CN110207943A - 高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法 - Google Patents

Abstract

高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法，系统包括飞行器模型、舵控模块、测量模块、多自由度支撑机构、舵机组件、舵、支杆、限位保护机构；舵控模块、测量模块和舵机组件均安装于飞行器模型内腔，舵机组件与舵直连；多自由度支撑机构具有一个固定端、一个运动端，运动端能够相对固定端实现多自由度转动，所述的固定端与支杆同轴且刚性连接，运动端与飞行器模型刚性连接；限位保护机构安装在支杆上用于对飞行器模型进行限位保护；利用所述测量模块测量的试验过程中飞行器模型的运动轨迹，通过舵控模块控制舵按给定规律偏转。

Description

高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法

技术领域

本发明涉及一种高超声速风洞虚拟飞行试验技术，主要是将飞行器缩比模型安装于高超声速风洞多自由度支撑机构，模拟其在气动/运动/控制耦合作用下的运动情况。

背景技术

新型高超声速飞行器具有速度快、速域宽、机动性好、敏捷度高的特点。同时，受尺寸限制和气动热约束，其又具有小展弦比、小气动安定面、小控制舵、控制舵面少等布局特点。因此，这类飞行器通常存在横航向气动稳定性低、俯仰和偏航稳定性不匹配、高低速度稳定性不匹配、纵横向气动耦合严重等问题，给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面验证带来很大的困难。

目前，各类飞行器气动特性的研究主要以常规风洞定常试验为主，然后结合飞行试验进行验证。传统的风洞试验及气动力建模技术是基于线性叠加原理，将静态定常气动数据、动导数数据、旋转气动力数据和大攻角动态气动数据相结合，构建飞行器的气动数据库和气动力模型，进而开展飞行控制律设计。这种技术对小攻角、近似稳定和相对良好的机动飞行工况非常适用，然而对于大迎角、高机动情况，由于将飞行器的运动和姿态等参数分解，未考虑瞬态流相关的动态效应，割裂了气动与运动之间的相互干扰，试验结果难以有效揭示真实机动飞行时气动与运动之间复杂的非线性耦合特性与机理，以此为基础建立的飞行控制律在机动飞行过程中很可能会失效。且对于高超声速飞行器而言，飞行事故通常是在地面静态气动测量中无法预示的动态飞行过程中出现。虽然可以通过飞行试验发现与飞行器布局、控制系统和瞬态空气动力学相关的问题，以此进行修正、迭代循环可逐步获得期望效果。然而，一次飞行试验获得数据有限，且整个过程代价高昂，试验周期冗长，试验风险较大。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对新型高超声速飞行器气动/运动/控制耦合严重的特点，克服常规定常风洞试验方法的不足，提供一种高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法，在较为真实的物理环境下，对飞行器的气动/运动/控制耦合特性进行模拟研究。

本发明的技术解决方案是：高超声速风洞虚拟飞行试验系统，包括：飞行器模型、舵控模块、测量模块、多自由度支撑机构、舵机组件、舵、支杆、限位保护机构；舵控模块、测量模块和舵机组件均安装于飞行器模型内腔，舵机组件与舵直连；多自由度支撑机构具有一个固定端、一个运动端，运动端能够相对固定端实现多自由度转动，所述的固定端与支杆同轴且刚性连接，运动端与飞行器模型刚性连接；限位保护机构安装在支杆上用于对飞行器模型进行限位保护；利用所述测量模块测量的试验过程中飞行器模型的运动轨迹，通过舵控模块控制舵按给定规律偏转。

优选的，所述的多自由度支撑机构包括运动端、俯仰基座、偏航基座、滚转基座和固定端；所述的固定端为阶梯轴，轴的一端用于与支杆刚性连接，另一端通过轴承安装在滚转基座内腔且二者之间只保留滚转自由度；滚转基座与偏航基座刚性连接，偏航基座上设置偏航轴安装孔，俯仰基座通过轴承、偏航轴安装在偏航基座内部，运动端通过俯仰轴、轴承安装在俯仰基座内部，固定端轴线、偏航轴轴线以及俯仰轴轴线相交于一点，作为多自由度机构转动中心。

