本發明(ming)屬于傾轉(zhuan)(zhuan)旋翼飛行器測試領域，具體(ti)涉及一(yi)種基于小型(xing)多旋翼無人(ren)機的傾轉(zhuan)(zhuan)旋翼空(kong)中試驗平臺及方法。

背景技術：

1、傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)旋翼(yi)飛(fei)(fei)行(xing)(xing)(xing)器(qi)融合(he)了直(zhi)升機和(he)(he)固(gu)(gu)定(ding)翼(yi)飛(fei)(fei)機的(de)(de)(de)(de)特(te)性(xing)，其(qi)(qi)(qi)通過調(diao)整旋翼(yi)的(de)(de)(de)(de)傾(qing)斜角度來(lai)實現(xian)垂直(zhi)起降、懸停以及高速(su)平(ping)(ping)飛(fei)(fei)等多種(zhong)飛(fei)(fei)行(xing)(xing)(xing)模(mo)(mo)式。這一(yi)設(she)計使其(qi)(qi)(qi)能夠在無需跑道的(de)(de)(de)(de)條(tiao)件下進行(xing)(xing)(xing)起降，并且(qie)能夠兼具固(gu)(gu)定(ding)翼(yi)飛(fei)(fei)機的(de)(de)(de)(de)飛(fei)(fei)行(xing)(xing)(xing)速(su)度、航程和(he)(he)效(xiao)率。因此(ci)，傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)旋翼(yi)飛(fei)(fei)行(xing)(xing)(xing)器(qi)因其(qi)(qi)(qi)具有適應(ying)性(xing)強、能夠在多種(zhong)環境下進行(xing)(xing)(xing)操作的(de)(de)(de)(de)獨特(te)的(de)(de)(de)(de)優勢，在軍用和(he)(he)民用領域(yu)都具有巨大的(de)(de)(de)(de)潛力(li)(li)。當(dang)今，傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)旋翼(yi)飛(fei)(fei)行(xing)(xing)(xing)器(qi)也(ye)(ye)面臨著如何將直(zhi)升機和(he)(he)固(gu)(gu)定(ding)翼(yi)飛(fei)(fei)機相結合(he)的(de)(de)(de)(de)動力(li)(li)學(xue)問題。與常規的(de)(de)(de)(de)直(zhi)升機或(huo)螺旋槳飛(fei)(fei)機相比(bi)，其(qi)(qi)(qi)所(suo)包含的(de)(de)(de)(de)各種(zhong)動力(li)(li)學(xue)耦合(he)關(guan)系更為復(fu)雜(za)。特(te)別(bie)是在從直(zhi)升機模(mo)(mo)式向(xiang)固(gu)(gu)定(ding)翼(yi)模(mo)(mo)式的(de)(de)(de)(de)過渡(du)中，隨著前飛(fei)(fei)速(su)度的(de)(de)(de)(de)增加(jia)，系統的(de)(de)(de)(de)慣量和(he)(he)耦合(he)特(te)性(xing)也(ye)(ye)會相應(ying)地變(bian)化，使得傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)旋翼(yi)的(de)(de)(de)(de)動力(li)(li)學(xue)狀態變(bian)得更加(jia)復(fu)雜(za)。為了準確、安全地模(mo)(mo)擬這種(zhong)復(fu)雜(za)的(de)(de)(de)(de)過渡(du)狀態，并驗證當(dang)前的(de)(de)(de)(de)理論(lun)，促進傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)旋翼(yi)飛(fei)(fei)行(xing)(xing)(xing)器(qi)的(de)(de)(de)(de)技術進步，研究(jiu)人員迫(po)切(qie)需要一(yi)個合(he)適的(de)(de)(de)(de)實驗平(ping)(ping)臺。這樣的(de)(de)(de)(de)平(ping)(ping)臺將為研究(jiu)人員提(ti)供一(yi)個可靠的(de)(de)(de)(de)工具，有助于深入研究(jiu)傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)旋翼(yi)飛(fei)(fei)行(xing)(xing)(xing)器(qi)的(de)(de)(de)(de)動力(li)(li)學(xue)特(te)性(xing)，進而推動這一(yi)領域(yu)的(de)(de)(de)(de)發展。

