翼無人機(jī)進(jìn)行測風(fēng)試驗，基于地速、空速、風(fēng)速三者的矢量三角形關(guān)系來解算風(fēng)速和風(fēng)向角[3-5]，并提出了各種改進(jìn)方法使解算結(jié)果更加準(zhǔn)確[6-8]。但是，由于固定翼無人機(jī)的前飛特性，當(dāng)需要在特定點進(jìn)行風(fēng)速、風(fēng)向時程測量或飛行區(qū)間有限時(如靠近建筑物飛行)，其應(yīng)用就受到了限制。

近年來，多旋翼無人機(jī)逐漸普及，與固定翼無人機(jī)相比，它具有精確懸停、垂直起降、操作簡單、成本較低等優(yōu)點，在航空管制方面受限也相對較少。2015年，Neumann等[9]基于風(fēng)洞試驗和現(xiàn)場實測，利用四旋翼無人機(jī)機(jī)載傳感器測量的有關(guān)參數(shù)，提出了擬合公式來解算風(fēng)速與風(fēng)向角，風(fēng)速解算結(jié)果較為準(zhǔn)確，而風(fēng)向解算結(jié)果并不理想。因此，有研究者提出利用多旋翼無人機(jī)搭載額外的測風(fēng)儀器直接測量風(fēng)速、風(fēng)向信息。該方法最主要的問題在于無人機(jī)旋翼轉(zhuǎn)動引起的擾流對測風(fēng)儀器存在干擾，目前相關(guān)研究極為有限。2018年，Prudden等[10-11]將無人機(jī)與風(fēng)向標(biāo)結(jié)合，并將多孔風(fēng)速探頭置于機(jī)頭前方4.5倍旋翼直徑處測量風(fēng)場。其缺點在于：多孔風(fēng)速探頭僅能測量來流，探測范圍局限于90°的錐形區(qū)域內(nèi)，無法測量該區(qū)域之外的湍流；風(fēng)向標(biāo)的被動風(fēng)向?qū)?zhǔn)機(jī)制也使風(fēng)向測量存在一定誤差。2014年，de Boisblanc等[12]將超聲波風(fēng)速儀置于六旋翼無人機(jī)機(jī)身中心上方0.83倍旋翼直徑處進(jìn)行風(fēng)洞試驗，發(fā)現(xiàn)來流風(fēng)速為0.90 m/s時，旋翼轉(zhuǎn)動引起的平均風(fēng)速誤差為0.13 m/s，對于風(fēng)速較大的情況及不同風(fēng)向角對風(fēng)場測量準(zhǔn)確性的影響則未作研究。2016年，Bruschi等[13]在四旋翼無人機(jī)上方安裝微電子風(fēng)速探頭進(jìn)行風(fēng)洞試驗，當(dāng)來流風(fēng)速小于10 m/s時，旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)速測量結(jié)果影響顯著，但在所測風(fēng)速范圍內(nèi)，旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)向角測量幾乎沒有影響。對于不同高度處的風(fēng)場測量準(zhǔn)確性，以及一定來流風(fēng)速下無人機(jī)傾斜對風(fēng)場測量結(jié)果的影響，該試驗未作研究。

本文主要針對六旋翼無人機(jī)旋翼轉(zhuǎn)動引起的下洗流場對安裝于無人機(jī)中心上方不同高度處的測風(fēng)儀器測風(fēng)準(zhǔn)確性的影響開展風(fēng)洞試驗，分析不同風(fēng)向角及機(jī)身傾斜對風(fēng)場測量準(zhǔn)確性的影響，為無人機(jī)搭載測風(fēng)儀器直接測風(fēng)的實際應(yīng)用提供參考。

1 試驗裝置

1.1 無人機(jī)

常見的無人機(jī)包括四旋翼、六旋翼和八旋翼無人機(jī)。綜合考慮載重量、體積、飛行穩(wěn)定性、動力系統(tǒng)失效容忍度等因素，本文采用六旋翼無人機(jī)作為飛行平臺。該無人機(jī)對稱電機(jī)軸距為900 mm，單個機(jī)臂長358 mm，中心架直徑272 mm。整機(jī)重量4.7 kg(含電池)，最大額外載重3.5 kg；額外載重2.0 kg時，懸停時間約為20 min。

