CN109573097A - 一种低速飞行器气动参数车载测试方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种低速飞行器气动参数车载测试方法及系统，所述的系统包括一个载具(1)、以及安装在载具(1)上的测力台架单元(2)、数据采集单元(3)、控制单元(4)、测控单元(5)；测控单元(5)将当前试验飞行参数发送至控制单元(4)，由控制单元(4)根据接收的飞行参数向测力台架单元(2)发送对应的控制指令；测力台架单元(2)上安装飞行器或者飞行模型，在控制单元(4)的控制下，测力台架单元(2)调节飞行器或者飞行模型的飞行姿态；数据采集单元(3)采集飞行器或者飞行模型头部风压，将风压发送至测控单元(5)，测控单元根据风压发送指令控制载具调整行驶速度，使头部风速达到预设的风速；并通知数据采集单元(3)采集飞行器或者飞行模型的气动参数并发送至测控单元(5)进行存储。

Description

一种低速飞行器气动参数车载测试方法及系统

技术领域

本发明适用于低速飞行器研制阶段的气动载荷测试从而实现对飞行器进行气动选型、尺寸参数优化、气动特性评估等功能，尤其适用于100m/s以下的飞行速度的飞行器。

背景技术

对于小尺寸低速飞行器而言，其飞行的低雷诺数效应较为显著，并且在外形尺寸大小和动力装置性能的严格限制下，要求尽量较长的航时和航程，对相关气动设计问题构成了一定挑战。

针对研制初期低速飞行器飞行的气动载荷测量问题，目前常用的主要手段有三类：1、将全尺寸模型或是缩比模型放入风洞、试验台等试验系统中进行飞行环境模拟，利用载荷测试设备对模型气动载荷进行测量；2、利用数值模拟方法，通过建立三维CAD数模，运用三维流动控制方程求解模型空间流场，从而得到模型气动载荷参数；3、利用验证机进行真实飞行，在各种飞行条件和各种运动工况条件下进行气动载荷参数辨识的飞行试验。风洞试验多适用于低速飞行器早期研制，可以进行飞行流场模拟，但是受限于风洞试验段尺寸，往往只能进行缩比模型试验，而且试验机构复杂、流场环境单一、流场干扰较大，增加了系统误差；数值模拟技术通过计算程序模拟飞行流场，计算网格分布、计算格式精度等因素会对模拟结果的精准性带来影响；真实飞行试验得到的试验数据可靠性好，但是成本极高，而且试验周期相对较长，与其配套的测试方法机构复杂。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供低速飞行器气动参数车载测试方法及系统，对飞行器模型进行飞行姿态和空间流场模拟，用于获得模型各种运动状态下的气动载荷特性数据。

本发明的技术解决方案是：一种低速飞行器气动参数车载测试方法，通过车载飞行器或者飞行模型，模拟飞行器的真实飞行环境，实测飞行器或者飞行模型在上述真实飞行环境下的气动参数。

一种低速飞行器气动参数车载测试系统，包括一个载具、以及安装在载具上的测力台架单元、数据采集单元、控制单元、测控单元；

测控单元将当前试验飞行参数发送至控制单元，由控制单元根据接收的飞行参数向测力台架单元发送对应的控制指令；

测力台架单元上安装飞行器或者飞行模型，在控制单元的控制下，测力台架单元调节飞行器或者飞行模型的飞行姿态；

数据采集单元采集飞行器或者飞行模型头部风压，将风压发送至测控单元，测控单元根据风压发送指令控制载具调整行驶速度，使头部风速达到预设的风速；并通知数据采集单元采集飞行器或者飞行模型的气动参数并发送至测控单元进行存储。

优选的，所述的测力台架单元包括模型架、传感器、减震支撑机构、俯仰运动机构、偏航运动机构、盒式天平、测力台架；所述的传感器包括加速度传感器和用于测量风压的传感器；

模型架的上端固装飞行器或者飞行模型，模型架上通过支架将用于测量风压的传感器放置在飞行器或者飞行模型的头部前端；模型架与俯仰运动机构、偏航运动机构连接，通过俯仰运动机构、偏航运动机构实现模型架俯仰、偏航方向姿态的改变；减震支撑机构安装在测力台架与载具之间，用于行驶过程中减震；盒式天平用于测量飞行器或者飞行模型的气动参数。