2、目前，無論是國(guo)(guo)內還是國(guo)(guo)外(wai)，對(dui)(dui)于空中(zhong)傾轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)旋翼的(de)(de)(de)實(shi)驗方法(fa)都存(cun)在一(yi)定的(de)(de)(de)局限性。現有的(de)(de)(de)試(shi)驗平(ping)(ping)臺以(yi)地(di)面平(ping)(ping)臺和單一(yi)傾轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)部件(jian)平(ping)(ping)臺為主，這些(xie)平(ping)(ping)臺主要關注(zhu)地(di)面上的(de)(de)(de)傾轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)過程，而(er)不能全面考慮復雜的(de)(de)(de)飛行姿態。更進一(yi)步說，這些(xie)平(ping)(ping)臺無法(fa)實(shi)現在線實(shi)時對(dui)(dui)空中(zhong)傾轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)過程的(de)(de)(de)觀測。

技術實現思路

1、針對于(yu)上述現有技(ji)(ji)術(shu)不(bu)足(zu)，本發明的(de)目的(de)在于(yu)提(ti)供一種基于(yu)小型多(duo)(duo)旋(xuan)翼(yi)無(wu)人機的(de)傾轉旋(xuan)翼(yi)空中試驗(yan)平臺及方法，以解決現有技(ji)(ji)術(shu)中針對多(duo)(duo)傾轉旋(xuan)翼(yi)結構的(de)動力學實(shi)驗(yan)技(ji)(ji)術(shu)受到地面實(shi)驗(yan)平臺的(de)局限，需要借助風洞系統進行(xing)輔(fu)助，無(wu)法完全模擬真實(shi)的(de)飛行(xing)狀(zhuang)態的(de)問題(ti)。

2、為達到上(shang)述目的(de)，本(ben)發明(ming)采用的(de)技術方案(an)如(ru)下：

3、本發明的(de)一種基于小型多(duo)旋翼(yi)(yi)(yi)無(wu)人(ren)機(ji)的(de)傾(qing)轉(zhuan)旋翼(yi)(yi)(yi)空中(zhong)試驗(yan)平臺(tai)，包括：多(duo)旋翼(yi)(yi)(yi)機(ji)身、機(ji)翼(yi)(yi)(yi)、傾(qing)轉(zhuan)驅(qu)動機(ji)構及傳感(gan)器系統；

4、所(suo)述(shu)多(duo)旋(xuan)翼(yi)(yi)(yi)機(ji)身包括：第(di)(di)一(yi)(yi)無刷直(zhi)(zhi)流(liu)(liu)電(dian)(dian)機(ji)、旋(xuan)翼(yi)(yi)(yi)、電(dian)(dian)子調速器(qi)(qi)(qi)、多(duo)旋(xuan)翼(yi)(yi)(yi)機(ji)架(jia)(jia)、接(jie)收(shou)(shou)機(ji)及飛(fei)行控制(zhi)器(qi)(qi)(qi)；所(suo)述(shu)第(di)(di)一(yi)(yi)無刷直(zhi)(zhi)流(liu)(liu)電(dian)(dian)機(ji)固定安裝在(zai)多(duo)旋(xuan)翼(yi)(yi)(yi)機(ji)架(jia)(jia)上，第(di)(di)一(yi)(yi)無刷直(zhi)(zhi)流(liu)(liu)電(dian)(dian)機(ji)的輸出端(duan)(duan)固定連(lian)接(jie)旋(xuan)翼(yi)(yi)(yi)；所(suo)述(shu)電(dian)(dian)子調速器(qi)(qi)(qi)器(qi)(qi)(qi)固定在(zai)多(duo)旋(xuan)翼(yi)(yi)(yi)機(ji)架(jia)(jia)的根部；所(suo)述(shu)接(jie)收(shou)(shou)機(ji)和飛(fei)行控制(zhi)器(qi)(qi)(qi)固定在(zai)多(duo)旋(xuan)翼(yi)(yi)(yi)機(ji)架(jia)(jia)的中心；第(di)(di)一(yi)(yi)無刷直(zhi)(zhi)流(liu)(liu)電(dian)(dian)機(ji)的輸入端(duan)(duan)與(yu)電(dian)(dian)子調速器(qi)(qi)(qi)的輸出端(duan)(duan)電(dian)(dian)性相連(lian)，電(dian)(dian)子調速器(qi)(qi)(qi)的輸入端(duan)(duan)連(lian)接(jie)飛(fei)行控制(zhi)器(qi)(qi)(qi)，所(suo)述(shu)飛(fei)行控制(zhi)器(qi)(qi)(qi)還與(yu)接(jie)收(shou)(shou)機(ji)電(dian)(dian)性連(lian)接(jie)，接(jie)收(shou)(shou)機(ji)用于接(jie)收(shou)(shou)來自無人機(ji)遙(yao)控器(qi)(qi)(qi)的控制(zhi)信號(hao)并將接(jie)收(shou)(shou)到的信號(hao)解(jie)碼后傳輸給飛(fei)行控制(zhi)器(qi)(qi)(qi)；

