CN106628244A - 一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法。所述地面飞行控制试验装置包括：第一液压马达组件，所述第一液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；第二液压马达组件，所述第二液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；测控计算机，所述测控计算机分别与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件连接。本发明的优点和有益效果：提出了一种地面飞行控制试验装置，具有简单易实现、经济性好的显著特点。

Description

一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法

技术领域

本发明涉及地面飞行控制模拟试验技术领域，特别是涉及一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法。

背景技术

硬式空中加油装置的动态控制性能是影响空中加油过程品质的关键因素。现有技术无法再缺乏真实气动试验条件的情况下硬式空中加油装置飞行控制系统工作状态的设计验证。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种地面飞行控制试验装置来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种地面飞行控制试验装置，用于硬式空中加油装置地面运动控制试验模拟，硬式空中加油装置包括俯仰转轴、横滚转轴、伸缩管本体、方向舵、升降舵，所述伸缩管本体上设置有地面试验挂点，其特征在于，所述地面飞行控制试验装置包括：第一液压马达组件，所述第一液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体上的地面试验挂点连接；第二液压马达组件，所述第二液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体上的地面试验挂点连接；测控计算机，所述测控计算机分别与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件连接；其中，所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件配合，能够控制所述伸缩管本体姿态调整，并将伸缩管本体的姿态角度信号传递给所述测控计算机；所述测控计算机用于与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件通讯，并根据所述测控计算机仿真计算出的角度信号控制所述第一液压马达组件和所述第二液压马达组件工作。

优选地，所述地面飞行控制试验装置进一步包括试验台架，所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件设置在所述试验台架上。

优选地，所述第一液压马达组件包括：第一液压马达-绞轮、第一滑轮、俯仰角度传感器和横滚角度传感器，所述第一液压马达-绞轮具有输出端，所述绳索一端与所述第一液压马达-绞轮的输出端连接，另一端穿过所述第一滑轮与所述地面试验挂点连接；所述俯仰角度传感器设置在所述俯仰转轴上，所述横滚角度传感器设置在所述横滚转轴上；所述第二液压马达组件包括：第二液压马达-绞轮、第二滑轮，所述第二液压马达-绞轮具有输出端，所述绳索一端与所述第二液压马达-绞轮的输出端连接，另一端穿过所述第二滑轮与所述地面试验挂点连接。

优选地，所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件相对于所述伸缩管本体中间对称面对称布置。

优选地，所述第一滑轮与所述第二滑轮与试验台架间为球副铰接。

本申请还提供了一种地面飞行控制试验方法，用于如上所述的地面飞行控制试验装置，其特征在于，所述地面飞行控制试验方法包括如下步骤：

步骤1：设定硬式空中加油装置的方向舵面积S₁、升降舵面积S₂、方向舵升力系数C_L1特性曲线、方向舵阻力系数C_D1特性曲线、升降舵升力系数C_L2特性曲线、升降舵阻力系数C_D2特性曲线、重心距转动关节的距离Lg、升力作用点距转动关节的距离L、重力大小G、加油机与气流的相对飞行速度V；

步骤2：设定硬式空中加油装置的升降舵偏角η和方向舵偏角γ；

步骤3：设定升降舵偏角η与手柄升降控制信号V₁的关系函数η＝k₁₁V₁+k₁₂，方向舵偏角γ与手柄升降控制信号V₂的关系函数γ＝k₂₁V₁+k₂₂；

步骤4：设定第一液压马达组件的编码器输出信号V₃与第一液压马达组件连接的绳索长度L₁的线性关系函数；L₁＝k₃₁V₃+k₃₂，第二液压马达组件的编码器输出信号V₄与第二液压马达组件连接的绳索长度L₂的线性关系函数；L₂＝k₄₁V₄+k₄₂；