1.2 超聲波風(fēng)速儀

安裝于無人機(jī)上方的測風(fēng)儀器主要有以下選擇：皮托-靜壓管、熱線風(fēng)速儀、傳統(tǒng)風(fēng)杯式風(fēng)速風(fēng)向儀、超聲波風(fēng)速儀。如以皮托-靜壓管測量風(fēng)向，需在一個圓周范圍內(nèi)每隔10°安裝一個(由于自然界風(fēng)向不確定)，這無疑會增加結(jié)構(gòu)的重量和復(fù)雜性[9]；熱線風(fēng)速儀則存在無法測量風(fēng)向以及積灰問題；傳統(tǒng)風(fēng)杯式風(fēng)速風(fēng)向儀體積較大，在無人機(jī)上安裝還存在振動、磨損問題。因此，本文選用賽能SA210M二維超聲波風(fēng)速儀進(jìn)行風(fēng)速、風(fēng)向測量，采樣頻率1 Hz。超聲波風(fēng)速儀相關(guān)參數(shù)見表1。

表1 超聲波風(fēng)速儀參數(shù)Table 1 Parameters of ultrasonic anemometer

在風(fēng)洞中，在不同風(fēng)速下對該超聲波風(fēng)速儀進(jìn)行二次標(biāo)定(出廠時已標(biāo)定)。標(biāo)定時，采用澳大利亞TFI Series100眼鏡蛇三維脈動風(fēng)速探頭與該超聲波風(fēng)速儀在同一高度同時進(jìn)行測量，標(biāo)定結(jié)果見表2。由表2可見，該超聲波風(fēng)速儀與眼鏡蛇三維脈動風(fēng)速探頭所測風(fēng)速基本一致，準(zhǔn)度滿足試驗要求，可用二者所測數(shù)據(jù)直接進(jìn)行對比分析。

另外，為了實現(xiàn)風(fēng)速、風(fēng)向數(shù)據(jù)的實時獲取傳輸，采用小型無線電臺與風(fēng)速儀進(jìn)行整合。

表2 風(fēng)速標(biāo)定結(jié)果Table 2 Wind speed calibration results

1.3 測風(fēng)整體系統(tǒng)

整合上述試驗裝置，得到無人機(jī)測風(fēng)整體系統(tǒng)，整機(jī)重量為6.0 kg。對其作可行性檢驗，在室外進(jìn)行試飛測試，無人機(jī)可正常懸停，且能實時在電腦端接收到風(fēng)速、風(fēng)向時程信號。

2 試驗設(shè)計

試驗在湖南大學(xué)HD-3低速直流邊界層風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞氣動輪廓全長14 m，試驗段全長12 m，截面尺寸3.0 m×2.5 m，轉(zhuǎn)盤直徑2 m。試驗段風(fēng)速0～20 m/s連續(xù)可調(diào)。一般根據(jù)模型縮尺比在試驗段前端布置尖劈和粗糙元實現(xiàn)湍流度調(diào)整，使風(fēng)剖面滿足規(guī)范規(guī)定；空風(fēng)洞時，流場為均勻流。

由于風(fēng)洞中GPS信號較弱，無人機(jī)無法在GPS模式下精確懸停；在姿態(tài)模式下又會出現(xiàn)隨風(fēng)漂移現(xiàn)象，對操作要求高，極易發(fā)生碰撞。因此，為盡量減小地面效應(yīng)影響，試驗中將無人機(jī)固定于高1 m的支架上，且各工況均滿足阻塞率相關(guān)要求。同時，采用手動模式，在每個工況下都將遙控器油門推到固定值，保持無人機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速恒定。

試驗所用無人機(jī)為足尺模型，受風(fēng)洞尺寸限制，無法模擬實際足尺流場。一般來說，采用縮尺比構(gòu)造的流場在1 m高度處的湍流度較小，但在實際情況下，無人機(jī)所處流場不可能完全均勻，故仍在試驗段前端布置了一定的尖劈和粗糙元，如圖1所示。

