CN101793591B - 飞行器气动伺服弹性地面模拟试验系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行器气动伺服弹性(Aero-servo-elasticity，ASE)地面模拟试验系统，其应用对象是可能发生气动伺服弹性失稳问题的飞行器。整个系统包括：试验对象飞行器(含控制增稳系统)、安装于飞行器结构上的运动信号传感器、中控计算机以及飞行器气动力数值计算模块、气动力模拟加载装置等。此系统对飞行器运动信号进行实时测量和处理，在相关理论基础上通过特定算法计算飞行器的非定常气动力，并通过激振器实现气动力模拟加载。此系统与试验飞行器相连接，用以评估飞行器的气动伺服弹性稳定性，并可用于原飞行器控制增稳系统的改进设计和先进控制方法的验证研究。

Description

飞行器气动伺服弹性地面模拟试验系统

技术领域

本发明专利涉及一种飞行器气动伺服弹性地面模拟试验系统，可以实现飞行器非定常气动力的模拟加载，从而以真实飞行器为对象完成其气动伺服弹性地面模拟试验。

背景技术

真实飞行器都具有一定弹性，而结构的弹性力、惯性力以及飞行器所受的非定常气动力相互耦合会引起气动弹性问题；传统的飞行器控制增稳系统是将飞行器视作刚体而进行设计的，这种做法忽略了飞行器结构振动和非定常气动力对控制增稳系统的影响，可能导致飞行器发生气动伺服弹性(Aero-servo-elasticity，ASE)问题，使飞行器稳定性下降，严重时发生失稳。目前研究飞行器气动伺服弹性问题主要有两类途径：一类是数值计算，这需要对作为分析对象的飞行器及其控制增稳系统进行数学建模，此过程需要引入较多假设、难以考虑真实存在的各种非线性因素，因而其分析结果仅具有一定的参考价值；另一类方法是风洞试验，但此方法对模型设计、风洞条件等的苛刻要求也严重限制了其可行性。

发明内容

考虑到现有技术的上述问题，本发明人进行了深入研究，提出了一种飞行器气动伺服弹性地面模拟试验系统，可以实现飞行器非定常气动力的模拟加载，从而以真实飞行器为对象完成其气动伺服弹性地面模拟试验。

根据本发明的一个方面，提供了一种飞行器气动伺服弹性地面模拟试验系统，包括：若干个角度传感器和速度传感器，安装于飞行器结构的特定位置处；装有数据采集卡的中控计算机一台，对采集到的传感器信号进行处理并计算得到与飞行器运动有关的非定常气动力；若干个激振器，位于飞行器特定位置处；以上各子系统之间由信号线相连。本发明的工作原理图如图1所示。

本发明的有益效果包括：

1.本发明专利通过激振器的力输出来模拟真实飞行器所受的非定常气动力，在一定程度上解决了目前无法以真实飞行器为对象进行气动伺服弹性试验的难题，具有重要的实用价值；

2.试验系统中的非定常气动力计算及模拟加载是基于对真实飞行器运动信号和结构振动信号的实时测量，避免了常规结构有限元建模和控制系统仿真等过程中引入的大量简化假设，不仅可以大大减少工作量，而且可以完全考虑真实飞行器中各种复杂的非线性因素；

3.本发明专利所提出的试验系统，其原理科学合理，流程相对简单规范，成本低且便于重复，具有很好的应用前景；

4.本发明专利的气动力数值算模块由软件实现，可以采用不同的气动力理论及数值算法，通用性及可扩展性较好，便于进行各种对比研究；

5.本发明专利中提及的飞行器控制增稳系统为可替换模块，便于对原有控制增稳系统进行改进设计或者其它先进控制方法的研究。

根据本发明的一个方面，提供了一种试验飞行器的气动伺服弹性地面模拟系统，其特征在于包括：

在所述试验飞行器的多个预定测量点处设置角度传感器和速度传感器，用于实时采集所述测量点处的当地倾角

和垂向速度

气动力数值计算模块，用于根据所述当地倾角

和垂向速度

计算所述试验飞行器的非定常气动力；

气动力模拟加载模块，用于将模拟气动力加载于所述试验飞行器的相应位置。

根据本发明的另一个方面，提供了一种试验飞行器的气动伺服弹性地面模拟方法，其中所述试验飞行器用弹性绳悬挂以模拟真实飞行时的“自由-自由”边界条件，且在所述试验飞行器的多个预定测量点处设置角度传感器和速度传感器，其特征在于包括：

