CN112033636B - 一种飞行器模型随机多维振动的降维监测方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种飞行器模型随机多维振动的降维监测方法属于飞行器风洞模型振动监测领域，涉及一种应用于支杆尾撑式飞行器模型风洞试验的多维振动的降维监测方法。该监测方法中，飞行器模型的多维振动在俯仰平面和偏航平面内解耦，通过设置在多维振动监测系统的加速度传感器，降维表示为两个相互垂直平面上的惯性观测力，在俯仰和偏航平面降维观测所选随机振动的振动特性，实现对飞行器模型的随机多维振动监测。本发明提出的监测方法提高了测量的精确度，此观测方法可行性高、适应性强，能够应用于快速发展的飞行器风洞模拟试验中。

Description

一种飞行器模型随机多维振动的降维监测方法

技术领域

本发明属于飞行器风洞模型振动监测领域，涉及一种应用于支杆尾撑式飞行器模型风洞试验的多维振动的降维监测方法。

背景技术

风洞试验主要应用于模拟飞行器复杂的飞行状态，它为飞行器气动性能评估及其系统、结构等的设计等提供了数据支撑，在航空航天飞行器的研制和创新发展中起着不可或缺的作用。在跨声速风洞中，飞行器模型由位于前端的风洞天平和尾端的尾撑悬臂支杆固定，安装在攻角调整机构上。在不稳定气流扰动的影响下，飞行器模型会随着试验攻角的变化在模型支撑系统产生严重的随机多维振动，这些振动会对飞行器模型气动性能测量数据的准确性造成严重的影响。目前，抑制飞行器随机多维振动最有效的方法是主动控制法，它以振动传感器作为反馈对振动进行实时监测，通过控制策略来驱动压电陶瓷执行器输出反作用力或力矩，抑制系统的多维振动。振动监测是实现振动主动控制的核心基础。因此，为了提高风洞试验的准确性，研究飞行器多维随机振动的全维度监测对多维振动主动控制具有重要意义。

刘升、夏博等人2016年发表的专利号为201611256848.6的专利《一种应基于加速度传感器的飞机实时振动监测系统及方法》中通过将加速度传感器、信号调理电路、AD采集电路、零偏校准电路、数据预处理电路FPGA和数据分析告警电路的组合组成监测系统，实现飞机实时振动的监测，但该方法对飞行器的振动监测无法实现全维度的振动监测。尹刚、张林等人在2019年发表的专利号为201910546521.X的专利《一种基于天平信号的风洞试验中模型振动监测方法》中通过数据采集系统连续采集天平的输出信号，然后利用载荷增量弹性角计算公式和天平的非滤波及低通滤波信号计算得到风洞试验过程中实时的振动弹性角，通过该振动弹性角反映出飞行器模型的振动情况。该方法虽然可以通过风洞天平实现风洞试验中试验模型的振动实时监测，但是由于风洞天平本身动态特性较差，如响应时间较长等，使得动态测量误差较大。

目前基于飞行器模型多维振动监测的方法主要有两种：一种是力、力矩监测反馈，另一种是加速度监测反馈。力、力矩监测反馈设计灵活、灵敏度高、疲劳寿命长，但是其动态特性较差，存在明显的维间动态耦合误差和动态响应时间长等问题。加速度监测反馈法安装方便，更便于实现与振动控制系统的结合，且动态测量误差小，适用于传感器对流场干扰较小、飞行器模型尺寸较大的风洞试验。以往的监测方法往往是对多维振动的截取观测，无法实现对振动的全维度实时监测，且动态特性和测量精度较差，严重影响了后续飞行器随机多维振动的抑制效果。因此使用加速度传感器对飞行器模型多维振动进行全维度实时监测，是实现飞行器风洞模型多维振动监测的有效方法。

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，发明一种基于多维力降维观测的风洞试验中飞行器模型随机多维振动监测方法。该方法首先在笛卡尔坐标系下描述飞行器风洞模型的随机多维振动，将模型的多维振动在俯仰平面和偏航平面内解耦，分别在两个平面内将属于该平面的多维惯性力降维表示为一个惯性观测力，最终通过布置在俯仰平面和偏航平面上的加速度传感器，解耦观测所选随机多维振动的振动特性，实现对飞行器模型的随机多维振动监测。在复杂的风洞试验环境和严苛的气动外形要求的约束下，采用此测试方法适应性强、测量简单、操作方便，且实验数据精确可靠。