圖1 尖劈和粗糙元布置圖

2.1 旋翼轉(zhuǎn)速標(biāo)定

試驗采用直徑為38.1 cm的螺旋槳，螺距為13.2 cm。根據(jù)旋翼所受升力與轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系曲線[14-15]，同時考慮試驗所用無人機(jī)機(jī)臂存在一個向上8°的傾角以及旋翼間的相互干擾效應(yīng)，估算出無風(fēng)狀態(tài)下無人機(jī)懸停時的旋翼轉(zhuǎn)速約為5000 r/min(不考慮風(fēng)速及機(jī)身傾斜等因素對轉(zhuǎn)速的影響)。

為標(biāo)定旋翼轉(zhuǎn)速達(dá)到5000 r/min時的油門值，以非接觸光電式轉(zhuǎn)速儀發(fā)射光線至粘貼于螺旋槳上的熒光片獲得反射信號來測量轉(zhuǎn)速。在不同風(fēng)洞控制風(fēng)速vc下(vc為4、6、8和10 m/s)標(biāo)定旋翼轉(zhuǎn)速，結(jié)果顯示：當(dāng)油門值一定時，旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定在(5000±100) r/min。

2.2 工況設(shè)計

首先，需要研究旋翼轉(zhuǎn)動對安裝于無人機(jī)上方不同高度處的超聲波風(fēng)速儀測風(fēng)準(zhǔn)確性的影響。為在減小湍流作用的同時不影響無人機(jī)的飛行穩(wěn)定性，制作了6個不同高度的風(fēng)速儀安裝支架(編號1～6)，使風(fēng)速儀探頭距離無人機(jī)上部中心板分別為0.53、0.79、1.05、1.31、1.57和1.84倍旋翼直徑。

其次，需要研究來流從不同角度入射對風(fēng)場測量準(zhǔn)確性的影響?？紤]到六旋翼無人機(jī)的對稱性以及無人機(jī)槳葉的正反槳之分(為了防止自旋)，通過轉(zhuǎn)動風(fēng)洞底部轉(zhuǎn)盤，選取風(fēng)向角β為0°、30°和-30°進(jìn)行研究。當(dāng)風(fēng)向角β=30°時，正對來流的旋翼為反槳(順時針旋轉(zhuǎn))；當(dāng)風(fēng)向角β=-30°時，正對來流的旋翼為正槳(逆時針旋轉(zhuǎn))。試驗布置及風(fēng)向角設(shè)定如圖2所示。

(a) 試驗布置

(b) 風(fēng)向角設(shè)定

當(dāng)來流風(fēng)速不為0時，為保持無人機(jī)定點穩(wěn)定懸停，機(jī)身會存在一定傾斜。因此，試驗還考慮了機(jī)身傾斜對風(fēng)場測量結(jié)果的影響。根據(jù)無人機(jī)懸停時所受風(fēng)阻力FZ與重力W之間的關(guān)系(如圖3所示)，由式(1)和(2)可大致估算出無人機(jī)在不同來流風(fēng)速v下的傾斜角度α。

(1)

(2)

式中，CD為無人機(jī)整機(jī)阻力系數(shù)(近似取1，根據(jù)無人機(jī)廠家提供的最大飛行速度和最大傾角計算得到)，ρ為空氣密度。A近似取機(jī)身水平時的無人機(jī)迎風(fēng)面積，通過拍照并由Photoshop顯示的像素數(shù)(相當(dāng)于照片中的面積大小)及式(3)計算得到(風(fēng)速儀迎風(fēng)面積由廠家提供的圖紙得到)。

(3)

根據(jù)計算結(jié)果，當(dāng)控制風(fēng)速vc為8 m/s時，取α為5°；當(dāng)vc為10 m/s時，取α為10°；當(dāng)vc為4和6 m/s 時，α的計算結(jié)果均小于3°，不作機(jī)身傾斜分析。