通过上述角度传感器和速度传感器，实时采集所述测量点处的当地倾角和垂向速度

附图说明

图1是本发明的工作原理图

图2是本发明的一实施例的具体实现图

附图标号说明：

1-数据采集模块                  2-气动力数值计算模块

3-气动力模拟加载模块            4-试验飞行器

5-角度传感器和速度传感器        6-中控计算机

7-激振器             8-橡胶绳   9-飞行器控制面

10-信号线(所有虚线)  11-地面

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式具体说明本发明的技术方案。

如图2所示为本发明的一个实施例的硬件布置，试验对象为诸如一细长旋成体导弹，其弹体尾部的4个控制舵面成“+”型分布，舵面舵机由飞行控制增稳系统驱动。由于弹体细长、柔性较大，作为导弹控制增稳系统输入信号的角速率陀螺或过载传感器不仅感受导弹的刚体运动信号，同时也感受飞行器的结构振动信号，这可能会引起舵面附加的高频振动，导致原本将导弹视为刚体进行设计的控制增稳系统稳定性下降，严重时发生失稳。为了验证真实弹性有控导弹的气动伺服稳定性，需要对其进行试验。然而能满足真实导弹飞行状态的高速风洞几乎没有且使用成本极高，这就决定了在真实风洞中进行此试验的可能性几乎为零。飞行器气动伺服弹性地面模拟试验即为解决此问题而提出，其技术关键和技术难点为高速飞行状态下非定常气动力的正确计算和模拟加载。

导弹在飞行过程中所受的非定常气动力可基于不同的理论方法进行计算，这些理论诸如：导弹舵面可用活塞理论、导弹弹体可用细长体理论，而气动导数法则可以基于风洞试验得到的定常气动导数计算全弹各部分气动分段的非定常气动力。三种方法的计算公式分别如下：

活塞理论(一阶活塞，不考虑翼型厚度)得到舵面非定常压差为：

$\mathrm{\Δp}(x,y,t)=-2\mathrm{\ρc}[V\frac{\∂z(x,y,t)}{\∂x}+\frac{\∂z(x,y,t)}{\∂t}]---\left(1\right)$

细长体理论得到的弹体非定常压差为：

$\mathrm{\Δp}(x,y,t)=-\mathrm{\ρ}(\frac{\∂}{\∂t}+V\frac{\∂}{\∂x})\left[s\left(x\right)(\frac{\∂z(x,y,t)}{\∂t}+V\frac{\∂z(x,y,t)}{\∂x})\right]---\left(2\right)$

气动导数法得到的全弹各气动分段的非定常压差为：

$\mathrm{\Δp}(x,y,t)=-\frac{1}{2}{\mathrm{\ρV}}^2{C}_y^{\mathrm{\α}}(\frac{\∂z(x,y,t)}{\∂x}+\frac{1}{V}\frac{\∂z(x,y,t)}{\∂t})---\left(3\right)$

符号说明：

Δp(x，y，t)——压心坐标为(x，y)处的在t时刻的非定常压差；ρ——大气密度；c——当地声速；V——导弹飞行速度；s(x)——弹体截面面积；

——风洞试验得到的分段定常气动导数；

——导弹振动时的当地倾角；

——导弹振动时当地垂向速度。

由以上(1)、(2)和(3)可以看出，不同的非定常气动力计算方法可统一表示为项和

项的函数，而这两项分别表示导弹振动时各气动分段压心处的当地倾角和垂向速度。

鉴于导弹的定常气动导数是导弹设计过程中的基本数据，可由常规风洞试验得到，具有真实的参考意义，且气动导数法物理意义明确、形式简洁，故在本发明的具体实施例中，采用气动导数法计算导弹弹体和舵面上各加载点处的非定常气动力，所需的各加载点处的当地倾角

和垂向速度

则由相应的角度传感器和速度传感器测量得到。

如图2所示，以下为此系统的工作流程：

1)弹性有控导弹由橡胶绳悬挂以模拟真实飞行时“自由-自由”边界条件；橡胶绳的长度和弹性系数需进行计算和设计，以尽量减小悬挂系统对试验飞行器耦合模态的附加影响；激振器(7)的数量及其在试验飞行器上加载位置的选取需参考飞行器的弹性模态阵型、飞行器的气动外形以及定常气动力分布情况而确定；而速度传感器(5)的数量及其在试验飞行器上的安装位置则由激振器的数量及加载位置确定