优选的，通过在俯仰基座、偏航基座、滚转基座上安装限位装置的方式能够限制任意方向的自由度。

优选的，所述飞行器模型的理论质心、飞行器模型的实际质心与多自由度机构转动中心重合。

优选的，所述的飞行器模型与实际飞行器的外形满足几何相似、惯量相似原则。

优选的，还包括上位机，上位机与舵控模块、测量模块之间采用无线方式通信；由上位机接收所述测量模块测量的试验过程中飞行器模型的运动轨迹，采用闭环或者开环的方式通过舵控模块控制舵按给定规律偏转。

优选的，将所述的舵控模块和测量模块分别安装于飞行器模型前端的安装基准槽内，据此确定测量模块坐标系和模型体轴标系之间转换关系。

优选的，所述的限位保护机构包括限位推头、推杆和气缸；限位推头安装在支杆上，推杆一端连接限位推头，另一端连接气缸，通过气缸带动限位推头沿支杆前后移动对飞行器模型进行限位保护。

优选的，所述的限位推头为带中心孔的锥台结构，中心孔与支杆满足滑动配合要求，锥台前端的壁厚不大于0.5mm。

高超声速风洞虚拟飞行试验方法，包括如下步骤：

(1)将试验系统支杆安装于高超声速风洞攻角机构，多自由度支撑机构与支杆前端固连，且其运动端可沿转动中心自由转动；

(2)将限位保护机构安装于所述的支杆上；

(3)将飞行器模型与多自由度支撑机构运动端固连，模型可绕各自由度在一定范围内自由转动；

(4)风洞试验前，控制限位保护机构使飞行器模型处于锁死状态；流场稳定后，控制限位保护机构使飞行器模型处于自由状态；

(5)测量模块实时测量飞行器模型的运动轨迹，并将测量数据发送至上位机，上位机将接收的测量数据由测量模块坐标系转换至模型体轴系，存储转换后的测量数据并根据转换后的数据采用闭环或者开环的方式通过舵控模块控制舵按给定规律偏转；

(6)试验后利用存储的飞行器模型运动轨迹曲线辨识出飞行器的静、动态稳定特性。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)针对新型高超声速飞行器的特点和现有试验能力的不足，本发明提出一种高超声速风洞虚拟飞行试验系统，能够综合考量在引入运动、控制因素下的气动特性以及稳定特性，能够更为真实的反映敏感状态点的气动响应及姿态响应特性；

(2)本发明高超声速风洞虚拟飞行试验系统，可在飞行器设计初期和控制律设计阶段即开展气动/运动/控制集成研究，大大降低设计和试验风险，缩短项目研制周期；

(3)针对新型高超声速飞行器的外形特征，本发明设计一种串联式多自由度装置，结构紧凑，径向尺寸小，风洞试验过程中能够以尾支撑的方式与模型连接，支撑干扰小；

(4)本发明中的多自由度支撑机构按照俯仰、偏航和滚转的次序依次串联，且能够通过安装限位装置的方式限制任意方向的自由度，结构灵活，功能全面，能够有针对性展开任一个或两个自由度综合特性的研究；

(5)本发明中限位推头采用锥台式结构，根据支杆外径和模型后端限位孔轮廓扫掠得到，前端面壁厚薄，过渡面光滑，能够实现任意姿态下飞行器模型的限位保护；

(6)利用本发明可以在较为真实的物理环境下进行飞行器动态气动特性研究、特殊飞行现象复现和控制系统效能评估等，为飞行器气动、飞控设计提供可靠的试验依据和验证平台。

附图说明

图1为本发明虚拟飞行试验硬件系统示意图；

图2和图3为本发明多自由度机构示意图；

图4为本发明高超声速风洞虚拟飞行试验流程图。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明作详细说明。