圖3 機(jī)身傾斜角計算示意圖

試驗時，將眼鏡蛇風(fēng)速探頭置于超聲波風(fēng)速儀前方測量風(fēng)速。在風(fēng)洞控制風(fēng)速vc為4、6、8和10 m/s條件下(控制風(fēng)速測定點位于試驗段前端上部，來流經(jīng)過尖劈和粗糙元后，風(fēng)速會略有減小)，考察旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)場測量準(zhǔn)確性的影響，每組數(shù)據(jù)測量時間為2 min。

經(jīng)驗證，眼鏡蛇風(fēng)速探頭置于超聲波風(fēng)速儀的各安裝高度時，各工況下旋翼轉(zhuǎn)動對測得風(fēng)速的影響最大只有0.18 m/s(大多在0.10 m/s以內(nèi))，基本可以忽略，因此其測得的風(fēng)速均值可作為參考來流風(fēng)速。

3 結(jié)果分析

3.1 機(jī)身水平且旋翼靜止時對風(fēng)速測量的影響

圖4給出了無人機(jī)機(jī)身水平且旋翼靜止時，各工況下超聲波風(fēng)速儀與眼鏡蛇風(fēng)速探頭測得風(fēng)速之間的相對誤差曲線(相對于眼鏡蛇風(fēng)速探頭測得的數(shù)據(jù))。需要說明的是，不同高度處超聲波風(fēng)速儀的數(shù)據(jù)對應(yīng)于相同高度處眼鏡蛇風(fēng)速探頭的數(shù)據(jù)(后同)。

由圖4可見，在不同工況下，來流經(jīng)過試驗裝置引起的風(fēng)速相對誤差隨高度的變化趨勢基本相同。當(dāng)采用1號支架時，由于無人機(jī)機(jī)臂及旋翼的阻擋，來流經(jīng)過無人機(jī)后，風(fēng)速會略微減??；當(dāng)采用2～4號支架時，風(fēng)速則略微增大，這是由于無人機(jī)的阻擋改變了氣流流向，使其往稍高處通過，導(dǎo)致此高度范圍內(nèi)流速增大；當(dāng)采用5～6號支架時，風(fēng)速基本不變，誤差保持在±1%以內(nèi)。

控制風(fēng)速vc為6、8和10 m/s時，相對誤差基本在±2%之內(nèi)，可認(rèn)為在這3個控制風(fēng)速下，來流風(fēng)速經(jīng)過無人機(jī)后不受影響。當(dāng)控制風(fēng)速為4 m/s且采用2～4號支架時，經(jīng)過無人機(jī)后風(fēng)速有一定程度增大，相對誤差最大為4.39%，但仍小于5%，且絕對誤差只有0.16 m/s，與該工況下旋翼轉(zhuǎn)動引起的絕對誤差相比仍可以忽略，故后文主要分析旋翼靜止與轉(zhuǎn)動時超聲波風(fēng)速儀測得風(fēng)場的變化情況。

(a) 風(fēng)向角β=0°

(b) 風(fēng)向角β=30°

(c) 風(fēng)向角β=-30°

Fig.4Curvesofrelativewindspeederrorundervariousconditionswhenrotorsarestationary

3.2 機(jī)身水平時旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)速測量的影響

表3給出了各工況下旋翼轉(zhuǎn)動引起的計算湍流度變化情況(由超聲波風(fēng)速儀測得的風(fēng)速時程計算得到。需要指出的是，該計算湍流度是基于湍流強(qiáng)度計算公式對來流脈動的大體評估)。試驗中測得的來流湍流度(由眼鏡蛇風(fēng)速探頭測得，采樣頻率500 Hz)均小于5%。由表3可見，計算湍流度最大增幅1.64%，發(fā)生在1號支架及風(fēng)向角0°、控制風(fēng)速10 m/s的工況下；其他工況的計算湍流度變化均在±1%之內(nèi)，且在絕大多數(shù)工況下還有略微減小，這表明在該時間尺

度上旋翼轉(zhuǎn)動對來流脈動影響不大。由于本測風(fēng)系統(tǒng)主要用于氣象測量，更關(guān)注平均風(fēng)速和陣風(fēng)特性，因此后文主要對旋翼轉(zhuǎn)動對來流平均風(fēng)速的影響展開分析。圖5和表4分別給出了機(jī)身水平時各個工況下旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差曲線和風(fēng)速絕對誤差。