步骤5：获得升降舵和方向舵在不同俯仰角α、滚转角β、方向舵偏角γ、升降舵偏角η的各舵面产生立的升力和阻力大小；其中，

方向舵升力F₁计算公式：

F₁＝ρ(vcos(α-η))²S₁ C_L1/2

方向舵阻力F₂计算公式：

F₂＝ρ(vcos(α-η))²S₁ C_D1/2

升降舵升力F₃计算公式：

F₃＝ρ(vcosα)²S₁ C_L2/2

升降舵阻力F₄计算公式：

F₄＝ρ(vcosα)²S₁ C_D2/2

步骤6：以飞机机体坐标系为全局计算坐标系，确定升降舵和方向舵升力和阻力在各坐标轴上的分力F_X、F_Y、F_Z，建立力矩平衡方程,求得加油装置应有的平衡位置姿态角(α，β)。

俯仰力矩平衡方程：

GLgcosα+F_Z Lcosα-F_XLsinα＝0

滚转力矩平衡方程：

F_Y Lcosα-GLgLsinαsinβ＝0

步骤7：以运动关节为原点建立直角坐标系，第一滑轮在该直角坐标系中的坐标位置为(X1,Y1,Z1)，第二滑轮在该直角坐标系中的坐标位置为(X2,Y2,Z2)，地面试验挂点的坐标为(X0,Y0,Z0)，形成如下几何关系；

X0＝-Lcosα

Y0＝Lsinαsinβ

Z0＝Lsinαcosβ

L² ₁＝(X1-X0)²+(Y1-Y0)²+(Z1-Z0)²

L² ₂＝(X2-X0)²+(Y2-Y0)²+(Z2-Z0)²

步骤8：加油员操作舵面控制手柄，测控计算机经通讯线缆将升降舵和方向舵的偏转角信息传送至力矩平衡方程，经方程计算得出加油装置平衡位置姿态角(α，β)，由公式计算得出左侧绳索长度L₁和右侧绳索长度L₂；

步骤9：以左侧绳索长度L₁和右侧绳索长度L₂为目标控制量，左右液压马达驱动绳索运动直至实测L₁和L₂达到目标值，而加油装置也同时运动至平衡位置姿态角(α，β)；

步骤10：循环实现步骤8至步骤9，舵面控制手柄动作则硬式空中加油装置由当前位置运动至相应平衡位置完成相应平衡位置姿态角(α，β)。

本发明中的地面飞行控制试验装置以液压马达组件为动力源，绳索牵引，两侧绳索出绳点经滑轮与硬式空中加油装置伸缩管本体上的地面试验挂点固定连接，手柄指令驱动硬式空中加油装置舵面偏摆一定角度，测控计算机检测到舵面角度变化，测控计算机依据舵面角度变化计算得出硬式空中加油装置动态目标姿态角，以姿态角为闭环目标控制量，液压马达组件正反转使得绳索牵引加油装置抵达目标姿态角位置。本发明的优点和有益效果：提出了一种地面飞行控制试验装置，具有简单易实现、经济性好的显著特点。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的地面飞行控制试验装置的结构示意图。

附图标记：

1	第一液压马达-绞轮	2	第一滑轮
				3	第二滑轮	4	第二液压马达-绞轮
5	伸缩管本体	6	方向舵
				7	升降舵	8	俯仰转轴
9	横滚转轴

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

图1是根据本发明一实施例的地面飞行控制试验装置的结构示意图。

图1中所示的坐标系为加油装置载机机体坐标系。

如图1所示的地面飞行控制试验装置用于硬式空中加油装置地面运动控制试验模拟。硬式空中加油装置包括俯仰转轴8、横滚转轴9、伸缩管本体5、方向舵6、升降舵7，伸缩管本体5上设置有地面试验挂点。在本实施例中，所述地面飞行控制试验装置包括第一液压马达组件、第二液压马达组件以及测控计算机，第一液压马达组件通过绳索与伸缩管本体5上的地面试验挂点连接；第二液压马达组件通过绳索与伸缩管本体5上的地面试验挂点连接；测控计算机分别与第一液压马达组件与第二液压马达组件连接；其中，第一液压马达组件与第二液压马达组件配合，能够控制伸缩管本体5姿态调整，并将伸缩管本体5的姿态角度信号传递给测控计算机；测控计算机用于与第一液压马达组件与第二液压马达组件通讯，并根据测控计算机仿真计算出的角度信号控制第一液压马达组件和第二液压马达组件工作。