如图1、图2和图3所示，高超声速风洞虚拟飞行试验系统，包括飞行器模型1、舵控模块2、测量模块3、多自由度支撑机构4、舵机组件5、舵6、支杆9和限位保护机构；限位保护机构的作用对对飞行器模型1进行限位保护，飞行器模型与实际飞行器的外形满足几何相似、惯量相似原则。

舵机组件5安装于飞行器模型1内腔，舵机组件5与舵6直连；多自由度支撑机构4具有一个固定端、一个运动端，运动端能够相对固定端实现多自由度转动，所述的固定端与支杆9同轴且刚性连接，运动端与飞行器模型1刚性连接；利用所述测量模块3测量的试验过程中飞行器模型1的运动轨迹，通过舵控模块2控制舵6按给定规律偏转。

需要说明的是，本发明中舵机组件主要包括舵机以及将舵机运动传递至舵的运动传递机构，舵控模块根据指令信息按要求驱动舵机按照指定规律偏转。上述两个模块与实际飞行器功能一致。上述测量模块主要采用MEMS方式测量角度、角加速度等运动姿态信息，为现有模块。

本例中给出一种多自由度支撑机构4包括运动端11、俯仰基座12、偏航基座13、滚转基座14和固定端15。固定端15为阶梯轴，轴的一端与支杆9通过锥面配合刚性连接，另一端通过轴承安装在滚转基座14内腔且二者之间只保留滚转自由度；滚转基座14与偏航基座13刚性连接，偏航基座13上设置偏航轴安装孔，俯仰基座12通过轴承、偏航轴安装在偏航基座13内部，运动端11通过俯仰轴、轴承安装在俯仰基座12内部，固定端轴线、偏航轴轴线以及俯仰轴轴线相交于一点，作为多自由度机构转动中心。飞行器模型的理论质心、飞行器模型的实际质心与多自由度机构转动中心重合。前端的运动端11与飞行器模型1通过锥面配合刚性连接。舵控模块2和测量模块3分别安装于飞行器模型1前端的安装基准槽内，因此便于确定测量模块坐标系和模型体轴标系之间转换关系。

本例中给出的一种限位保护机构包括限位推头7、推杆8和气缸10，限位推头7安装在支杆9上，推杆8一端连接限位推头7，另一端连接气缸10，通过气缸10带动限位推头7沿支杆9前后移动对飞行器模型1进行限位保护。限位推头7为带中心孔的锥台结构，中心孔与支杆满足滑动配合要求，锥台前端的壁厚不大于0.5mm。

本例中给出一种方案，通过上位机与舵控模块2、测量模块3之间采用无线方式通信；由上位机接收所述测量模块3测量的试验过程中飞行器模型1的运动轨迹，采用闭环或者开环的方式通过舵控模块2控制舵6按给定规律偏转。

当然基于不同的应用环境或者目的考虑，上述上位机可以通过一个安装在飞行器模型1内部的能够实现同样功能的芯片实现。

当需要在试验过程中限制某一方向的自由度时，本发明可以通过在俯仰基座12、偏航基座13、滚转基座14上安装限位装置的方式限制任意方向的自由度，限位装置可以为限位螺钉。

图4为本发明高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法流程图，高超声速风洞虚拟飞行试验主要包括如下步骤：

(1)将试验系统支杆9安装于高超声速风洞攻角机构，多自由度支撑机构4后端15与支杆9前端刚性连接，且其运动端11可沿转心自由转动；

(2)将限位保护机构安装于支杆9，气缸10通气后，切换进、排气管路，可控制限位推头7沿支杆9前后滑动；

(3)将飞行器模型1与多自由度支撑机构4的运动端11固连，飞行器模型1可绕多自由度支撑机构4的转动中心在一定范围内自由转动；

(4)风洞试验前，控制气缸10带动限位推头7插入飞行器模型1后端面的限位槽，使飞行器模型1处于锁死状态。触发舵控模块2和测量模块3处于工作状态，并与上位机之间建立无线通信联系，根据试验方案偏转舵6至初始状态；

