CN102539107A - 一种实现风洞试验信号精确同步的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种实现风洞试验信号精确同步的方法，该方法包括以下步骤：1测试延迟时差：将安装在风洞中的飞行器模型按给定的速率在一个姿态角变化区间内来回变化，同时测量系统按照一定的采集率均匀连续的同步采集应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据，送入计算机；计算机分别对应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据进行互相关函数计算分析，求出应变天平各分量电信号和姿态角传感器电信号之间的延迟时差；2进行同步修正：风洞试验时，根据获得的延迟时差，对测得的应变天平各分量电信号的数据进行精确的同步修正。本发明具有可以最终实现风洞试验信号精确同步的突出优点。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天工业空气动力学风洞试验技术领域，尤其是涉及一种实现高速风洞试验中各类测量信号精确同步的方法。
背景技术
风洞测力试验是飞行器模型最基本的风洞试验项目，目的是测量飞行器随姿态角变化时的气动力特性，要求准确给出飞行器在某个特定角度下相应的气动力和气动力矩值。风洞试验中飞行器的姿态角通常由角度传感器或位移传感器测量得到，而气动力和气动力矩则由电阻应变天平（通常为六分量天平）测量得到。由于角度传感器、位移传感器和天平的响应特性不同，所以信号之间存在一定的时序差，目前，风洞试验时暂无有效的测量手段对其进行定量的分析，使得不同信号之间的时序关系难以确定，最终导致气动力和气动力矩与姿态角的测量不同步。
在此之前，国内外风洞测量信号的同步性研究大多只局限在电信号传输和采集的同步性研究上，而忽略了对多种传感器物理响应时间不同步的影响修正研究。当对试验信号有精确同步要求时，通常是采用降低模型姿态角运行速度或者使模型停止运动等待同步，以减小和消除传感器响应不同步而引起的试验数据的偏移。如国外连续风洞的连续变迎角测力试验，为了消除信号不同步对试验数据的影响，一般都采用较低的迎角运行速度（0.1°/s～0.5°/s）；国内高速风洞由于大多是暂冲式，受气源容积及风洞运行时间的限制，长期以来只能采用试验点较少的阶梯测力试验方式，即当模型迎角到达指定角度后，停止运动，稳定0.5～1秒，消除不同步后，再采集试验信号的数据。
近年来，随着国内暂冲式高速风洞连续变迎角测力试验技术研究工作的开展，因为既不能降低模型姿态角运行速度，也不能使模型停止运动等待同步，使得因为传感器物理响应延迟导致的测量信号不同步对试验数据的影响问题突显出来，造成气动特征曲线发生平移现象，严重影响测力试验数据的准度。
发明内容
本发明的目的在于：针对现有技术存在的问题，提供一种可以最终实现风洞试验信号精确同步的方法。
本发明是通过以下技术方案实现的，包括以下步骤：
（1）将位于风洞中的飞行器模型按给定的速率在一个姿态角变化区间内，飞行器的姿态角由小变大，再由大变小，来回重复二次；同时测量系统按照一定的采集率均匀连续同步的采集应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据；
（2）计算机对应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据进行互相关函数计算分析，计算出采集的应变天平各分量电信号和姿态角传感器电信号之间的延迟时差；
（3）风洞试验时，采集系统按照步骤（1）中的采集率采集试验信号的数据，然后根据步骤（2）获得的延迟时差，以姿态角传感器电信号的时序为标准时序，对测得的应变天平各分量电信号的数据进行精确的同步修正，最后得到完全同步的试验数据。
所述的步骤（1）中的姿态角变化区间的确定方法为，根据应变天平各分量随飞行器的姿态角变换的函数规律，选用应变天平分量随姿态角变化接近线性变化的曲线区间。
所述的步骤（1）中的一定的采集率满足：采集率≥1/时间的分辨率。
所述的步骤（2）具体包括以下步骤：
（2.1）计算机从同步采集到的数据中分离出天平各分量随时间变化的曲线函数和姿态角随时间变化的曲线函数；
（2.2）根据互相关函数公式 
，分别计算应变天平各分量的输出信号函数与姿态角传感器的输出信号函数的互相关函数；式中x(t)是姿态角传感器的输出信号函数， y(t)分别为应变天平各分量的输出信号函数，t为时间，T为采样总时长；
