CN103604579A - 一种模型主动式气动力影像网格试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空飞行器试验技术领域，特别是涉及一种模型主动式气动力影像网格试验方法。本发明利用简单的保丽龙（泡沫）快速加工高精度缩比模型不带动力，利用橡皮筋等辅助弹力作为动力，对缩比模型通过滑轨及俯仰调整支架固定在一定长度平台上，通过弹力发射并控制不同的弹射模型出轨俯仰姿态角。本周期短缩比样机加工速度快效率高，可以几乎无限使用尝试各类方案调整结果。本发明风险低不需要进行风洞试验，对试验结果不满意可以随时调整方案，无需进行自由飞试验避免不成熟不稳定的方案试飞风险。

Description

一种模型主动式气动力影像网格试验方法

技术领域

本发明属于航空飞行器试验技术领域，特别是涉及一种模型主动式气动力影像网格试验方法。 

背景技术

目前对飞行器设计的结果验证主要的方法是，缩比模型风洞试验验证、缩比模型自由飞试验。目前缩比模型风洞试验验证和缩比模型自由飞试验的不足之处： 

1.成本高，风洞试验需要用模型、六分量天平、测压系统等，整个系统及试验费用高昂。 

2.自由飞模型同样除了模型造价高外，附带的一系列测量设备成本高昂。 

3.试验用的模型加工周期长，风洞试验需要专业风洞条件，自由飞模型需要机场或较大面积的自由场地及专业操纵及测量人员，低成本无人机开发一般很难在经费达到要求并且无法满足周期要求。 

如果能够在方案初始阶段能够快速低成本的对设计方案进行基本低速、低空升力特性（升力线验证）、飞机静稳定性、阻力特性进行验证，那么对低成本需要快速开发的无人机设计是具有实际的现实意义。 

发明内容

发明目的：提供一种低成本、快速完成的模型主动式气动力影像网格试验方法。 

技术方案：一种模型主动式气动力影像网格试验方法，其特征在于，包括以下步骤： 

1）加工高精度缩比保丽龙泡沫试验模型并调整重心及重量为试验需要； 

2）设置试验环境：试验为室内静风空间，高度应当不低于3.5米，侧面墙壁一面印有横、竖向标志线用于修正轨迹； 

3）将模型通过俯仰姿态调整支架调整到需要的攻角放置在弹射平台的滑轨中； 

4）打开安置于侧面的高速照相或摄像机记录试验结果，并根据每一帧的图片及拍照摄像间隔时间推算滑行轨迹中的各个数据点时间； 

5）模型预坠落区布置缓冲网布避免模型撞击变形，弹射模型； 

6）根据高速照相或摄像机记录的滑行轨迹估算飞行器基本升力特性及滑空比，升力根据模型离开滑轨一瞬间持续的航迹角度大小估算，滑空比根据模型到达最高点的高度和及滑行距离长度关系反推，纵向安定性从飞行姿态和状态得知。 

有益效果 

与现有的飞行器验证试验防范相比本发明有以下优点： 

1）成本低组成简单，适合民用及军用型号方案在概念阶段多次无限制尝试。 

2）周期短缩比样机加工速度快效率高，可以几乎无限使用尝试各类方案调整结果。 

3）风险低不需要进行风洞试验，对试验结果不满意可以随时调整方案，无需进行自由飞试验避免不成熟不稳定的方案试飞风险。 

附图说明：

图1影像位置误差修正示意图； 

a1为影像位置。a2修正量。a3实际位置。a4为高速照相（摄像）机。a5背景带网格墙面。 

图2试验演示示意图； 

b1弹射平台。b2模型。b3姿态调整支架。b4弹力皮筋。b5滑轨。b6一个时间微分单元下的距离。b7滑落高度。b8滑落距离。 

图3每个相邻像素点之间的速度计算示意图； 

c1获取的一组像素重叠。c2一个拍照间隔（△t）相邻的两张像素之间的距离（△S）。 

图4整个弹射滑行轨迹影像示意图（小网格）； 

d1线性较好的爬升段影像。d2以某一姿态角α_下滑稳定下滑降段影像。d3下滑角θ_下滑。d4爬升段初始点。d5线性较好的爬升段最后一点。d6稳定下滑短初始点。d7稳定下滑结束点。 

图54点与5点图像及模型受力分析示意图（大网格）； 

e1图四中d4点到d5点水平距离S。e2图四中d4点到d5点高度距离H。e3模型受到的升力L。e4模型受到的阻力D。e5图四中的d4点位置。e6图四中的d5点位置。e7爬升角θ_爬。 

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述，请参阅图1至图5。 

本发明利用简单的保丽龙（泡沫）快速加工高精度缩比模型不带动力，利用橡皮筋等辅助弹力作为动力，对缩比模型通过滑轨及俯仰调整支架固定在一定长度平台上，通过弹力发射并控制不同的弹射模型出轨俯仰姿态角。 

整个实验过程通过高速照相机（摄像机）不间断拍照，根据模型出轨后的轨迹和姿态并根据各个图像在背景网格上的位置来求得相关滑行距离以及根据加速度公式S=v₀t+0.5at²求得各个模型各个姿态下的气动力，并根据气动计算最终分别得出工程上较为可信的升力系数和阻力系数以及飞行器的滑空比等参数。 

