CN107314883B - 一种风洞模型振动的风载自减振方法 - Google Patents

一种风洞模型振动的风载自减振方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于风洞实验技术领域，涉及一种风洞模型振动的风载自减振方法。该方法基于能量法，实时调整飞行器模型与支杆的夹角来改变模型位姿。该风载自减振方法采用加速度传感器所测得的加速度信号作为反馈信号，反映系统振动情况，利用控制器中特定的控制算法解算出作用压电陶瓷作动器上控制信号，经功率放大器进行信号放大，传输至压电陶瓷作动器，实现对压电陶瓷作动器的控制进而实现风洞模型位姿调整，达到减振的目的。

Description

一种风洞模型振动的风载自减振方法
技术领域
本发明属于风洞实验技术领域，涉及一种针对风洞试验中风洞模型振动的风载自减振方法。
背景技术
风洞实验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力实验方法。风洞模型试验是飞行器研发过程中的重要环节，在航空航天领域发挥着不可替代的作用。
风洞试验过程中，通常采用模型支架来支撑。其中尾部支撑采用支杆、天平和支架相连的结构。由于尾部支撑系统可以提高模型试验的攻角，减小支架对天平测力的干扰，国内风洞中一般采用这种支撑方式。支杆从模型尾部插入机身，与天平连接，模型固定在天平上，形成悬臂式结构。但是由于尾部支撑的支杆长度一般是模型长度的三到五倍，该悬臂梁结构的系统刚度较低，在进行风洞实验时模型受到频率范围较宽的气动载荷激励，模型-支杆系统会在一阶固有振动频率处产生低频、大振幅的振动。使得在支杆末端的飞行器产生位移偏差和转角偏差，影响风洞测力试验数据的精确度。且振动时间过长或者振动幅度过大时还会造成试验模型的破坏。因此，必须采用有效的技术措施来抑制试验模型系统的振动，并且保证尾端飞行器攻角和位移满足试验要求具有十分重大的意义。
H.Fehren等人在《ETW-High Quality test performance in CryogenicEnvironment》[J].AIAA paper,2000,2206:2000中正式将主动振动抑制装置应用于风洞试验，压电作动器由6个提高14个，并引入了安全性更高的碳纤维构件。2007年以来，ETW在《Tools and techniques for high Reynolds number testing status and Recentimprovements at ETW》[J].AIAA-Paper,2003,755:2003中研发了三代主动振动抑制技术，并将三代技术共同应用。哈尔滨工程大学杨恩霞等人在《大攻角张线－尾撑组合支撑设备的设计》[J].机械工程师,2005(7):113-114中，设计了张线－尾撑组合支撑设备，该设备具有刚度好、固有频率高等优点，但会使风洞试验模型的外形产生不利用实验数据测量的变化。2014年，中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室和中国空气动力研究与发展中心低速所王学、陈陆军等人在《低速风洞模型振动主动控制仿真研究》[J].振动与冲击，2014(05):14-15.中，针对4mX3m风洞的尾撑装置进行了相关的振动主动控制研究，提出了主动抑振器安装于支杆前端或后端两种方案，进行了仿真分析。但以上方法均依赖压电作动器对支杆的作用实现抑振，不能实现在不同风洞吹风条件下的自动调节。
发明内容