优选的，所述的测试台架由上下板及四根支撑柱组成，每个支撑柱下方各设置一个弹簧减震器，上板的前缘高于载具车箱顶布置，下板固定在载具车斗内部。

优选的，所述的测力台架单元关键尺寸通过下述方式进行确定：所述的关键尺寸包括上板距离车厢顶部距离h、模型架顶端放置飞行器或者飞行模型处与测力台架上板之间的垂直距离H；

针对待试验飞行器或者飞行模型进行CFD仿真，获取待试验飞行器或者飞行模型飞行速度范围内的气动参数；

将上述待试验飞行器或者飞行模型连同测力台架单元一起进行CFD仿真，获取待试验飞行器或者飞行模型飞行速度范围内的气动参数；

将上述获取的气动参数进行比较，调整上述关键尺寸使得两次气动参数的差值在预设的误差范围内。

优选的，所述的上板距离车厢顶部距离为200～400mm；在飞行速度30m/s～100m/s时，H取值范围为0.8m～2m，在飞行速度低于30m/s时，H取值0.5m～1m。

优选的，所述的用于测量风压的传感器采用七孔探针，七孔探针安装于探针支架上，探针支架固定于模型架上，保证七孔探针平行于飞行器或者飞行模型布置，七孔探针与飞行器或者飞行模型的头部前端的水平距离至少300mm。

优选的，所述的俯仰运动机构吊挂于偏航运动机构下方，可与偏航运动机构一同偏转。

优选的，所述的测控单元包括控制模块、测控界面；

控制模块接收数据采集单元发送的飞行器或者飞行模型头部风压，将风压处理成风速，将风速与预设的风速进行比较，将二者的偏差转换成载具的调整车速，将所述的调整车速发送至载具，进行闭环控制，直至当前头部风速达到预设的风速，并将当前风速参数发送至测控界面进行显示；并通知数据采集单元进行气动参数采集，测控界面将数据采集单元采集的气动参数进行显示并存储。

优选的，所述的测控界面包括项目管理区、实验操作区、数据曲线区、K系数区

所述的K系数区用于设置风压、风速转换的K系数，设置完成后，K系数发送至控制器；

实验操作区用于设置当前试验飞行参数，设置完成后直接发送至控制单元；

数据曲线区将接收的气动参数进行曲线显示；

项目管理区用于存储每次试验过程中的气动参数、飞行参数、试验车次。

优选的，控制单元包括俯仰电机、偏航电机、控制器；俯仰电机、偏航电机分别作为俯仰运动机构、偏航运动机构的驱动器；

控制器接收当前试验飞行参数，根据当前试验飞行参数结合飞行器或者飞行模型的初始姿态，按照PLD控制方式对俯仰电机或者偏航电机进行闭环控制。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)本发明车载测试方法作为一种模拟真实飞行状态的新方法，可使用全尺寸模型进行飞行状态模拟，模拟的空间流场接近真实飞行流场，相比于飞行试验，易于获得气动载荷数据以及飞行状态参数，可以获得飞行器飞行过程中受到的各种力学及其他载荷特性，为总体部门提供准确、可靠的气动力载荷数据。