具体为：一种模型主动式气动力影像网格试验方法，包括以下步骤： 

1）加工高精度缩比保丽龙泡沫试验模型并调整重心及重量为试验需要； 

2）设置试验环境：试验为室内静风空间，高度应当不低于3.5米，侧面墙壁一面印有横、竖向标志线用于修正轨迹； 

3）将模型通过俯仰姿态调整支架调整到需要的攻角放置在弹射平台的滑轨中； 

4）打开安置于侧面的高速照相或摄像机记录试验结果，并根据每一帧的图片及拍照摄像间隔时间推算滑行轨迹中的各个数据点时间； 

5）模型预坠落区布置缓冲网布避免模型撞击变形，弹射模型； 

6）根据高速照相或摄像机记录的滑行轨迹估算飞行器基本升力 特性及滑空比，升力根据模型离开滑轨一瞬间持续的航迹角度大小估算，滑空比根据模型到达最高点的高度和及滑行距离长度关系反推，纵向安定性从飞行姿态和状态得知。 

如图1、图2及图3所示，考虑的△S非常短约为1/1000到1/2000秒，取△S/△t即为相邻像素点之间的平均速度，又可为像素点内任何一点的瞬时速度。 

对整个拍照像素进行重叠后获取了整个弹射滑行区间的像素轨迹图四整个弹射滑行轨迹影像（小网格）所示， 

如图4及图5所示，根据图1和图3得到轨迹中任意一点的位置及瞬时。选择合适的点d4、d5、d6、d7及下滑角θ_下滑。可以进行升力系数及阻力系数，以及升阻比的计算。 

根据飞行手册我们知道，以固定速度，沿倾角不大的轨迹，作直线下滑，称为“稳定下滑”。此时，作用在飞机的力只有：总空气动力R（分解成升力L和阻力D）和飞机重力G。可得出运动方程： 

L=Gcosθ_下滑               （1） 

D=Gsinθ_下滑               （2） 

由公式（1）除公式（2）可得 

K_α下滑=cotθ_下滑

由上式可得出，在稳定下滑段姿态角α_下滑时的升阻比 

K_α下滑。知道出图4、2段运动影像段的速度V_下滑后，根据飞行手册可以求得在α_下滑下的升力及升力系数。同时根据已知的升阻比K_α下滑，求得相应的阻力及阻力系数，α_下滑可以由影像求得，如果需要精度高 也可用模型预先安装的姿态位置传感器查的。 

当选取合适的d6点位置及S足够小时，可以近似认为模型从d5点到d6点为直线爬升过程。期间模型的姿态角度认为不变且为初始滑轨设定姿态角度α_初。 

根据前面算法可以知道d5点、d6点处模型的瞬时速度，分别为V₅、V₆。当S足够小时，可以认为d5点到d6点之间的升力与阻力为恒值。则计算公式如下： 

升力L产生的垂直方向加速度a₁为： 

a₁=(L·cosθ_爬-G)/m（G为模型重力、m为模型质量）； 

阻力D产生的沿航迹方向的加速度a₂为： 

a₂=(D＋L·tanθ_爬)/m 

则水平与航迹方向距离及加速度得下列计算公式： 

H=0.5·_a1·t²              （3） 

S/cosθ_爬=V₅·t+0.5a₂·t²     （4） 

根据加速度定义也可得出下列计算公式： 

V₆·cosθ_爬=V₅-a₂·cosθ_爬·t    （5） 

V₆·sinθ_爬=a₁·t              （6） 

其中t为该区间的运动时间，可以通过像素数量及一帧时间△t求的。 

以上计算（3）、（4）、（5）、（6）公式中除了升力L和阻力D外都为已知。因此可以求出α_初姿态下的升力L及阻力D，并根据气动计算得出相应的升力系数和阻力系数以及升阻比。 

当得出一些列的α_初下的升力、阻力以及升阻比时，便可以得出整机的基本升阻特性曲线。 

当模型的舵面可以进行按角度调整时，通过该实验方法也可以进一步求的飞行器舵面的舵面效率。 

Claims (1)

1.一种模型主动式气动力影像网格试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

1）加工高精度缩比保丽龙泡沫试验模型并调整重心及重量为试验需要；

2）设置试验环境：试验为室内静风空间，高度应当不低于3.5米，侧面墙壁一面印有横、竖向标志线用于修正轨迹；

3）将模型通过俯仰姿态调整支架调整到需要的攻角放置在弹射平台的滑轨中；

4）打开安置于侧面的高速照相或摄像机记录试验结果，并根据每一帧的图片及拍照摄像间隔时间推算滑行轨迹中的各个数据点时间；

5）模型预坠落区布置缓冲网布避免模型撞击变形，弹射模型；

6）根据高速照相或摄像机记录的滑行轨迹估算飞行器基本升力特性及滑空比，升力根据模型离开滑轨一瞬间持续的航迹角度大小估算，滑空比根据模型到达最高点的高度和及滑行距离长度关系反推，纵向安定性从飞行姿态和状态得知。

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