5、所述飛(fei)行(xing)控(kong)制器(qi)通過(guo)電(dian)子調速器(qi)調整第一無刷(shua)直流電(dian)機的(de)(de)轉(zhuan)速用(yong)于調整試驗平(ping)臺(tai)的(de)(de)空(kong)中飛(fei)行(xing)狀(zhuang)態，通過(guo)控(kong)制傾轉(zhuan)驅動結構(gou)使試驗平(ping)臺(tai)依(yi)次完成垂直起降模(mo)式、過(guo)渡模(mo)式和固定翼飛(fei)行(xing)模(mo)式；

6、所(suo)述機翼包括：主(zhu)梁、蒙皮(pi)和翼肋(lei)；主(zhu)梁的一端與多旋翼機身固定(ding)連(lian)接，另(ling)一端連(lian)接傾轉驅(qu)動結構(gou)；翼肋(lei)均勻固定(ding)在(zai)主(zhu)梁上，蒙皮(pi)包圍在(zai)翼肋(lei)的外表(biao)面(mian)；

7、所述傾轉驅(qu)(qu)動(dong)結構包(bao)括(kuo)：傾轉短艙(cang)和傾轉旋翼(yi)，所述傾轉短艙(cang)固定(ding)連(lian)接于機翼(yi)的兩端，并(bing)驅(qu)(qu)動(dong)連(lian)接傾轉旋翼(yi)；

8、所述(shu)傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)短(duan)艙(cang)(cang)包括短(duan)艙(cang)(cang)外(wai)殼及設(she)置在短(duan)艙(cang)(cang)外(wai)殼中的傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)短(duan)艙(cang)(cang)機(ji)(ji)匣、旋翼軸(zhou)、第二無(wu)(wu)刷(shua)(shua)直(zhi)(zhi)流電(dian)機(ji)(ji)、傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)舵(duo)機(ji)(ji)；第二無(wu)(wu)刷(shua)(shua)直(zhi)(zhi)流電(dian)機(ji)(ji)和傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)舵(duo)機(ji)(ji)固定設(she)于(yu)傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)短(duan)艙(cang)(cang)機(ji)(ji)匣中；傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)舵(duo)機(ji)(ji)的一端通過卡(ka)柱(zhu)連(lian)接機(ji)(ji)翼，另一端連(lian)接無(wu)(wu)刷(shua)(shua)直(zhi)(zhi)流電(dian)機(ji)(ji)；旋翼軸(zhou)的一端固定連(lian)接第二無(wu)(wu)刷(shua)(shua)直(zhi)(zhi)流電(dian)機(ji)(ji)，另一端連(lian)接傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)旋翼；傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)短(duan)艙(cang)(cang)機(ji)(ji)匣與(yu)機(ji)(ji)翼相連(lian)，傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)舵(duo)機(ji)(ji)與(yu)飛(fei)行(xing)控制(zhi)器電(dian)性相連(lian)，接收飛(fei)行(xing)控制(zhi)器的控制(zhi)信號并(bing)完成傾(qing)轉(zhuan)(zhuan)(zhuan)；

9、所述(shu)傳(chuan)感器系統，用于實時(shi)監測試(shi)驗平臺(tai)的飛行(xing)(xing)狀(zhuang)態，并將(jiang)狀(zhuang)態數(shu)據(ju)反饋(kui)給飛行(xing)(xing)控制(zhi)器，以及測量傾轉驅動結構(gou)和機翼的動力學信號(hao)，通(tong)過飛行(xing)(xing)控制(zhi)器與計算機地面控制(zhi)站實時(shi)數(shu)據(ju)傳(chuan)輸，以獲(huo)取(qu)在線的動力學數(shu)據(ju)。