（2.3）计算出互相关函数Rxy(τ)的最高峰处的τ的值，该值就是采集应变天平分量电信号和姿态角传感器电信号之间的延迟时差。
还包括以下步骤：对采集得到的应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据进行无延迟数字滤波处理，消除采集系统带入的噪声。
与现有技术相比，本发明可以精确求出风洞试验信号间的微小的不同步，进而提供对试验信号的数据进行精确同步性修正的依据，最终实现风洞试验信号的精确同步。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。
实施例 一种实现风洞试验信号精确同步的方法
本发明为了彻底解决风洞试验中各种信号之间的不同步问题，建立天平、传感器测值与模型姿态角测值之间准确的时序对应关系，正确反映飞行器模型的气动特性变化规律，提高风洞试验结果的准确度。本发明提出的方法主要包括以下步骤：
步骤一：风洞试验前，先根据应变天平各分量随模型（飞行器）姿态角变化的函数规律，尽量选用应变天平分量随姿态角线性变化的曲线区间段测试天平分量与姿态角传感器之间的延迟时差，测试时启动姿态角按给定的速率在选定好的姿态角变化区间内由小变大，再由大变小，来回重复二次，测量系统用设置好的采集率（采集率≥1/时间的分辨率）均匀连续同步的采集天平分量的输出和姿态角传感器的输出；
步骤二：对均匀连续采集得到的应变天平分量信号的数据和姿态角传感器信号的数据进行分离，得到天平各分量随时间变化的曲线函数Y(t)、Mz(t)、X(t)……等，姿态角传感器输出信号随时间变化的曲线函数α(t)等；再分别计算出Y(t)与α(t)、Mz(t)与α(t)、X(t)与α(t)等的互相关函数RαY (τ)、R αMz (τ)、R αX (τ)，分析求出互相关函数RαY (τ)、R αMz (τ)、R αX (τ)最大值处的时间τ，分别是τY、τMz、τX，则τY、τMz、τX就是天平分量Y、Mz、X分量电信号与姿态角传感器电信号之间准确的延迟时差，如果还有其它传感器设备，也可以参照同样的方法求出其它压力传感器的延迟时差。此步骤基于的主要原理如下：
假设两个平稳随机信号的时间历程记录为x(t)和y(t)，则两个信号的互相关函数Rxy(τ)为：
根据互相关函数的性质及特点，假定x(t)是系统的输入信号，而y(t)是系统的输出信号，则互相关函数Rxy(τ)的最高峰处的τ就是该系统的滞后时间。
下面以天平升力元信号的时间历程Y（t）、模型迎角传感器信号的时间历程α(t)为例具体说明此原理和方法。由气动知识可知Y（t）是α(t)的函数，并且在小角度范围内，Y（t）近似是α(t)的线性函数，因此，可将α(t)看作系统的输入，而将Y（t）看作系统的输出，当模型姿态角α在小角度范围内来回变化时，天平升力元Y也应该相应的来回变化，姿态角α为最大值时，天平升力元Y也应该为最大值，姿态角α为最小值时，天平升力元Y也应该为最小值，而如果这两个信号在产生和传输的过程中存在不同步现象时，则采集系统测得的天平升力元Y的最大值可能就不会对应α的最大值。为了准确的求出不同步量，引入互相关函数，利用上述互相关函数的性质及特点，求互相关函数RαY (τ) 最高峰处的τ，就是天平升力元信号 Y（t）对模型姿态角α(t)的精确的延迟时差。
风洞试验信号之间的延迟时差是与天平、姿态角传感器、滤波放大器、数据采集系统、数据采集程序等硬件设备的延迟及程序采集处理方式相关的，在系统的搭配组合不变，仅仅是将设备卸下再装上，延迟时差是不会改变的。即是：同样的搭配组合系统，只需要测量一次延迟时差即可。
步骤三：风洞试验时，采集系统按同样的采集率采集试验信号的数据，试验后，根据先前测试计算出的天平各分量对模型姿态角传感器的延迟时差，以姿态角传感器信号的时序为标准时序，对测得的天平各分量信号的数据进行精确的同步修正，最后得到完全同步的试验原始信号的数据。
下面以某型号飞行器测力试验为例，详细说明天平信号与模型迎角传感器信号之间延迟时差的测试方法设计、延迟时差分析计算方法及对试验信号数据同步修正方法等。
1 、测试方法设计
测试方法设计原则：一是尽量选用接近线性函数的区间进行延迟时差测试；二是被测试的两个信号的数据值在数量级上相同或者相近。
1) 天平Y元、Mz元信号延迟测试方法