本发明中的地面飞行控制试验装置以液压马达组件为动力源，绳索牵引，两侧绳索出绳点经滑轮与硬式空中加油装置伸缩管本体上的地面试验挂点固定连接，手柄指令驱动硬式空中加油装置舵面偏摆一定角度，测控计算机检测到舵面角度变化，测控计算机依据舵面角度变化计算得出硬式空中加油装置动态目标姿态角，以姿态角为闭环目标控制量，液压马达组件正反转使得绳索牵引加油装置抵达目标姿态角位置。本发明的优点和有益效果：提出了一种地面飞行控制试验装置，具有简单易实现、经济性好的显著特点。

有利的是，地面飞行控制试验装置进一步包括试验台架，第一液压马达组件与第二液压马达组件设置在试验台架上。

在本实施例中，所述第一液压马达组件包括：第一液压马达-绞轮1、第一滑轮3、俯仰角度传感器和横滚角度传感器，第一液压马达-绞轮1具有输出端，绳索一端与第一液压马达-绞轮1的输出端连接，另一端穿过第一滑轮3与地面试验挂点连接；俯仰角度传感器设置在俯仰转轴8上，横滚角度传感器设置在横滚转轴9上。

第二液压马达组件包括：第二液压马达-绞轮4、第二滑轮5，第二液压马达-绞轮4具有输出端，绳索一端与第二液压马达-绞轮4的输出端连接，另一端穿过第二滑轮5与地面试验挂点连接。

在本实施例中，第一液压马达组件与第二液压马达组件相对于硬式空中加油装置1中间对称面对称布置。

本申请还提供了一种地面飞行控制试验方法，用于如上所述的地面飞行控制试验装置，该地面飞行控制试验方法包括如下步骤：

步骤1：设定硬式空中加油装置的方向舵面积S₁、升降舵面积S₂、方向舵升力系数C_L1特性曲线、方向舵阻力系数C_D1特性曲线、升降舵升力系数C_L2特性曲线、升降舵阻力系数C_D2特性曲线、重心距转动关节的距离Lg、升力作用点距转动关节的距离L、重力大小G、加油机与气流的相对飞行速度V；

步骤2：设定硬式空中加油装置的升降舵偏角η和方向舵偏角γ；

步骤3：设定升降舵偏角η与手柄升降控制信号V₁的关系函数η＝k₁₁V₁+k₁₂，方向舵偏角γ与手柄升降控制信号V₂的关系函数γ＝k₂₁V₁+k₂₂；

步骤4：设定第一液压马达组件的编码器输出信号V₃与第一液压马达组件连接的绳索长度L₁的线性关系函数；L₁＝k₃₁V₃+k₃₂，第二液压马达组件的编码器输出信号V₄与第二液压马达组件连接的绳索长度L₂的线性关系函数；L₂＝k₄₁V₄+k₄₂；

步骤5：获得升降舵和方向舵在不同俯仰角α、滚转角β、方向舵偏角γ、升降舵偏角η的各舵面产生立的升力和阻力大小；其中，

方向舵升力F₁计算公式：

F₁＝ρ(vcos(α-η))²S₁ C_L1/2

方向舵阻力F₂计算公式：

F₂＝ρ(vcos(α-η))²S₁ C_D1/2

升降舵升力F₃计算公式：

F₃＝ρ(vcosα)²S₁ C_L2/2

升降舵阻力F₄计算公式：

F₄＝ρ(vcosα)²S₁ C_D2/2

步骤6：以飞机机体坐标系为全局计算坐标系，确定升降舵和方向舵升力和阻力在各坐标轴上的分力F_X、F_Y、F_Z，建立力矩平衡方程,求得加油装置应有的平衡位置姿态角(α，β)。