本发明要解决的技术难题是克服现有技术的缺陷，发明一种针对风洞试验中风洞模型振动的风载自减振系统，采用加速度传感器将风洞模型振动的加速度数据进行采集，利用得到的加速度信号作为反馈信号，并通过控制器计算，经过各自功率放大器放大，再作用在压电陶瓷作动器。并采用压电陶瓷作动器和位移放大装置实时调整风洞模型的位姿。使风载在对风洞模型做正功时，通过调整风动模型位姿，减少风载影响，进而减少做正功。而风载在对风洞模型做负功时，通过调整风动模型位姿，增大风载影响，进而增加做负功。最终达到迫使模型振动的正功减少、负功增加，系统总能量减少，达到减振的目的。
本发明所采用的技术方案是一种风洞模型振动的风载自减振方法，其特征是，该方法采用加速度传感器将所测得的加速度信号作为反馈信号，反映系统振动情况，经数据采集卡的采集和传输，利用控制器中特定的控制算法解算出作用压电陶瓷作动器上控制信号，经功率放大器进行信号放大，传输至压电陶瓷作动器，实现对压电陶瓷作动器的控制，进而实现风洞模型位姿调整，达到减振的目的；具体步骤如下：
步骤一搭建风洞模型振动的风载自减振硬件系统
将加速度传感器1按要求安装在飞行器10上，压电作动器7和位移放大装置6安装在支杆8的尾端；连接支杆8和飞行器10；将支杆8与攻角调整装置9固定连接；将数据采集卡3安装在计算机2主板上；连接加速度传感器1和数据采集卡3；分别依次连接计算机2、控制器4、功率放大器5和压电作动器7；
步骤二由加速度解算支杆尾端的瞬时位移
启动计算机2、控制器4和功率放大器5，由加速度传感器测得的加速度信号，利用式(1)经过连续两次积分，得到支杆尾端的瞬时位移；
x＝∫(∫adt+v0)dt+x0 (1)
其中，a为加速度传感器测得的支杆振动瞬时加速度，v0为速度初值，x0为位移初值，x为支杆尾端振动的瞬时位移；
步骤三计算位移对应的瞬时转角偏差
利用得到的支杆尾端振动的瞬时位移，根据支杆尾端到支杆与攻角调节机构固支端的距离，利用式(2)计算支杆尾端瞬时转角偏差θ；
θ＝arctan(x/L) (2)
其中，L为支杆尾端到支杆与攻角调节机构固支端的距离，x为支杆尾端振动的瞬时位移；
步骤四计算无控制状态下的能量情况
假设风载情况和支杆系统稳定时，连续几个周期的振动为等幅振动；在短时间内，风载为恒定方向，方向为垂直平衡位置向上，大小恒定，风载密度大小为f；在某时刻，飞行器模型受到风载的大小为
T＝fSsinα＝Fsinα (3)
其中，S为飞行器与风载的有效接触面积，α为风载与垂直飞行器方向的夹角；
当振动过程中，振幅最大时的支杆与平衡位置的夹角为θm；向上运动过程中，若风载与飞行器运动方向相同，做正功，整个系统能量增加；对于长L的支杆系统，一个周期内做正功为：
而向下运动过程中，风载与飞行器运动方向相反，做负功，整个系统能量减少；一个周期内做负功为：
步骤五计算有控制状态下的能量情况
实例中，调整机构改变的攻角能力存在上限，设为调整上限；
做正功的过程中，调整飞行器的位姿，在平衡位置上方时，向上偏转飞行器与支杆的偏角而在平衡位置下方时，向下偏转 此时，一个周期内风载做正功W+:
做负功的过程中，调整飞行器的位姿，在平衡位置上方时，向下偏转，而在平衡位置下方时，向上偏转偏角这种情况下，一个周期内风载做负功W-为：
一个周期内系统消耗的能量为E：
实际振动中，不允许支杆与平衡位置的夹角θm过大，当θm<30°时，公式(8)中的(1-2sinθm)>0，即一个周期内，系统消耗的能量E>0恒成立，该系统能够保持能量耗散，达到减振效果；得到与支杆的偏角
步骤六建立控制输出信号u与加速度a的关系
由公式(2)和公式(9)解算出飞行器与支杆的偏角Φ与加速度a的关系为：