(2)通过CFD优化设计，可以实现近似于自由流的真实流场模拟，具有高品质的流场环境和系统可靠性；

(3)车载测试系统结构简单、方便实用，能够快速高效地进行输入参数调节；

(4)测力台架单元具有良好的减震性能，极大地降低了平台振动带来的测试误差；

(5)系统机电设备结构设计紧凑、结构刚度强，设备之间安全域度大，降低了设备之间相互影响，提高了测量精度；

(6)测试平台可实现-10°～20°的俯仰角和±180°的偏航角调节范围，可以模拟飞行器或者飞行模型各种飞行姿态下的气流偏角；

(7)模型架经过整流设计，降低了系统误差；

(8)采用七孔探针测量飞行器或者飞行模型的速度矢量，用于反馈控制，实现较高的控制精度；

(9)整套测试系统不受地形限制，可以模拟不同海拔高度下飞行器或者飞行模型的飞行环境，进行气动参数测量。

附图说明

图1为本发明测试系统侧视图；

图2为本发明测试系统后视图；

图3为本发明测试系统构成示意图；

图4为本发明车载测力系统实现功能图。

具体实施方式

下面结合附图1-4及实例对本发明作详细说明。

本发明低速飞行器气动参数车载测试方法的主要思想就是通过车载飞行器或者飞行模型，模拟飞行器的真实飞行环境，实测飞行器或者飞行模型在上述真实飞行环境下的气动参数。

一种低速飞行器气动参数车载测试系统，使用六分量盒式天平对低速飞行器的气动参数进行精确测量，通过七孔探针或五孔探针测得的来流风速经测控单元和控制单元可驱动偏航运动机构和俯仰运动机构对飞行器在试验过程中的飞行姿态进行精确调节，实现两个自由度的调整，保证地面试验的精准度。具体如图1、2所示，包括一个载具1、以及安装在载具1上的测力台架单元2、数据采集单元3、控制单元4、测控单元5；

测控单元5将当前试验飞行参数发送至控制单元4，由控制单元4根据接收的飞行参数向测力台架单元2发送对应的控制指令；

测力台架单元2上安装飞行器或者飞行模型，在控制单元4的控制下，测力台架单元2调节飞行器或者飞行模型的飞行姿态；

数据采集单元3采集飞行器或者飞行模型头部风压，将风压发送至测控单元5，测控单元根据风压发送指令控制载具调整行驶速度，使头部风速达到预设的风速；并通知数据采集单元3采集飞行器或者飞行模型的气动参数并发送至测控单元5进行存储。

本发明是一套完整的地面测试系统，包含方案设计和方案实施两大部分。在方案设计阶段，通过CFD评估对来流条件下的测试平台各部件的尺寸参数进行优化设计，确定试验方案的可行性，以达到模拟接近真实飞行流场的目的；在方案实施阶段，通过机电搭建形成测试平台，对测试模型进行气动参数采集。下面具体对系统中各组成部分进行详细说明。

载具采用大载重皮卡车，有效载荷大于等于800公斤即可。

测力台架单元2包括模型架21、传感器22、减震支撑机构23、俯仰运动机构24、偏航运动机构25、盒式天平26、测力台架27；所述的传感器22包括加速度传感器和用于测量风压的传感器；

模型架21的上端固装飞行器或者飞行模型，模型架21上通过支架将用于测量风压的传感器放置在飞行器或者飞行模型的头部前端；模型架21与俯仰运动机构24、偏航运动机构25连接，通过俯仰运动机构24、偏航运动机构25实现模型架俯仰、偏航方向姿态的改变；减震支撑机构23安装在测力台架27与载具1之间，用于行驶过程中减震；盒式天平26用于测量飞行器或者飞行模型的气动参数。

测试台架27由上下板及四根支撑柱组成，每个支撑柱下方各设置一个弹簧减震器，例如弹簧减震器承重载荷为单只500Kg；上板的前缘高于载具1车箱顶布置，下板固定在载具1车斗内部。

测力台架单元关键尺寸通过下述方式进行确定：所述的关键尺寸包括上板距离车厢顶部距离h、模型架21顶端放置飞行器或者飞行模型处与测力台架27上板之间的垂直距离H；

针对待试验飞行器或者飞行模型进行CFD仿真，获取待试验飞行器或者飞行模型飞行速度范围内的气动参数；

将上述待试验飞行器或者飞行模型连同测力台架单元一起进行CFD仿真，获取待试验飞行器或者飞行模型飞行速度范围内的气动参数；

将上述获取的气动参数进行比较，调整上述关键尺寸使得两次气动参数的差值在预设的误差范围内。

经过上述仿真分析结合工程经验，上板距离车厢顶部距离可以为200～400mm；在飞行速度30m/s～100m/s时，H取值范围为0.8m～2m，在飞行速度低于30m/s时，H取值0.5m～1m。