俯仰力矩平衡方程：

GLgcosα+F_Z Lcosα-F_XLsinα＝0

滚转力矩平衡方程：

F_Y Lcosα-GLgLsinαsinβ＝0

步骤7：以运动关节为原点建立直角坐标系，第一滑轮在该直角坐标系中的坐标位置为(X1,Y1,Z1)，第二滑轮在该直角坐标系中的坐标位置为(X2,Y2,Z2)，地面试验挂点的坐标为(X0,Y0,Z0)，形成如下几何关系；

X0＝-Lcosα

Y0＝Lsinαsinβ

Z0＝Lsinαcosβ

L² ₁＝(X1-X0)²+(Y1-Y0)²+(Z1-Z0)²

L² ₂＝(X2-X0)²+(Y2-Y0)²+(Z2-Z0)²

步骤8：加油员操作舵面控制手柄，测控计算机经通讯线缆将升降舵和方向舵的偏转角信息传送至力矩平衡方程，经方程计算得出加油装置平衡位置姿态角(α，β)，由公式计算得出左侧绳索长度L₁和右侧绳索长度L₂；

步骤9：以左侧绳索长度L₁和右侧绳索长度L₂为目标控制量，左右液压马达驱动绳索运动直至实测L₁和L₂达到目标值，而加油装置也同时运动至平衡位置姿态角(α，β)；

步骤10：循环实现步骤8至步骤9，舵面控制手柄动作则硬式空中加油装置由当前位置运动至相应平衡位置完成相应平衡位置姿态角(α，β)。

采用本申请的地面飞行控制试验方法，提供了一种在缺乏真实气动试验条件的情况下对硬式空中加油装置的工作状态进行设计试验的方法，该方法具有具有简单易实现、经济性好的显著特点。且本方法能够准确模拟硬式空中加油装置的工作状态。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种地面飞行控制试验装置，用于硬式空中加油装置地面运动控制试验模拟，硬式空中加油装置包括俯仰转轴(8)、横滚转轴(9)、伸缩管本体(5)、方向舵(6)、升降舵(7)，所述伸缩管本体(5)上设置有地面试验挂点，其特征在于，所述地面飞行控制试验装置包括：

第一液压马达组件，所述第一液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；

第二液压马达组件，所述第二液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；

测控计算机，所述测控计算机分别与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件连接；其中，

所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件配合，能够控制所述伸缩管本体(5)姿态调整，并将伸缩管本体(5)的姿态角度信号传递给所述测控计算机；

所述测控计算机用于与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件通讯，并根据所述测控计算机仿真计算出的角度信号控制所述第一液压马达组件和所述第二液压马达组件工作。

2.如权利要求1所述的地面飞行控制试验装置，其特征在于，所述地面飞行控制试验装置进一步包括试验台架，所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件设置在所述试验台架上。

3.如权利要求2所述的地面飞行控制试验装置，其特征在于,所述第一液压马达组件包括：第一液压马达-绞轮(1)、第一滑轮(3)、俯仰角度传感器和横滚角度传感器，所述第一液压马达-绞轮(1)具有输出端，所述绳索一端与所述第一液压马达-绞轮(1)的输出端连接，另一端穿过所述第一滑轮(3)与所述地面试验挂点连接；所述俯仰角度传感器设置在所述俯仰转轴(8)上，所述横滚角度传感器设置在所述横滚转轴(9)上；

所述第二液压马达组件包括：第二液压马达-绞轮(4)、第二滑轮(5)，所述第二液压马达-绞轮(4)具有输出端，所述绳索一端与所述第二液压马达-绞轮(4)的输出端连接，另一端穿过所述第二滑轮(5)与所述地面试验挂点连接。