10、進一步地，所述(shu)傳(chuan)(chuan)感器(qi)系統包(bao)括(kuo)：mems加速度傳(chuan)(chuan)感器(qi)和(he)數(shu)(shu)據采(cai)集(ji)卡，所述(shu)mems加速度傳(chuan)(chuan)感器(qi)安(an)裝在機(ji)翼(yi)和(he)傾轉驅動結構(gou)上，用(yong)于(yu)采(cai)集(ji)無人機(ji)旋轉和(he)線(xian)性運動的位(wei)置(zhi)、速度、方向信息(xi)并輸出模擬信號(hao)，模擬信號(hao)先經由數(shu)(shu)據采(cai)集(ji)卡處理(li)后(hou)轉換為數(shu)(shu)字信號(hao)；通過(guo)飛行(xing)(xing)控制器(qi)傳(chuan)(chuan)送給計算(suan)(suan)機(ji)地面控制站，計算(suan)(suan)機(ji)地面控制站接收到(dao)數(shu)(shu)字信號(hao)后(hou)對數(shu)(shu)據進行(xing)(xing)處理(li)，包(bao)括(kuo)濾波、頻域(yu)(yu)分析、時域(yu)(yu)分析；計算(suan)(suan)機(ji)地面控制站的顯示屏用(yong)于(yu)實時監測和(he)分析數(shu)(shu)據。

11、進(jin)一步地，所述第一無刷直流(liu)電機、旋翼、電子調速器的數量均(jun)為四個。

12、進一步地，所述傾轉短艙通過固(gu)定(ding)支(zhi)架固(gu)定(ding)在(zai)機翼的主梁上。

13、本發明還提供(gong)一種基(ji)于(yu)小型多旋翼無(wu)人(ren)機的傾轉旋翼空中試驗平臺的工(gong)作(zuo)方法(fa)，基(ji)于(yu)上述(shu)平臺，步驟(zou)如下：

14、垂直起降(jiang)模式(shi)：傾轉旋翼處于垂直位置，飛行控制器通過電子調速器調整傾轉旋翼的推力來(lai)保持無人機位置或進(jin)行小范(fan)圍的移動(dong)；

15、過(guo)渡模式：傾轉(zhuan)(zhuan)旋翼從垂直位置(zhi)(zhi)傾轉(zhuan)(zhuan)到水(shui)平位置(zhi)(zhi)，隨著(zhu)傾轉(zhuan)(zhuan)旋翼的傾轉(zhuan)(zhuan)，試驗平臺加速(su)，飛行控(kong)制(zhi)器(qi)控(kong)制(zhi)傾轉(zhuan)(zhuan)旋翼的傾轉(zhuan)(zhuan)速(su)度和第二(er)無刷電(dian)機(ji)的推力輸出，以保持試驗平臺的穩定性(xing)和飛行軌跡(ji)；

16、固定翼飛行(xing)(xing)模式：傾(qing)轉旋(xuan)翼完(wan)全傾(qing)轉到水平位(wei)置，與機翼平行(xing)(xing)，產(chan)生向前的(de)推力(li)，飛行(xing)(xing)控制器調整試(shi)驗平臺姿態(tai)，以達到最佳的(de)巡航(hang)速度和(he)燃油效率。

17、本發明的有(you)益(yi)效果(guo)：

18、本發明能(neng)夠實時(shi)觀測(ce)旋翼無人機(ji)機(ji)各個部件的(de)(de)動力(li)學狀(zhuang)態，從而(er)深入探究傾(qing)轉(zhuan)旋翼在懸停、俯仰(yang)、偏航等飛(fei)(fei)行狀(zhuang)態下的(de)(de)氣彈耦合(he)機(ji)制(zhi)；此(ci)外，還可以用于驗證理論(lun)分(fen)析的(de)(de)結(jie)果，確保其正確性和可靠性。可以實時(shi)反饋傾(qing)轉(zhuan)旋翼飛(fei)(fei)行器各個部件的(de)(de)動力(li)學狀(zhuang)態，這對于全面驗證和評估傾(qing)轉(zhuan)旋翼飛(fei)(fei)行器的(de)(de)設計理念、控制(zhi)算法以及系統集成(cheng)的(de)(de)有效性至關重(zhong)要。