风洞测力试验，模型迎角在0°～4°的小角度范围内变化时，这两个分量信号对迎角信号的函数接近是线性函数，而常规天平的信号在被放大500倍后，信号是千毫伏数量级，迎角传感器的输出也是千毫伏数量级，数量级相当，满足上述测试原则。测试试验时，迎角从0°～4°～0°～4°～0°匀速运动，采集系统采集全部的数据
2) 天平X元信号延迟测试方法
吹风试验时，X元信号随迎角变化近似一条二次曲线，但在静态（无风状态）迎角变化时，X元信号随迎角变化近似一条线性曲线，因此测试X元信号的延迟时差不需要吹风，静态迎角从0°～20°～0°～20°～0°匀速运动，采集系统采集全部的数据。
3) 其它信号延迟测试方法
对其它的传感器或者天平其它分量的延迟时差的测试方法设计可参照上述Y元、Mz元、X元分量的测试方法设计。
2 、延迟时差分析计算方法
1) 对采集得到的测试数据进行常规的无延迟数字滤波处理，消除采集系统带入的噪声；
2) 截取采集数据中迎角运行段的数据为延迟时差计算的有效数据；
3) 判断Y元、Mz元、X元的信号是否是随迎角的增加而增加的，如果不是，则将天平元信号反号；
4) 分别计算天平元信号与迎角传感器信号的互相关函数RαY (τ)、RαMz (τ)、RαX (τ)及它们各自最大值处的τ值分别为τY、τMz、τX，则τY、τMz、τX就分别是Y元、Mz元、X元信号相对迎角传感器信号的延迟时差值，在实际的离散数据的处理和计算中，只能以采集到的数据点为单位计算互相关函数，因此得到的结果是相差的点数，延迟时差τ＝相差的点数×（1/采集率）
3 、试验信号数据同步修正方法：
1) 通过互相关函数求出天平各元信号延迟点数后，风洞试验时对采集到的试验原始信号数据进行同步对齐修正；截去同步对齐修正后参差不齐的头尾数据。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，应当指出的是，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种实现风洞试验信号精确同步的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：（1）将安装在风洞中的飞行器模型按给定的速率在一个姿态角变化区间内，飞
行器的姿态角由小变大，再由大变小，来回重复二次；同时测量系统按照一定的
采集率均匀连续同步的采集应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输
出信号的数据；
（2）计算机对应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据
进行互相关函数计算分析，求出采集的应变天平各分量电信号和姿态角传感器电信号之间的延迟时差；
（3）风洞试验时，采集系统按照步骤（1）中的采集率采集试验信号的数据，然后根据步骤（2）获得的延迟时差，以姿态角传感器电信号的时序为标准时序，对测得的应变天平各分量电信号的数据进行精确的同步修正，最后得到完全同步的试验数据。
2.根据权利要求1所述的一种实现风洞试验信号精确同步的方法，其特征在于，所述的步骤（1）中的姿态角变化区间的确定方法为，根据应变天平各分量随飞行器的姿态角变换的函数规律，选用应变天平分量随姿态角变化接近线性变化的曲线区间。
3.根据权利要求1所述的一种实现风洞试验信号精确同步的方法，其特征在于，所述的步骤（1）中的一定的采集率满足：采集率≥1/时间的分辨率。
4.根据权利要求1所述的一种实现风洞试验信号精确同步的方法，其特征在于，所述的步骤（2）具体包括以下步骤：
（2.1）计算机从同步采集到的数据中分离出天平各分量随时间变化的曲线函数和姿态角随时间变化的曲线函数；
（2.2）根据互相关函数公式 ，分别计算应变天平各分量的输出信号函数与姿态角传感器的输出信号函数的互相关函数；式中x(t)是姿态角传感器的输出信号函数， y(t)分别为应变天平各分量的输出信号函数， t为时间，T为采样总时长；
（2.3）计算出互相关函数Rxy(τ)的最高峰处的τ的值，该值就是应变天平分量电信号和姿态角传感器电信号之间的延迟时差。
5.根据权利要求1所述的一种实现风洞试验信号精确同步的方法，其特征在于，还包括以下步骤：对采集得到的应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据进行无延迟数字滤波处理，消除采集系统带入的噪声。
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