表3 各工況下旋翼轉(zhuǎn)動引起的計算湍流度變化Table 3 The change of calculated turbulent intensity caused by rotors rotation under various conditions

(a) 風(fēng)向角β=0°

(b) 風(fēng)向角β=±30°

圖5 各工況下旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差曲線

3.2.1 風(fēng)向角0°時旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)速測量的影響

由圖5(a)可見，風(fēng)向角β=0°時，總體上，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差隨風(fēng)速儀安裝高度均呈先增大后減小的趨勢。當(dāng)控制風(fēng)速為4 m/s時，風(fēng)速相對誤差隨高度的變化趨勢與其他3個控制風(fēng)速下明顯不同，表現(xiàn)為采用5號支架時相對誤差達(dá)到最大。當(dāng)控制風(fēng)速為6、8和10 m/s時，風(fēng)速相對誤差的變化趨勢大體相同，且在相同的風(fēng)速儀安裝高度下，呈現(xiàn)出隨控制風(fēng)速增大而減小的特點。

由表4和圖5(a)可見，當(dāng)采用1號支架時，各控制風(fēng)速下旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速絕對誤差均不大，且隨控制風(fēng)速的增大而減小。其中，當(dāng)控制風(fēng)速為8和10 m/s時，相對誤差均小于5%。當(dāng)采用2號支架且控制風(fēng)速為6、8和10 m/s時，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差較1號支架均大幅增加(其中，控制風(fēng)速為6和8 m/s時，相對誤差增幅超過20%；控制風(fēng)速為10 m/s時，誤差增幅相對較小)。另外，當(dāng)采用2～4號支架時，風(fēng)速絕對誤差隨控制風(fēng)速也呈先增大后減小的趨勢，并在控制風(fēng)速為8 m/s時達(dá)到最大，與文獻(xiàn)[13]給出的結(jié)果一致。當(dāng)采用5～6號支架時，風(fēng)速絕對誤差隨控制風(fēng)速的變化趨勢稍有不同，在控制風(fēng)速為6 m/s時達(dá)到最大。

3.2.2 風(fēng)向角±30°時旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)速測量的影響

-30°和30°風(fēng)向角分別代表正反槳正對來流的情況。由圖5(b)可見，風(fēng)向角β=±30°時，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速誤差在各相應(yīng)工況下基本相同，并沒有因為正反槳的差別導(dǎo)致流場的不對稱。

當(dāng)風(fēng)向角β=±30°時，風(fēng)速相對誤差的總體規(guī)律與風(fēng)向角為0°時基本一致；當(dāng)控制風(fēng)速為10 m/s時，其風(fēng)速誤差始終較大，這與文獻(xiàn)[13]中四旋翼無人機(jī)的風(fēng)洞試驗結(jié)果有所差異。由文獻(xiàn)[16]可知，六旋翼無人機(jī)中心位置處流場變化的主要原因是無人機(jī)后部旋翼對氣流的影響。當(dāng)風(fēng)向角為±30°時，六旋翼無人機(jī)有3個旋翼位于風(fēng)速儀后方，而四旋翼無人機(jī)在風(fēng)向角為45°時只有1個旋翼位于風(fēng)速儀后方，前者對氣流的加速作用要大得多。此外，雖然試驗中風(fēng)洞控制風(fēng)速達(dá)到了10 m/s，但由于尖劈和粗糙元的作用，實際來流風(fēng)速并未達(dá)到文獻(xiàn)[13]中指出的10 m/s這一臨界風(fēng)速，試驗結(jié)果的差異也與此有一定關(guān)系。再者，控制風(fēng)速為6、8和10 m/s時，風(fēng)速相對誤差隨控制風(fēng)速的增大而減小，說明確實存在“當(dāng)風(fēng)速大于一定值時，風(fēng)速越大，旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)速測量準(zhǔn)確性影響越小”這一規(guī)律，也從另一方面說明了本文結(jié)果的可靠性。

