CN102288378B - 一种风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统，运输机模型通过测力天平和模型支撑系统安装在风洞中，角度控制系统控制运输机模型改变迎角和侧滑角，测力天平的输出信号通过气动力测量系统传输到工业控制机；工业控制机通过同步控制系统控制投放机构同步投放空降物体模型，高速摄影机分别拍摄四个空降物体模型的运动，环境评估系统连接特征样本数据库导入计算得到的标准参数与实验的参数进行比对验证。本发明可以真实、快速、准确获得运输机在外部气流和内部串流相互干扰的空降物体空降空间动态轨迹。

Description

一种风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统

技术领域

本发明涉及测量控制技术领域，尤其是一种风洞实验获得空降物体空间轨迹的模拟系统。

背景技术

安全、高效完成多路连续空降任务是大型运输机先进性和空降物体的能力的重要标志。连续多路空降可以缩短时间和距离，减少投放误差，缩小空降物体的着陆范围，降低对着陆场的面积要求。在多路连续空降构型下，飞机多个舱门同时打开，外部气流和内部串流相互干扰，飞机和空降物体处于非定常流动环境中，严重影响飞行安全。采用飞行实验解决此问题成本高、危险性大。使用CFD(计算流体力学)技术由于要进行很多假设和边界条件的限制，可以给出一些指导性的结论，但与真实的飞行状态还有较大的差距。而在风洞中进行弱干扰条件下的多路连续空降实验，可较为全面模拟实际的复杂流动环境，真实、快速、准确获得运输机在外部气流和内部串流相互干扰时空降物体轨迹的各种数据。为此，国内外都在积极的进行这方面的研究。例如：文献《Aerodynamic Forces on an Airdrop Platform》和《The Motion and Aerodynamicsof an Airdrop Platform》在水洞中对空投平台的气动力进行了研究分析，但是此平台不能有效捕捉动态流体的短暂特性。文献《Four-Powers Long Term TechnologyProjects：“Airflow Influence on Airdrop”and  “2nd precision AirdropImprovements”》在风洞中对典型运输机进行各种外形的详细风洞实验，包括舱门不开启、后门开启、侧门开启、各种甲板角度等，并全面进行了流动流场的研究，用PIV(粒子图像测速仪)、激光片光、多孔探头测量流场的动态特性，如机身的上体回扫涡和后门开启涡，然后与CFD结果进行比较。以上文献均在风洞及水洞对空降构型及其产生的复杂流场进行实验研究。综合国内外公开的研究资料，结合我国目前实际飞行平台尚未完善、在风洞中还未见到连续投放的实验的情况，进行风洞模拟空降的条件更应该接近真实情况。我们知道，在风洞中要真实模拟飞机的空降运动大部分是从不同位置进行的，飞机多个舱门同时打开，外部气流和内部串流相互干扰，另外在多路连续空降时和飞机攻角或侧滑角较大时，飞机受到的气动载荷是不稳定的，同时飞机、空降物体和牵引伞包处于非定常流动环境中又增加了不稳定。所以根据多路连续空降轨迹所进行的模拟系统的要求通过以下技术1、获得空降物体出舱时的姿态、作用力及运动全过程空间动态轨迹。2、必须模拟动态载荷对飞机操控性的影响，确定安全边界。3、由于运输机模型内部空间有限，必须满足多路连续投放的条件。4、最终达到获得多个舱门开启不同组合状态对飞机气动载荷不稳定的规律，提供数值仿真和控制系统所需的数据。现有技术尚无法获得多个舱门开启不同组合状态对飞机气动载荷不稳定的规律和提供数值仿真和控制系统的数据。