偏航运动机构，主要由四部分构成：转台轴承、高精度滚轮齿圈、驱动电机及转接工装，偏航运动机构与测试台架上板面连接，使用伺服电动机与高精度滚轮齿圈驱动转台轴承旋转，可实现飞行器偏航的高精度调节。可对飞行器在试验过程中不同偏航角的调节。调节准度和精度都在3′之内。调节范围为±90°，转角速度为5°/s，能够保证在有限的试验时间内完成各种偏角的试验。

俯仰运动机构，它吊挂于偏航运动机构下方，可与偏航运动机构一同偏转。俯仰运动机构主要由四部分组成，包括线性导轨模组，连接轴，四组直线导轨和支撑平台。使用线性导轨模组可驱动支撑平台在四根直线导轨上运动实现飞行器的俯仰姿态调节，俯仰角速度为5°/s，调节范围为-10°～+20°，调节准度和精度都在3′之内。

模型架21，它包括：模型支撑杆、模型支撑杆外罩以及天平转接工装。模型支撑杆及模型支撑杆外罩超出测试台架上板面的部分为异性杆，以减小模型支撑杆气流对模型测试结果的影响。飞行器或者飞行模型内部布置六分量天平，天平一端与天平转接工装连接，另一端与模型连接。

传感器22，传感器由七孔探针和加速度传感器组成，用于测量和采集飞行器或者飞行模型的飞行参数，包括风速、风向、惯性力，用于控制系统的输入及测试结果的数据分析。七孔探针安装于探针支架上，探针支架采用20×8方管，固定于模型支撑杆外罩上，保证七孔探针平行于测试模型布置，水平距离约为420mm，布置高度与测试模型高度保持一致；加速度传感器安装在飞行器或者飞行模型的内部。

数据采集单元对七孔探针、车载六分量天平和加速度传感器的风压数据、六分量力数据以及三轴加速度数据进行采集。通过RS422线传输给测控单元5，用以给控制单元发送控制指令。

控制单元4包括俯仰电机41、偏航电机42、控制器43；俯仰电机41、偏航电机42分别作为俯仰运动机构24、偏航运动机构25的驱动器；控制器43接收当前试验飞行参数，根据当前试验飞行参数结合飞行器或者飞行模型的初始姿态，按照PLD控制方式对俯仰电机41或者偏航电机42进行闭环控制。

测控单元5包括控制模块、测控界面；

控制模块接收数据采集单元发送的飞行器或者飞行模型头部风压，将风压处理成风速，将风速与预设的风速进行比较，将二者的偏差转换成载具的调整车速，将所述的调整车速发送至载具，进行闭环控制，直至当前头部风速达到预设的风速，并将当前风速参数发送至测控界面进行显示；并通知数据采集单元进行气动参数采集，测控界面将数据采集单元采集的气动参数进行显示并存储。

测控界面包括项目管理区51、实验操作区52、数据曲线区53、K系数区54。所述的K系数区54用于设置风压、风速转换的K系数，设置完成后，K系数发送至控制器；实验操作区52用于设置当前试验飞行参数，设置完成后直接发送至控制单元4；数据曲线区53将接收的气动参数进行曲线显示；项目管理区51用于存储每次试验过程中的气动参数、飞行参数、试验车次。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (11)

1.一种低速飞行器气动参数车载测试方法，其特征在于：通过车载飞行器或者飞行模型，模拟飞行器的真实飞行环境，实测飞行器或者飞行模型在上述真实飞行环境下的气动参数。

2.一种低速飞行器气动参数车载测试系统，其特征在于：包括一个载具(1)、以及安装在载具(1)上的测力台架单元(2)、数据采集单元(3)、控制单元(4)、测控单元(5)；

测控单元(5)将当前试验飞行参数发送至控制单元(4)，由控制单元(4)根据接收的飞行参数向测力台架单元(2)发送对应的控制指令；

测力台架单元(2)上安装飞行器或者飞行模型，在控制单元(4)的控制下，测力台架单元(2)调节飞行器或者飞行模型的飞行姿态；

数据采集单元(3)采集飞行器或者飞行模型头部风压，将风压发送至测控单元(5)，测控单元根据风压发送指令控制载具调整行驶速度，使头部风速达到预设的风速；并通知数据采集单元(3)采集飞行器或者飞行模型的气动参数并发送至测控单元(5)进行存储。