但總體而言，風(fēng)向角的變化并不會引起各工況下風(fēng)速誤差總體規(guī)律的改變：

(1) 在0°風(fēng)向角下，使用1號支架且風(fēng)速為6、8和10 m/s時，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差較小(小于5%)，其余支架情況下，尤其是在低風(fēng)速的情況下，風(fēng)速相對誤差均較大。

(2) 隨著高度的增加，風(fēng)速誤差均呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢。文獻(xiàn)[16]指出，無人機(jī)旋翼轉(zhuǎn)動時，氣流在機(jī)身中心附近改變方向向上流動(文獻(xiàn)[11]使用煙線儀測量流場時也出現(xiàn)了類似現(xiàn)象)，繼而受到旋翼影響向下分流，使無人機(jī)上部靠近旋翼平面處存在一個相對靜風(fēng)區(qū)，該區(qū)域隨著旋翼間距比(相鄰兩旋翼中心距離L與旋翼直徑D之比)的增大和動力源(旋翼數(shù))的增多而增大，其上方風(fēng)速增大。該結(jié)果可以較好地解釋本文試驗現(xiàn)象。

(3) 在風(fēng)速儀安裝高度低于1.31倍旋翼直徑(使用1～4號支架)且控制風(fēng)速為6、8和10 m/s的情況下，風(fēng)向角為±30°時，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速誤差基本上都大于風(fēng)向角為0°時相應(yīng)工況下的風(fēng)速誤差，而控制風(fēng)速為4 m/s時則情況相反。

(4) 由表4可見，隨著風(fēng)速儀安裝高度的增加，當(dāng)采用6號支架時，各個工況下的風(fēng)速絕對誤差趨于一致，表明來流風(fēng)向角和速度大小對風(fēng)速絕對誤差差異性的影響減弱，且控制風(fēng)速越小，不同風(fēng)向角下的風(fēng)速絕對誤差隨高度能更快地趨于一致。

3.3 機(jī)身水平時旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)向測量的影響

圖6給出了機(jī)身水平時各工況下超聲波風(fēng)速儀測得的風(fēng)向角。在各工況下，旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)向角的測量并不會產(chǎn)生較大影響，其最大誤差為2.61°，小于4°，在超聲波風(fēng)速儀的誤差范圍之內(nèi)。需要說明的是，

圖6 各工況下測得的風(fēng)向角

為保持坐標(biāo)軸及全文討論的一致，對-30°工況下的角度原始數(shù)據(jù)作了減去360°的處理(后文同)。

3.4 機(jī)身傾斜對風(fēng)場測量結(jié)果的影響

試驗發(fā)現(xiàn)，當(dāng)無人機(jī)機(jī)身傾斜且旋翼靜止時，各個工況下超聲波風(fēng)速儀測得的風(fēng)速都比眼鏡蛇風(fēng)速探頭測得的有所增大，增大程度隨著傾斜角度的增大而增加。當(dāng)控制風(fēng)速為8 m/s時，機(jī)身傾斜角度為5°，風(fēng)速相對誤差雖有所增大，但均小于5%(3%左右)，仍可以接受；當(dāng)控制風(fēng)速為10 m/s時，機(jī)身傾斜角度為10°，風(fēng)速相對誤差基本上都大于5%(6%左右)。這主要是由于試驗采用的二維超聲波風(fēng)速儀的探頭上方有一用于反射超聲波的蓋板，當(dāng)無人機(jī)傾斜時，蓋板與探頭之間的區(qū)域迎風(fēng)面積減小，對氣流起到了加速作用(類似于峽谷效應(yīng))。

3.4.1 機(jī)身傾斜對風(fēng)速測量結(jié)果的影響

圖7為旋翼轉(zhuǎn)動、機(jī)身水平和傾斜時的風(fēng)速相對誤差曲線。從圖中可見，機(jī)身傾斜時，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差總體規(guī)律基本未變，隨著風(fēng)速儀安裝高度的增大，依舊呈現(xiàn)出先增加后減小的趨勢。

(a) 控制風(fēng)速vc=8 m/s

(b) 控制風(fēng)速vc=10 m/s

Fig.7Comparisonofrelativewindspeederrorbetweentiltedfuselageandhorizontalfuselage