发明内容

为了克服现有技术无法获得多个舱门开启不同组合状态对飞机气动载荷不稳定的规律和提供数值仿真和控制系统的数据的不足，本发明提供一种风洞实验获得多路连续空降轨迹数据的模拟系统，可以获得空降物体出舱时的姿态、作用力及运动全过程空间动态轨迹并对飞机操控性的影响而确定安全边界，采用MEMS(微型机电系统)技术研制微型尺寸连续投放机构以满足多路连续投放的条件，并得到多个舱门开启不同组合状态对飞机气动载荷不稳定的规律和提供数值仿真和控制系统的数据，并为优化设计提供技术支持。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：包括风洞、模型支撑系统、运输机模型、气动力测量系统、测力天平、工业控制机、环境评估系统、特征样本数据库、角度控制系统、两个同步控制系统、四个投放机构、两台具有两个镜头可分别控制的高速摄影机和四个物体模型。运输机模型通过模型支撑系统安装在风洞中，测力天平安装在模型支撑系统和运输机模型之间，角度控制系统控制模型支撑系统进行角度转动，进而使运输机模型改变迎角和侧滑角，测力天平的输出信号通过气动力测量系统传输到工业控制机；四个投放机构分别安装在运输机模型的左前位置、左后位置、右前位置和右后位置，工业控制机通过左路同步控制系统控制左前投放机构和左后投放机构同步投放空降物体模型，通过右路同步控制系统控制右前投放机构和右后投放机构同步投放空降物体模型，环境评估系统连接特征样本数据库导入计算得到的标准参数与实验的参数进行比对，进行验证，一台高速摄影机的两个镜头分别放置在运输机模型的左前端和右前端，另一台高速摄影机的两个镜头分别放置左后端和右后端，分别拍摄四个空降物体模型的运动。

所述的特征样本数据库由EEPROM(电可擦除只读存储器)组成。风洞实验获得多路连续空降轨迹数据的模拟系统所面对的是一个多参数变量，对多参数变量进行计算后得到标准值并放入EEPROM中，存储了经计算后风洞用于实验的标准值，在实验时需要根据实验结果与经计算后得到标准值进行比较，每一个参数对应一个或一组计算参数和实验得到的参数。标准值包括：气动力参数、模型角度参数、环境参数、连续投放时间参数、弹簧参数、开闭舱门参数、空降物体运动轨迹参数、初始速度参数、出舱姿态角度参数。

所述投放机构包括小型步进电机、齿轮、传输带、弹簧、空降物体模型、光电接近开关和测力传感器。工业控制机控制小型步进电机转动，通过齿轮、传输带、弹簧将空降物体模型抛出，光电接近开关记录空降物体模型抛出时的初始位置，弹簧连接测力传感器记录空降物体的出舱力度大小和方向并反馈给工业控制机，对空降物体模型出舱姿态角度经计算进行参数修正，以保证空降物体模型出舱姿态角度准确。

所述环境评估系统由温度、湿度、大气参数传感器、来流风速传感器组成，温度传感器、湿度传感器、大气参数传感器、控制来流风速传感器分别连接工业控制机。环境评估系统是风洞实验获得数据的一个外部重要的环境参数，环境评估系统存储了温度、湿度、大气参数传感器、来流风速的经计算得到的标准值，在实验时，由工业控制机分别导出标准值实时参与风洞实验获得数据的计算和修正。

本发明的有益效果是：提供在风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统，可以真实、快速、准确获得运输机在外部气流和内部串流相互干扰的空降物体空降空间动态轨迹，研究动态载荷对飞机操控性的影响，确定安全边界，为数值仿真和控制系统提供关键数据。本模拟系统还可以应用于其它工业生产、科学研究等领域，其社会效益和经济效益显著。

附图说明

图1是本发明的装置示意图；(其中虚线是光路)