(5)启动风洞开始吹风，流场稳定后，限位推头7从飞行器模型1后端撤出，飞行器模型1处于自由状态；

(6)开环控制试验过程中，控制信号通过上位机传递至舵控模块2驱动舵6偏转，飞行器模型1在气动载荷作用下发生转动；闭环控制试验过程中，舵6在控制率和飞行器模型1姿态反馈信号的共同作用下偏转；试验过程中飞行器模型1的运动轨迹信号实时传输并保存至上位机；

(7)试验后根据飞行器模型1的运动轨迹曲线辨识出其静、动态气动特性，并进行气动/运动/控制耦合特性研究和控制系统效能评估等。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (10)

1.高超声速风洞虚拟飞行试验系统，其特征在于包括：飞行器模型、舵控模块、测量模块、多自由度支撑机构、舵机组件、舵、支杆、限位保护机构；舵控模块、测量模块和舵机组件均安装于飞行器模型内腔，舵机组件与舵直连；多自由度支撑机构具有一个固定端、一个运动端，运动端能够相对固定端实现多自由度转动，所述的固定端与支杆同轴且刚性连接，运动端与飞行器模型刚性连接；限位保护机构安装在支杆上用于对飞行器模型进行限位保护；利用所述测量模块测量的试验过程中飞行器模型的运动轨迹，通过舵控模块控制舵按给定规律偏转。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的多自由度支撑机构包括运动端、俯仰基座、偏航基座、滚转基座和固定端；所述的固定端为阶梯轴，轴的一端用于与支杆刚性连接，另一端通过轴承安装在滚转基座内腔且二者之间只保留滚转自由度；滚转基座与偏航基座刚性连接，偏航基座上设置偏航轴安装孔，俯仰基座通过轴承、偏航轴安装在偏航基座内部，运动端通过俯仰轴、轴承安装在俯仰基座内部，固定端轴线、偏航轴轴线以及俯仰轴轴线相交于一点，作为多自由度机构转动中心。

3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于：通过在俯仰基座、偏航基座、滚转基座上安装限位装置的方式能够限制任意方向的自由度。

4.根据权利要求2所述的系统，其特征在于：所述飞行器模型的理论质心、飞行器模型的实际质心与多自由度机构转动中心重合。

5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的飞行器模型与实际飞行器的外形满足几何相似、惯量相似原则。

6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：还包括上位机，上位机与舵控模块、测量模块之间采用无线方式通信；由上位机接收所述测量模块测量的试验过程中飞行器模型的运动轨迹，采用闭环或者开环的方式通过舵控模块2控制舵6按给定规律偏转。

7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：将所述的舵控模块和测量模块3分别安装于飞行器模型前端的安装基准槽内，据此确定测量模块坐标系和模型体轴标系之间转换关系。

8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的限位保护机构包括限位推头、推杆和气缸；限位推头安装在支杆上，推杆一端连接限位推头，另一端连接气缸，通过气缸带动限位推头沿支杆前后移动对飞行器模型进行限位保护。

9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于：所述的限位推头为带中心孔的锥台结构，中心孔与支杆满足滑动配合要求，锥台前端的壁厚不大于0.5mm。

10.高超声速风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)将试验系统支杆安装于高超声速风洞攻角机构，多自由度支撑机构与支杆前端固连，且其运动端可沿转动中心自由转动；

(2)将限位保护机构安装于所述的支杆上；

(3)将飞行器模型与多自由度支撑机构运动端固连，模型可绕各自由度在一定范围内自由转动；

(4)风洞试验前，控制限位保护机构使飞行器模型处于锁死状态；流场稳定后，控制限位保护机构使飞行器模型处于自由状态；

(5)测量模块实时测量飞行器模型的运动轨迹，并将测量数据发送至上位机，上位机将接收的测量数据由测量模块坐标系转换至模型体轴系，存储转换后的测量数据并根据转换后的数据采用闭环或者开环的方式通过舵控模块控制舵按给定规律偏转；

(6)试验后利用存储的飞行器模型运动轨迹曲线辨识出飞行器的静、动态稳定特性。