19、本發明能夠模(mo)擬(ni)傾(qing)轉(zhuan)旋翼(yi)(yi)(yi)飛(fei)(fei)(fei)行(xing)器(qi)的(de)(de)垂(chui)(chui)(chui)直(zhi)起(qi)降模(mo)式、過(guo)(guo)渡(du)模(mo)式和固(gu)(gu)(gu)定(ding)(ding)翼(yi)(yi)(yi)飛(fei)(fei)(fei)行(xing)模(mo)式；在(zai)(zai)垂(chui)(chui)(chui)直(zhi)起(qi)降模(mo)式下，傾(qing)轉(zhuan)旋翼(yi)(yi)(yi)產生向上的(de)(de)推(tui)力(li)，實現垂(chui)(chui)(chui)直(zhi)起(qi)飛(fei)(fei)(fei)、降落和懸停，這(zhe)種(zhong)模(mo)式下飛(fei)(fei)(fei)行(xing)器(qi)可以像直(zhi)升(sheng)機(ji)一樣垂(chui)(chui)(chui)直(zhi)起(qi)降；過(guo)(guo)渡(du)模(mo)式中(zhong)(zhong)(zhong)，傾(qing)轉(zhuan)旋翼(yi)(yi)(yi)逐(zhu)(zhu)漸(jian)傾(qing)斜，飛(fei)(fei)(fei)行(xing)器(qi)加速(su)向前(qian)飛(fei)(fei)(fei)行(xing)，飛(fei)(fei)(fei)行(xing)器(qi)開始利用固(gu)(gu)(gu)定(ding)(ding)翼(yi)(yi)(yi)提(ti)供升(sheng)力(li)支撐(cheng)自身重量，在(zai)(zai)這(zhe)個過(guo)(guo)程(cheng)中(zhong)(zhong)(zhong)逐(zhu)(zhu)步漸(jian)變為水平(ping)(ping)飛(fei)(fei)(fei)行(xing)狀(zhuang)(zhuang)態(tai)；固(gu)(gu)(gu)定(ding)(ding)翼(yi)(yi)(yi)飛(fei)(fei)(fei)行(xing)模(mo)式中(zhong)(zhong)(zhong)，無(wu)人機(ji)的(de)(de)旋翼(yi)(yi)(yi)傾(qing)轉(zhuan)至水平(ping)(ping)位置，使得無(wu)人機(ji)類似于(yu)傳統的(de)(de)固(gu)(gu)(gu)定(ding)(ding)翼(yi)(yi)(yi)飛(fei)(fei)(fei)機(ji)。克(ke)服了(le)由于(yu)轉(zhuan)換過(guo)(guo)程(cheng)中(zhong)(zhong)(zhong)的(de)(de)重心移(yi)動而(er)導(dao)致的(de)(de)不穩定(ding)(ding)性，確保飛(fei)(fei)(fei)行(xing)控制(zhi)系統能夠平(ping)(ping)穩過(guo)(guo)渡(du)到固(gu)(gu)(gu)定(ding)(ding)翼(yi)(yi)(yi)飛(fei)(fei)(fei)行(xing)狀(zhuang)(zhuang)態(tai)。

20、本發明(ming)對氣(qi)動干擾的(de)(de)(de)多旋翼(yi)(yi)(yi)和(he)機翼(yi)(yi)(yi)耦合系統進行實驗(yan)分(fen)(fen)析，以了解傾轉(zhuan)過(guo)渡(du)過(guo)程(cheng)中(zhong)(zhong)機翼(yi)(yi)(yi)和(he)旋翼(yi)(yi)(yi)、旋翼(yi)(yi)(yi)和(he)旋翼(yi)(yi)(yi)之(zhi)(zhi)間的(de)(de)(de)氣(qi)動耦合機理，驗(yan)證相關理論分(fen)(fen)析的(de)(de)(de)可(ke)靠性；除此之(zhi)(zhi)外還能(neng)夠分(fen)(fen)析驗(yan)證系統的(de)(de)(de)穩(wen)定性，確保在傾轉(zhuan)過(guo)渡(du)過(guo)程(cheng)中(zhong)(zhong)保持(chi)良好(hao)的(de)(de)(de)控制(zhi)性能(neng)和(he)飛(fei)行穩(wen)定性。

21、本發(fa)明(ming)能夠全(quan)面模擬傾轉旋翼無人機的三種不同飛行模式(shi)，并通過輔助(zhu)使用(yong)四(si)旋翼無人機，確保試驗(yan)平(ping)臺在(zai)整個飛行過程中的安全(quan)穩(wen)定。