图2是特征样本数据库示意图；

图3投放机构示意图；

图4环境评估系统示意图。

具体实施方式

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：包括风洞、模型支撑系统、运输机模型、气动力测量系统、测力天平、工业控制机、环境评估系统、特征样本数据库、角度控制系统、左路同步控制系统、左前投放机构、物体模型1、右前投放机构、物体模型2、(具有两个镜头可分别控制的)高速摄影机、右路同步控制系统、左后投放机构、物体模型3、右后投放机构、物体模型4、后端高速摄影机。模型支撑系统安装在风洞中，测力天平安装在支撑系统上，运输机模型安置在测力天平上，角度控制系统由机械传动控制模型支撑系统进行角度转动，进而使运输机模型改变迎角和侧滑角，测力天平的输出信号连接到气动力测量系统，工业控制机连接环境评估系统和特征样本数据库导入多参数变量计算得到的标准值用于风洞实验，气动力测量系统用于测量测力天平气动力的数值并传输到工业控制机，工业控制机控制左路同步控制系统同步进行左前投放机构和左后投放机构空降物体模型的投放工作，工业控制机控制右路同步控制系统同步进行右前投放机构和右后投放机构空降物体模型的投放工作，环境评估系统连接特征样本数据库导入计算得到的标准参数与实验的参数进行比对，进行验证，前端的高速摄影机有两个镜头分别放置左前端和右前端，分别拍摄空降物体模型1和空降物体模型2，后端的高速摄影机有两个镜头分别放置左后端和右后端，分别拍摄空降物体模型3和空降物体模型4。

所述的特征样本数据库由EEPROM(电可擦除只读存储器)组成。风洞实验获得多路连续空降轨迹数据的模拟系统所面对的是一个多参数变量，对多参数变量进行计算后得到标准值并放入EEPROM中，存储了经计算后风洞用于实验时的标准值，在实验时需要根据实验结果与经计算后得到标准值进行比较，每一个参数对应一个或一组计算参数和实验得到的参数。标准值包括：气动力参数、模型角度参数、环境参数、连续投放时间参数、弹簧参数、开闭舱门参数、空降物体运动轨迹参数、初始速度参数、出舱姿态角度参数。

所述投放机构(左前、右前、左后、右后投放机构)由小型步进电机、齿轮、传输带、专用弹簧、空降物体模型、光电接近开关、测力传感器组成。小型步进电机通过齿轮、传输带、专用弹簧连接空降物体模型，空降物体模型通过光路连接光电接近开关，专用弹簧通过测力传感器连接工业控制机，光电接近开关通过电路连接工业控制机。工业控制机控制小型步进电机转动，通过齿轮、传输带、专用弹簧将空降物体模型抛出，光电接近开关记录空降物体模型抛出时的初始位置，测力传感器记录空降物体的出舱力度大小和方向并反馈给工业控制机，同时测力传感器实际测量专用弹簧力的大小和方向的目的是对空降物体模型出舱姿态角度经计算进行参数修正，以保证空降物体模型出舱姿态角度准确。

所述环境评估系统由温度、湿度、大气参数传感器、来流风速传感器组成，温度传感器、湿度传感器、大气参数传感器、控制来流风速传感器分别连接工业控制机。环境评估系统是风洞实验获得数据的一个外部重要的环境参数，环境评估系统存储了温度、湿度、大气参数传感器、来流风速的经计算得到的标准值，在实验时，由工业控制机分别导出标准值实时参与风洞实验获得数据的计算和修正。

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1是一种风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统示意图，型号是HZH-YSJ运输机模型通过名称是HZH-YZZC翼尖风洞支撑系统安装在名称为NF-3的风洞上，型号是HZH-YSJ运输机模型连接型号是HZH-JD角度系统，角度系统的变化范围-4°-15°并连续可调。运输机模型安置在测力天平上，通过型号是HZH-YSJMX的大型测力天平连接型号是VXI16015S的气动力测量系统，测力天平采用速度100KHz的测量系统，完成测量运输机模型天平的升力、阻力、侧力的输出及其对应力矩的工程量转换。工业控制机采用型号是IPC610分别连接气动力测量系统、角度控制系统、型号是RSC-406左路同步控制系统、型号是RSC-406右路同步控制系统、采用型号是HG-100K的后端专业高速摄影机、型号是HG-100K的前端专业高速摄影机、特征样本数据库选用型号是AT24C32的EEPROM的存储芯片。左路同步控制系统分别连接型号是HZH-TFJG的左前投放机构、HZH-TFJG的左后投放机构。右路同步控制系统分别连接型号是HZH-TFJG的右前投放机构、HZH-TFJG右后投放机构。左前投放机构通过型号是HZH-SB空降物体模型1用光路连接型号是HG-100K的前左端的专业高速摄影机。右前投放机构通过型号是HZH-SB空降物体模型2用光路连接型号是HG-100K的前右端的专业高速摄影机。左后投放机构通过型号是HZH-SB空降物体模型3用光路连接型号是HG-100K的后端专业高速摄影机。右后投放机构通过型号是HZH-SB空降物体模型4用光路连接后左端专业高速摄影机。前端的专业高速摄影机有两个镜头分别放置右前端和左前端，后端的专业高速摄影机有两个镜头分别放置右后端和左后端。4个镜头对投放物轨迹进行高速摄影，高速摄影得到的4路空降物体模型运动轨迹输入到工业控制机。