當(dāng)風(fēng)向角為0°、旋翼轉(zhuǎn)動且采用1號支架時，機(jī)身傾斜時的風(fēng)速誤差較機(jī)身水平時有所增大：控制風(fēng)速為8 m/s時，其絕對誤差為0.63 m/s，相對誤差為8.39%；控制風(fēng)速為10 m/s時，其絕對誤差0.75 m/s，相對誤差為7.68%，但都控制在10%之內(nèi)。

機(jī)身傾斜時的其他工況，風(fēng)速誤差都比機(jī)身水平時的對應(yīng)工況小，表明機(jī)身傾斜對風(fēng)場測量的準(zhǔn)確性會有一定的提高作用。另外，從圖7(a)可見，當(dāng)控制風(fēng)速為8 m/s時，由于傾斜角度較小，在風(fēng)速儀安裝高度達(dá)到1.57倍旋翼直徑之后(5、6號支架)，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差與機(jī)身水平時基本一致，表明機(jī)身傾斜對較低高度處的風(fēng)場影響較大。

3.4.2 機(jī)身傾斜對風(fēng)向測量結(jié)果的影響

圖8給出了機(jī)身傾斜后超聲波風(fēng)速儀測得的各個工況下的風(fēng)向角?？梢钥闯觯瑱C(jī)身傾斜對風(fēng)向角的測量沒有太大影響，最大角度誤差為2.34°，小于4°，在可接受范圍之內(nèi)。

圖8 機(jī)身傾斜時各工況下測得的風(fēng)向角

Fig.8Measuredangledataundervariousconditionswhentiltingthefuselage

4 結(jié) 論

本文針對目前利用多旋翼無人機(jī)搭載測風(fēng)儀器直接測風(fēng)的方法，著重研究了無人機(jī)旋翼轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的下洗流場對測風(fēng)準(zhǔn)確度的影響。主要結(jié)論如下：

(1) 旋翼靜止時，試驗裝置本身對來流的影響很小。

(2) 隨著風(fēng)速儀安裝高度增大，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速誤差呈先增大后減小的趨勢。其中，在風(fēng)速儀安裝高度為0.53倍旋翼直徑且風(fēng)向角為0°的工況下，當(dāng)機(jī)身水平且控制風(fēng)速為6、8和10 m/s時，風(fēng)速誤差最小(均小于5%)；當(dāng)機(jī)身傾斜且控制風(fēng)速為8和10 m/s時，風(fēng)速誤差較機(jī)身水平時有所增大，但仍控制在10%之內(nèi)。其余工況，尤其是低風(fēng)速時，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差均較大(超過10%)。

(3) 當(dāng)控制風(fēng)速為6、8和10 m/s且風(fēng)速儀安裝高度較低時，±30°風(fēng)向角下旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)場測量誤差較0°風(fēng)向角時大，當(dāng)控制風(fēng)速為4 m/s時則相反。

(4) 當(dāng)機(jī)身水平時，隨著風(fēng)速儀安裝高度的增大，各工況下的風(fēng)速絕對誤差趨于一致，來流風(fēng)向角和速度大小引起的風(fēng)速誤差差異性減小，且控制風(fēng)速越小，不同風(fēng)向角下的風(fēng)速絕對誤差隨高度增大能更快地趨于一致；控制風(fēng)速為6、8和10 m/s時，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差隨控制風(fēng)速的增大而減小。

(5) 機(jī)身傾斜、風(fēng)速儀安裝高度為0.53倍旋翼直徑時，旋翼轉(zhuǎn)動引起的風(fēng)速相對誤差較機(jī)身水平時有所增大，其余高度下的風(fēng)速相對誤差均較機(jī)身水平時小。

(6) 各工況下，旋翼轉(zhuǎn)動對風(fēng)向角的測量幾乎沒有影響。

利用多旋翼無人機(jī)平臺搭載風(fēng)速儀進(jìn)行風(fēng)場測量是一種新穎的方法，但還存在一定的測量誤差。后續(xù)將進(jìn)行實地測量，與測風(fēng)塔數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，改進(jìn)測量方法，修正測量結(jié)果，增強(qiáng)其實用性。