Φ＝f(a) (10)
u＝g(a) (11)
由机电耦合性能和位移放大装置比例得到输出信号u与飞行器与支杆的偏角Φ的关系，进而得到输出信号u与加速度a的关系为公式(11)。
本发明的有益成果是在风洞环境下，采用风洞模型振动的风载自减振方法，计算在某振动位置下，飞行器和支杆最佳的角度关系，进而编写控制算法，达到风洞模型振动的风载自减振。该方法采用的自减振系统可调角度范围大，能够在保证风洞安全的情况下，完成振动控制和消减，解决了现有的风洞实验中模型振动中影响系统安全的难题，适合风洞实验的实际测量中的应用。该系统的灵活性好，可调性强。
附图说明
图1为整个风洞模型振动的风载自减振系统示意图。其中，1-加速度传感器，2-计算机，3-数据采集卡，4-控制器，5-功率放大器，6-位移放大装置，7-压电作动器，8-风洞支杆，9-攻角调整装置，10-飞行器。
图2为整个风洞模型振动的风载自减振系统的流程图。
具体实施方式
以下结合技术方案和附图详细叙述本发明的具体实施方式。
整个风洞模型振动的风载自减振系统示意图，如图1所示。实施过程中采用PCI9602数据采集卡实现信号的D/A转换，输出模拟量电压信号。控制器为德国dSpace公司生产的实时仿真控制器。功率放大器即电压放大驱动电源为TREK公司生产的PZD700A双通道电源给高压压电陶瓷作动器供电。高压压电陶瓷作动器选用芯明天公司生产的型号为20VS12。以飞行器受到风载的大小F＝1000N，支杆系统长L＝2m，最大振幅时支杆与平衡位置的夹角为θm＝20°，调整上限为例，详细描述实施例的实施。图2为整个风洞模型振动的风载自减振系统的流程图，方法的具体步骤如下：
步骤一风洞模型振动的风载自减振系统硬件搭建
将加速度传感器按要求布置在飞行器模型的指定位置；将压电作动器组和位移放大装置布置在支杆尾端；连接支杆和飞行器模型；将支杆与攻角调整装置固支连接；将数据采集卡搭载在计算机上；连接加速度传感器和数据采集卡；分别依次连接计算机、控制器、功率放大器和压电作动器。
步骤二由加速度解算支杆尾端的瞬时位移
启动计算机、控制器和功率放大，由加速度传感器测得的加速度信号a，利用式(1)，结合位移初值信息，经过连续两次积分，得到支杆尾端的瞬时位移x。
步骤三计算位移对应的瞬时转角偏差
利用得到的支杆尾端振动的瞬时位移x，根据支杆尾端到支杆与攻角调节机构固支端的距离L，利用式(2)，计算支杆尾端瞬时转角偏差θ。
步骤四计算无控制状态下的能量情况
利用式(3)计算在某时刻，飞行器模型受到风载的大小T＝1000sinα(N)。
利用式(4)(5)，对于长L的支杆系统，分别计算一个周期内做正功为W+＝241.23J和负功W_＝241.23J。
步骤五计算有控制状态下的能量情况
利用式(6)、(7)、(8)，对于长L的支杆系统，分别计算一个周期内做正功为W+＝374.77J、负功W_＝484.92J和能量耗散E＝110.15J。
利用式(9)计算得到，某支杆尾端瞬时转角偏角θ，
所对应的模型与支杆的偏角
步骤六建立控制输出信号与检测信号a的关系
利用式(10)、(11)得到输出信号与加速度a的关系。
本发明采用风洞模型振动的风载自减振技术将加速度传感器采集的风洞模型振动的加速度信号作为反馈信号，并通过控制器计算得到控制信号，再经过功率放大器放大，作用在压电陶瓷作动器，完成风洞模型系统的振动的风载自减振控制。本系统采用的自减振系统可调角度范围大，能够在保证风洞安全的情况下，完成振动控制和消减，解决了现有的风洞实验中模型振动中影响系统安全的难题，适合风洞实验的实际测量中的应用。