图2选用型号是AT24C32的EEPROM的存储芯片。存储芯片存储经计算后得到标准值分为若干个参数存储在存储区中有：气动力参数、模型角度参数、环境参数、连续投放时间参数、弹簧参数、开闭舱门参数、空降物体运动轨迹参数、初始速度参数、出舱姿态角度参数并分别连接工业控制机。

图3是投放机构示意图，所述投放机构由型号是HZH-BJDJ的小型步进电机通过型号是HZH-CL的齿轮、型号是HZH-CSD的传输带、型号是42KB-T2LPSR-A2的光电接近开关、型号是HZH-ZYTH的专用弹簧、型号是HZH-SB的空降物体模型连接型号是42KB-T2LPSR-A2光电接近开关。专用弹簧通过型号是L0101的测力传感器连接工业控制机。工业控制机控制小型步进电机转动，通过齿轮、传输带、专用弹簧将空降物体模型抛出，光电接近开关记录空降物体模型抛出时的初始位置，测力传感器记录空降物体的出舱力度大小和方向并反馈给工业控制机，同时测力传感器实际测量专用弹簧力的大小和方向的目的是对空降物体模型出舱姿态角度经计算进行参数修正，以保证空降物体模型出舱姿态角度准确。传输带输送投放物连续每次不少于3个，投放间隔时间1-20秒可调。在地面完成对所加工专用弹簧，通过不同的压缩弹簧长度和使用测力传感器来测量投放机构对空降物体模型出舱速度和出舱姿态接近计算最佳值。为了保证投放位置的精度控制采用接近式开关，并采用两级检测以保证投放空降物体模型的姿态。

图4是环境评估系统示意图，其中温度传感器型号是PT100、湿度传感器型号是HMW61Y、大气参数传感器型号是RPT410、控制来流风速传感器型号是PPT0001DWW5VA-B分别连接工业控制机。环境评估系统是风洞实验获得数据的一个外部重要的环境参数，环境评估系统存储了温度、湿度、大气参数传感器、来流风速的经计算得到的标准值，在实验时，由工业控制机分别导出标准值实时参与风洞实验获得数据的计算和修正。本发明与现有技术相比具有以下显著的优势：