2)根据全弹定常风洞试验时的气动分段情况(一般为弹体4～5段，舵面单独1段)，在各气动分段的压心处布置角度传感器和速度传感器，实时采集测量点处的当地倾角

和垂向速度

并传入中控计算机的气动力数值计算模块；

3)给定飞行状态数据ρ、V以及已有风洞试验数据

根据气动导数法(见公式(3))，计算加载点处非定常压差Δp(x，y，t)；

4)在弹体以及舵面各气动分段压心处布置激振器，将计算得到的非定常压差作为输入指令驱动相应激振器工作，实现非定常气动力的模拟加载；

5)以上模块检查无误之后，将其连接为闭环，可以开启电源，进行试验。导弹控制增稳系统此时的控制增益系数为初始增益，在此情况下，给导弹施加一定微小初始扰动，观察传感器输出响应。若响应逐渐收敛，则说明在此飞行状态下，导弹是气动伺服弹性稳定的；然后逐渐增大导弹控制增稳系统的控制增益，直至观察到传感器输出为等幅振荡，此时对应的控制增益即为临界增益。初始增益至临界增益的放大倍数即对应此弹性有控导弹在试验对应的飞行状态下的气动伺服弹性稳定裕度。

Claims (5)

1.一种试验飞行器的气动伺服弹性地面模拟系统，其特征在于包括：

在所述试验飞行器(4)的多个预定测量点处设置角度传感器和速度传感器(5)，用于实时采集所述测量点处的当地倾角 和垂向速度 

气动力数值计算模块(2)，用于根据所述当地倾角 

和垂向速度 

计算所述试验飞行器的非定常气动力；

气动力模拟加载模块(3)，用于将模拟非定常气动力加载于所述试验飞行器(4)的相应位置，

其中

所述气动力模拟加载模块(3)包括多个激振器(7)，

所述激振器的激振力由气动力数值计算模块(2)输出信号控制，

所述气动力数值计算模块(2)以角度传感器和速度传感器(5)的信号为输入，根据空气动力学理论和气动力计算方法得到与所述试验飞行器的运动有关的非定常气动力；所述试验飞行器所受的非定常气动力是由激振器(7)的力输出模拟加载的。

2.根据权利要求1所述的气动伺服弹性地面模拟系统，其特征在于，所述试验飞行器通过橡胶绳(8)进行悬挂，用以模拟所述试验飞行器在空中飞行时的“自由-自由”边界条件；橡胶绳的长度和弹性系数需进行计算和设计，以尽量减小悬挂系统对试验飞行器耦合模态的附加影响；激振器(7)的数量及其在试验飞行器上加载位置的选取需参考飞行器的弹性模态阵型、飞行器的气动外形以及定常气动力分布情况而确定；而速度传感器(5)的数量及其在试验飞行器上的安装位置则由激振器的数量及加载位置确定。

3.根据权利要求1所述的气动伺服弹性地面模拟系统，其特征在于，气动力数值计算模块(2)和气动力模拟加载模块(3)均基于对真实飞行器对象(4)运动信号和结构振动信号的实时测量，避免了常规有限元建模方法引入的大量简化假设，无需建立控制增稳系统的仿真模型，不仅可以大大减少工作量，而且可以完全考虑真实飞行器结构和控制系统中各种复杂的非线性因素。

4.一种试验飞行器的气动伺服弹性地面模拟方法，其中所述试验飞行器用弹性绳悬挂以模拟真实飞行时的“自由-自由”边界条件，且在所述试验飞行器的多个预定测量点处设置角度传感器和速度传感器，其特征在于包括： 

通过上述角度传感器和速度传感器，实时采集所述测量点处的当地倾角 

和垂向速度 

根据给定的飞行状态数据ρ、V以及已有风洞试验数据 根据气动导数法，计算加载点处非定常压差Δp(x，y，t)，

将计算得到的所述非定常压差作为输入指令驱动相应激振器工作，以实现非定常气动力的模拟加载，

所述气动导数法得到的全弹各气动分段的非定常压差为：

其中：

Δp(x，y，t)为压心坐标为(x，y)处的在t时刻的非定常压差；

ρ为大气密度；

V为试验飞行器的飞行速度；

为风洞试验得到的分段定常气动导数；

为试验飞行器振动时的当地倾角；

为试验飞行器的振动时当地垂向速度。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于进一步包括：

在进行所述实时采集之前，对所述试验飞行器施加一定微小初始扰动，观察所述角度传感器和速度传感器的输出响应；

在上述输出响应收敛的情况下，逐渐增大对所述试验飞行器的控制增益，直至观察到所述角度传感器和速度传感器的输出为等幅振荡，并将此时对应的控制增益确定为临界增益；

将初始增益至临界增益的放大倍数确定为对应所述试验飞行器在试验对应的飞行状态下的气动伺服弹性稳定裕度。 

Images