Claims (1)

1.一种风洞模型振动的风载自减振方法，其特征是，该方法采用加速度传感器将所测得的加速度信号作为反馈信号，反映系统振动情况，经数据采集卡的采集和传输，利用控制器中特定的控制算法解算出作用压电陶瓷作动器上控制信号，经功率放大器进行信号放大，传输至压电陶瓷作动器，实现对压电陶瓷作动器的控制，进而实现风洞模型位姿调整，达到减振的目的；方法的具体步骤如下：
步骤一 搭建风洞模型振动的风载自减振硬件系统
将加速度传感器(1)按要求安装在飞行器(10)上，压电作动器(7)和位移放大装置(6)安装在支杆(8)的尾端；连接支杆(8)和飞行器(10)；将支杆(8)与攻角调整装置(9)固定连接；将数据采集卡(3)安装在计算机(2)主板上；连接加速度传感器(1)和数据采集卡(3)；分别依次连接计算机(2)、控制器(4)、功率放大器(5)和压电作动器(7)；
步骤二 由加速度解算支杆尾端的瞬时位移
启动计算机(2)、控制器(4)和功率放大器(5)，由加速度传感器测得的加速度信号，利用式(1)，结合运动初值信息，经过连续两次积分，得到支杆尾端的瞬时位移；
x＝∫(∫adt+v0)dt+x0 (1)
其中，a为加速度传感器测得的支杆振动瞬时加速度，v0为速度初值，x0为位移初值，x为支杆尾端振动的瞬时位移；
步骤三 计算位移对应的瞬时转角偏差
利用得到的支杆尾端振动的瞬时位移，根据支杆尾端到支杆与攻角调节机构固支端的距离，用式(2)计算支杆尾端瞬时转角偏差θ；
θ＝arctan(x/L) (2)
其中，L为支杆尾端到支杆与攻角调节机构固支端的距离；
步骤四 计算无控制状态下的能量情况
假设风载情况和支杆系统稳定时，连续几个周期的振动为等幅振动；在短时间内，风载为恒定方向，方向为垂直平衡位置向上，大小恒定，风载密度大小为f；在某时刻，飞行器模型受到风载的大小为T＝fSsinα＝Fsinα (3)
其中，S为飞行器与风载的有效接触面积，α为风载与垂直飞行器方向的夹角；
振动过程中，设振幅最大时的支杆与平衡位置的夹角为θm；向上运动过程中，若风载与飞行器模型运动方向相同，做正功，整个系统能量增加；对于长L的支杆系统，一个周期内做正功为：
而向下运动过程中，风载与飞行器模型运动方向相反，做负功，整个系统能量减少；一个周期内做负功为：
步骤五 计算有控制状态下的能量情况
向上偏转飞行器模型与支杆的偏角而在平衡位置下方时，向下偏转 这种情况下，整个正功过程风载做功最小；此时，一个周期内风载做正功W+:
做负功的过程中，调整飞行器模型的位姿，在平衡位置上方时，向下偏转，若在平衡位置下方时，向上偏转偏角使整个负功过程风载做功最大；即一个周期内风载做负功W_为：
设一个周期内系统消耗的能量为E：
实际振动中，不允许θm过大，当θm<30°时，公式(8)中的(1-2sinθm)>0，即一个周期内，系统消耗的能量E>0恒成立，该系统能够保持能量耗散，达到减振效果；得到模型与支杆的偏角
步骤六 建立控制输出信号u与加速度a的关系
由公式(2)和公式(9)解算出模型与支杆的偏角Φ与加速度a的关系为：
Φ＝f(a) (10)
u＝g(a) (11)
由机电耦合性能和位移放大装置比例得到输出信号u与模型与支杆的偏角Φ的关系，进而得到输出信号u与加速度a的关系为公式(11)。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109668710B (zh) * 2018-12-18 2020-04-07 大连理工大学 支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法
CN113588205B (zh) * 2021-08-27 2023-05-16 重庆电子工程职业学院 基于相似理论的实验室风洞尾支杆隔振平台设计方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001305012A (ja) * 2000-04-24 2001-10-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 風洞試験模型の振動抑制装置
JP2008164495A (ja) * 2006-12-28 2008-07-17 Japan Aerospace Exploration Agency 多分力計測法およびその装置
CN103278305A (zh) * 2013-05-24 2013-09-04 南京航空航天大学 一种主动减振的风洞模型尾支杆结构
CN105784313A (zh) * 2016-03-01 2016-07-20 中国航天空气动力技术研究院 一种基于压电技术的风洞实验支杆振动抑制系统及方法
CN105868535A (zh) * 2016-03-24 2016-08-17 大连理工大学 风洞模型支杆抑振系统作动器布局优化方法
CN106441786A (zh) * 2016-09-12 2017-02-22 哈尔滨工程大学 一种应用于风洞模型振动解耦控制的主动抑振作动机构

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7254998B2 (en) * 2005-10-31 2007-08-14 The Boeing Company Method for determining drag characteristics of aircraft and system for performing the method

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001305012A (ja) * 2000-04-24 2001-10-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 風洞試験模型の振動抑制装置
JP2008164495A (ja) * 2006-12-28 2008-07-17 Japan Aerospace Exploration Agency 多分力計測法およびその装置
CN103278305A (zh) * 2013-05-24 2013-09-04 南京航空航天大学 一种主动减振的风洞模型尾支杆结构
CN105784313A (zh) * 2016-03-01 2016-07-20 中国航天空气动力技术研究院 一种基于压电技术的风洞实验支杆振动抑制系统及方法
CN105868535A (zh) * 2016-03-24 2016-08-17 大连理工大学 风洞模型支杆抑振系统作动器布局优化方法
CN106441786A (zh) * 2016-09-12 2017-02-22 哈尔滨工程大学 一种应用于风洞模型振动解耦控制的主动抑振作动机构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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风洞模型主动抑振器的设计与实验;刘巍 等;《光学精密工程》;20151031;第23卷(第10期);第2895-2901页

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