1)在风洞中模拟真实复杂构型和非定常流动条件，获得多路连续空降空降物体和飞机运动相互空间动态轨迹和处理技术。

2)在运输机模型有效空间内，提供MEMS技术研制微型连续投放机构，以满足多路连续投放的条件。

3)根据动态轨迹为数值仿真和控制系统提供关键技术数据，改进计算方法，进一步明确其边界条件，准确确定安全边界。

4)测量投放机构对空降物体模型出舱速度、出舱姿态的准确测量和控制技术，为数值仿真提供关键实验数据。

一种风洞实验获得多路连续空降轨迹数据的模拟系统的工作顺序。1、安装和准备：在NF-3风洞中将加工好的空心模型用翼尖支撑机构跨风洞壁安装在风洞实验段上。将整个模型和机构安装在大型测力天平上，将连续投放机构按实验要求安装于模型内部，测力天平采用动态频率响应大于100Hz的大型测力天平。采用VXI数据测量系统测量升力、阻力、侧力以及对应的三个力矩。采用稳风速控制系统控制风洞的来流速度。由模型姿态角控制系统改变模型攻角和侧滑角。采用投放控制系统控制空降物体或投放物的出舱速度、出舱姿态和投放次数。前端的专业高速摄影机有两个镜头分别放置右前端和左前端，后端的专业高速摄影机有两个镜头分别放置右后端和左后端分别对准空降物体模型。由工业控制机同步控制4个镜头对投放物轨迹进行高速摄影，高速摄影得到的4路空降物体模型运动轨迹得到的图形信号输入到工业控制机。2、工作过程：从EEPRMOM存储器导入多参数变量计算得到的标准值并根据实验大纲步骤要求和需要初始选择设置多变量参数并固定；其中有，运输机模型角度参数、弹簧参数、开闭舱门参数、初始速度参数、空降物体模型出舱姿态角度参数。改变环境参数(来流风速)。工业控制机经计算按一定速度和姿态将空降物体模型推出运输机，同时测量气动力参数、模型角度参数、环境参数、连续投放时间参数、弹簧参数、开闭舱门参数的实际值和用专业高速摄影机动态记录空降物体模型初始速度参数、出舱姿态角度参数、空降物体运动轨迹参数。可以获得的出舱空降物体的高速轨迹、运输机模型来流速度、姿态角度、控制机构的数据。初步用分析软件拟合其空间轨迹；对轨迹和测力试验数据进行分析后的标准参数。建立风洞实验获得多路连续空降轨迹数据的模拟后的数学模型，为数值仿真和精确空降提高数据。根据实验大纲步骤要求和需要改变多变量参数进行下一步风洞实验。最后达到获得空降物体出舱时的姿态、作用力及运动全过程空间动态轨迹并对飞机操控性的影响确定安全边界，得到多个舱门开启不同状态对飞机气动载荷不稳定的影响规律，达到提供数值仿真和控制系统数据的目的。

Claims (4)

1.一种风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统，包括风洞、模型支撑系统、运输机模型、气动力测量系统、测力天平、工业控制机、环境评估系统、特征样本数据库、角度控制系统、两个同步控制系统、四个投放机构、两台具有两个镜头可分别控制的高速摄影机和四个物体模型，其特征在于：运输机模型通过模型支撑系统安装在风洞中，测力天平安装在模型支撑系统和运输机模型之间，角度控制系统控制模型支撑系统进行角度转动，进而使运输机模型改变迎角和侧滑角，测力天平的输出信号通过气动力测量系统传输到工业控制机；四个投放机构分别安装在运输机模型的左前位置、左后位置、右前位置和右后位置，工业控制机通过左路同步控制系统控制左前投放机构和左后投放机构同步投放空降物体模型，通过右路同步控制系统控制右前投放机构和右后投放机构同步投放空降物体模型，环境评估系统连接特征样本数据库导入计算得到的标准参数与实验的参数进行比对，进行验证，一台高速摄影机的两个镜头分别放置在运输机模型的左前端和右前端，另一台高速摄影机的两个镜头分别放置左后端和右后端，分别拍摄四个空降物体模型的运动。

2.根据权利要求1所述的风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统，其特征在于：所述的特征样本数据库由EEPROM组成，存储了经计算后风洞用于实验的标准值，在实验时需要根据实验结果与经计算后得到标准值进行比较，标准值包括：气动力参数、模型角度参数、环境参数、连续投放时间参数、弹簧参数、开闭舱门参数、空降物体运动轨迹参数、初始速度参数、出舱姿态角度参数。

3.根据权利要求1所述的风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统，其特征在于：所述的投放机构包括小型步进电机、齿轮、传输带、弹簧、空降物体模型、光电接近开关和测力传感器，工业控制机控制小型步进电机转动，通过齿轮、传输带、弹簧将空降物体模型抛出，光电接近开关记录空降物体模型抛出时的初始位置，弹簧连接测力传感器记录空降物体的出舱力度大小和方向并反馈给工业控制机，对空降物体模型出舱姿态角度经计算进行参数修正。

4.根据权利要求1所述的风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统，其特征在于：所述的环境评估系统由温度、湿度、大气参数传感器、来流风速传感器组成，温度传感器、湿度传感器、大气参数传感器、来流风速传感器分别连接工业控制机。

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