技術特征：

1.一種基于小型多(duo)旋翼無(wu)人機(ji)的傾轉旋翼空中試驗平臺，其特(te)征在(zai)于，包(bao)括：多(duo)旋翼機(ji)身、機(ji)翼、傾轉驅動機(ji)構及(ji)傳感器(qi)系統；

2.根據(ju)權(quan)利要求1所(suo)述(shu)的(de)基(ji)于(yu)(yu)小型多旋(xuan)翼(yi)無人(ren)機(ji)(ji)的(de)傾轉旋(xuan)翼(yi)空中(zhong)試驗平臺，其特征(zheng)在(zai)于(yu)(yu)，所(suo)述(shu)傳(chuan)(chuan)感器系統(tong)包(bao)括：mems加速(su)度(du)傳(chuan)(chuan)感器和(he)數(shu)據(ju)采(cai)集(ji)卡，所(suo)述(shu)mems加速(su)度(du)傳(chuan)(chuan)感器安裝(zhuang)在(zai)機(ji)(ji)翼(yi)和(he)傾轉驅動結構上，用于(yu)(yu)采(cai)集(ji)無人(ren)機(ji)(ji)旋(xuan)轉和(he)線性運動的(de)位置、速(su)度(du)、方向信息并輸出模擬(ni)信號，模擬(ni)信號先經(jing)由數(shu)據(ju)采(cai)集(ji)卡處理后(hou)轉換為數(shu)字信號；通過飛行(xing)(xing)控(kong)制器傳(chuan)(chuan)送給計算機(ji)(ji)地面(mian)(mian)控(kong)制站(zhan)，計算機(ji)(ji)地面(mian)(mian)控(kong)制站(zhan)接收到數(shu)字信號后(hou)對數(shu)據(ju)進行(xing)(xing)處理，包(bao)括濾波、頻域(yu)分(fen)(fen)析、時(shi)域(yu)分(fen)(fen)析；計算機(ji)(ji)地面(mian)(mian)控(kong)制站(zhan)的(de)顯示屏用于(yu)(yu)實時(shi)監(jian)測和(he)分(fen)(fen)析數(shu)據(ju)。

3.根據(ju)權(quan)利要求(qiu)1所述的(de)基于小型多旋翼無(wu)人機的(de)傾轉(zhuan)旋翼空中(zhong)試驗平臺(tai)，其特征在于，所述第一無(wu)刷(shua)直流電(dian)機、旋翼、電(dian)子調速器的(de)數量(liang)均為四(si)個。

4.根據權利(li)要求1所述的基于小型(xing)多旋(xuan)(xuan)翼無人機的傾(qing)轉旋(xuan)(xuan)翼空中試驗平臺，其特征(zheng)在(zai)于，所述傾(qing)轉短艙通過固定支架固定在(zai)機翼的主梁上。

5.一種基(ji)于小型多(duo)旋(xuan)翼無人機的(de)傾轉旋(xuan)翼空中試驗(yan)平(ping)臺(tai)的(de)工作方法(fa)，基(ji)于權利要求1-4中任意一項所述的(de)平(ping)臺(tai)，其特征在于，方法(fa)步驟如下：

技術總結
本發明公開了一種基于小型多旋翼無人機的傾轉旋翼空中試驗平臺及方法，包括：多旋翼機身、機翼、傾轉驅動機構及傳感器系統；多旋翼機身包括：第一無刷直流電機、旋翼、電子調速器、多旋翼機架、接收機及飛行控制器；機翼包括：主梁、蒙皮和翼肋；傾轉驅動結構包括：傾轉短艙和傾轉旋翼，傾轉短艙固定連接機翼的兩端，并驅動連接傾轉旋翼；傾轉短艙包括短艙外殼及設置在短艙外殼中的傾轉短艙機匣、旋翼軸、第二無刷直流電機、傾轉舵機；傳感器系統，用于實時監測試驗平臺的飛行狀態，及測量傾轉驅動結構和機翼的動力學信號。本發明能夠模擬傾轉旋翼無人機的三種不同飛行模式，并通過輔助使用四旋翼無人機，確保試驗平臺在飛行過程中的安全穩定。

技術研發人員：宿柱,王寧,王立峰,歐陽威,劉歡
受保護的技術使用者：南京航空航天大學
技術研發日：
技術公布日：2024/9/19