3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于：所述的测力台架单元(2)包括模型架(21)、传感器(22)、减震支撑机构(23)、俯仰运动机构(24)、偏航运动机构(25)、盒式天平(26)、测力台架(27)；所述的传感器(22)包括加速度传感器和用于测量风压的传感器；

模型架(21)的上端固装飞行器或者飞行模型，模型架(21)上通过支架将用于测量风压的传感器放置在飞行器或者飞行模型的头部前端；模型架(21)与俯仰运动机构(24)、偏航运动机构(25)连接，通过俯仰运动机构(24)、偏航运动机构(25)实现模型架俯仰、偏航方向姿态的改变；减震支撑机构(23)安装在测力台架(27)与载具(1)之间，用于行驶过程中减震；盒式天平(26)用于测量飞行器或者飞行模型的气动参数。

4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于：所述的测试台架(27)由上下板及四根支撑柱组成，每个支撑柱下方各设置一个弹簧减震器，上板的前缘高于载具1车箱顶布置，下板固定在载具1车斗内部。

5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于：所述的测力台架单元关键尺寸通过下述方式进行确定：所述的关键尺寸包括上板距离车厢顶部距离h、模型架(21)顶端放置飞行器或者飞行模型处与测力台架(27)上板之间的垂直距离H；

针对待试验飞行器或者飞行模型进行CFD仿真，获取待试验飞行器或者飞行模型飞行速度范围内的气动参数；

将上述待试验飞行器或者飞行模型连同测力台架单元一起进行CFD仿真，获取待试验飞行器或者飞行模型飞行速度范围内的气动参数；

将上述获取的气动参数进行比较，调整上述关键尺寸使得两次气动参数的差值在预设的误差范围内。

6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于：所述的上板距离车厢顶部距离为200～400mm；在飞行速度30m/s～100m/s时，H取值范围为0.8m～2m，在飞行速度低于30m/s时，H取值0.5m～1m。

7.根据权利要求3所述的系统，其特征在于：所述的用于测量风压的传感器采用七孔探针，七孔探针安装于探针支架上，探针支架固定于模型架(21)上，保证七孔探针平行于飞行器或者飞行模型布置，七孔探针与飞行器或者飞行模型的头部前端的水平距离至少300mm。

8.根据权利要求3所述的系统，其特征在于：所述的俯仰运动机构吊挂于偏航运动机构下方，可与偏航运动机构一同偏转。

9.根据权利要求2所述的系统，其特征在于：所述的测控单元(5)包括控制模块、测控界面；

控制模块接收数据采集单元发送的飞行器或者飞行模型头部风压，将风压处理成风速，将风速与预设的风速进行比较，将二者的偏差转换成载具的调整车速，将所述的调整车速发送至载具，进行闭环控制，直至当前头部风速达到预设的风速，并将当前风速参数发送至测控界面进行显示；并通知数据采集单元进行气动参数采集，测控界面将数据采集单元采集的气动参数进行显示并存储。

10.根据权利要求9所述的系统，其特征在于：所述的测控界面包括项目管理区(51)、实验操作区(52)、数据曲线区(53)、K系数区(54)

所述的K系数区(54)用于设置风压、风速转换的K系数，设置完成后，K系数发送至控制器；

实验操作区(52)用于设置当前试验飞行参数，设置完成后直接发送至控制单元(4)；

数据曲线区(53)将接收的气动参数进行曲线显示；

项目管理区(51)用于存储每次试验过程中的气动参数、飞行参数、试验车次。

11.根据权利要求2所述的系统，其特征在于：控制单元(4)包括俯仰电机(41)、偏航电机(42)、控制器(43)；俯仰电机(41)、偏航电机(42)分别作为俯仰运动机构(24)、偏航运动机构(25)的驱动器；

控制器(43)接收当前试验飞行参数，根据当前试验飞行参数结合飞行器或者飞行模型的初始姿态，按照PLD控制方式对俯仰电机(41)或者偏航电机(42)进行闭环控制。