4.如权利要求1所述的地面飞行控制试验装置，其特征在于,所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件相对于所述伸缩管本体(5)中间对称面对称布置。

5.如权利要求3所述的地面飞行控制试验装置，其特征在于,所述第一滑轮(2)与所述第二滑轮(3)与试验台架间为球副铰接。

6.一种地面飞行控制试验方法，用于如权利要求1至5中任意一项所述的地面飞行控制试验装置，其特征在于，所述地面飞行控制试验方法包括如下步骤：

步骤1：设定硬式空中加油装置的方向舵面积S₁、升降舵面积S₂、方向舵升力系数C_L1特性曲线、方向舵阻力系数C_D1特性曲线、升降舵升力系数C_L2特性曲线、升降舵阻力系数C_D2特性曲线、重心距转动关节的距离Lg、升力作用点距转动关节的距离L、重力大小G、加油机与气流的相对飞行速度V；

步骤2：设定硬式空中加油装置的升降舵偏角η和方向舵偏角γ；

步骤3：设定升降舵偏角η与手柄升降控制信号V₁的关系函数η＝k₁₁V₁+k₁₂，方向舵偏角γ与手柄升降控制信号V₂的关系函数γ＝k₂₁V₁+k₂₂；

步骤4：设定第一液压马达组件的编码器输出信号V₃与第一液压马达组件连接的绳索长度L₁的线性关系函数；L₁＝k₃₁V₃+k₃₂，第二液压马达组件的编码器输出信号V₄与第二液压马达组件连接的绳索长度L₂的线性关系函数；L₂＝k₄₁V₄+k₄₂；

步骤5：获得升降舵和方向舵在不同俯仰角α、滚转角β、方向舵偏角γ、升降舵偏角η的各舵面产生立的升力和阻力大小；其中，

方向舵升力F₁计算公式：

F₁＝ρ(vcos(α-η))²S₁C_L1/2

方向舵阻力F₂计算公式：

F₂＝ρ(vcos(α-η))²S₁C_D1/2

升降舵升力F₃计算公式：

F₃＝ρ(vcosα)²S₁C_L2/2

升降舵阻力F₄计算公式：

F₄＝ρ(vcosα)²S₁C_D2/2

步骤6：以飞机机体坐标系为全局计算坐标系，确定升降舵和方向舵升力和阻力在各坐标轴上的分力F_X、F_Y、F_Z，建立力矩平衡方程,求得加油装置应有的平衡位置姿态角(α，β)。

俯仰力矩平衡方程：

GLgcosα+F_Z Lcosα-F_XLsinα＝0

滚转力矩平衡方程：

F_Y Lcosα-GLgLsinαsinβ＝0

步骤7：以运动关节为原点建立直角坐标系，第一滑轮在该直角坐标系中的坐标位置为(X1,Y1,Z1)，第二滑轮在该直角坐标系中的坐标位置为(X2,Y2,Z2)，地面试验挂点的坐标为(X0,Y0,Z0)，形成如下几何关系；

X0＝-Lcosα

Y0＝Lsinαsinβ

Z0＝Lsinαcosβ

L² ₁＝(X1-X0)²+(Y1-Y0)²+(Z1-Z0)²

L² ₂＝(X2-X0)²+(Y2-Y0)²+(Z2-Z0)²

步骤8：加油员操作舵面控制手柄，测控计算机经通讯线缆将升降舵和方向舵的偏转角信息传送至力矩平衡方程，经方程计算得出加油装置平衡位置姿态角(α，β)，由公式计算得出左侧绳索长度L₁和右侧绳索长度L₂；

步骤9：以左侧绳索长度L₁和右侧绳索长度L₂为目标控制量，左右液压马达驱动绳索运动直至实测L₁和L₂达到目标值，而加油装置也同时运动至平衡位置姿态角(α，β)；

步骤10：循环实现步骤8至步骤9，舵面控制手柄动作则硬式空中加油装置由当前位置运动至相应平衡位置完成相应平衡位置姿态角(α，β)。