本发明采用的技术方案是一种飞行器模型随机多维振动的降维监测方法，其特征是，该方法首先在笛卡尔坐标系下描述飞行器风洞模型的随机多维振动，将飞行器模型的多维振动在俯仰平面和偏航平面内解耦，通过设置在多维振动监测系统的加速度传感器，在俯仰和偏航平面降维观测所选随机振动的振动特性，将属于该平面的三维惯性力降维表示为一个惯性观测力，最终通过惯性观测力，解耦观测所选随机多维振动的振动特性，实现对飞行器模型的随机多维振动监测。该方法的具体步骤如下：

第一步：设计飞行器模型解耦结构，对飞行器模型多维振动进行解耦；

在笛卡尔坐标系下，飞行器模型各轴上的气动载荷有轴向力F_x、法向力F_y、侧向力F_z；力矩分量分别为滚转力矩M_x、偏航力矩M_y、俯仰力矩M_z。将风洞天平测得的在稳定测量值上下往复波动的力、力矩定义为飞行器模型的多维振动，且振动主要发生在除滚转力矩M_x外的其它五个维度上。

设计飞行器模型2、风洞天平3、悬臂支杆1解耦结构，保证俯仰平面和偏航平面振动特性互相独立。分别在俯仰平面和偏航平面内进行振动解耦，即轴向力F_x、法向力F_y、俯仰力矩M_z解耦在俯仰平面内；轴向力F_x、侧向力F_z、偏航力矩M_y解耦在偏航平面内，且两平面通过x轴垂直相交。

第二歩：依据惯性力理论，分别在俯仰和偏航平面对多维振动降维处理；

在高速大攻角风洞试验中飞行器模型产生激变大幅振动，在俯仰平面内，法向力F_y，轴向力F_x，和俯仰力矩M_z这三维力方向上分别产生法向惯性力F_Iy(t)、轴向惯性力F_Ix(t)和俯仰惯性扭矩力F_IMz(t)，由牛顿第二定律分别表示为：

F_Iy(t)＝-m_eqa_y(t) (1)

F_Ix(t)＝-m_eqa_x(t) (2)

F_IMz(t)＝-m_eqa_Mz(t) (3)

其中，a_y(t)、a_x(t)、a_Mz(t)分别为沿法向惯性力、轴向惯性力和俯仰惯性扭矩力方向上产生的加速度，m_eq为模型等效质量；

振动过程中，法向惯性力F_Iy(t)和轴向惯性力F_Ix(t)沿俯仰惯性扭矩力方向的分量F_IyP(t)、F_IxP(t)分别表示为：

F_IyP(t)＝-m_eqa_y(t)cosθ_p (4)

F_IxP(t)＝-m_eqa_x(t)sinθ_p (5)

其中，θ_p为振动时尾撑悬臂支杆末端的旋转角；

在-90°～90°的极限振动角范围内，法向、轴向惯性力分量F_IyP(t)和F_IxP(t)始终存在，法向惯性力F_Iy方向竖直向上，轴向惯性力F_Ix(t)方向与飞行器模型轴线方向重合，二者合力方向垂直于飞行器模型轴线，俯仰惯性扭矩力方向也垂直于飞行器模型轴线，三维惯性力可通过一个惯性力进行观测；将俯仰惯性扭矩力方向的合力定义为俯仰观测惯性力F_IP(t)，表示为：

F_IP(t)＝-m_eqa_P(t)＝F_IMz(t)+F_IyP(t)+F_IxP(t) (6)

其中，a_P(t)是俯仰惯性扭矩力方向的观测加速度；

同理，在偏航平面内，轴向力F_x，侧向力F_z和偏航力矩M_y方向上分别产生惯性力，轴向惯性力F_Ix(t)公式同公式(2)，侧向惯性力F_Iz(t)和偏航惯性扭矩力F_IMy(t)，由牛顿第二定律分别表示为：、

F_Iz(t)＝-m_eqa_z(t) (7)

F_IMy(t)＝-m_eqa_My(t) (8)

其中，a_z(t)、a_My(t)分别为沿侧向惯性力、偏航惯性扭矩力方向上产生的加速度，m_eq为模型等效质量；

振动过程中，轴向惯性力F_Ix(t)和侧向惯性力F_Iz(t)在沿偏航惯性扭矩力F_IMy(t)方向的分量F_IxY(t)、F_IzY(t)分别表示为：

F_IxY(t)＝-m_eqa_x(t)sinθ_y (9)

F_IzY(t)＝-m_eqa_z(t)cosθ_y (10)

其中，θ_y为振动时偏航平面尾撑悬臂支杆末端的旋转角；

在-90°～90°的极限振动角范围内，侧向、轴向惯性力分量F_IzY(t)、F_IxY(t)始终存在，二者合力方向垂直于飞行器模型轴线，偏航惯性扭矩力方向也垂直于飞行器模型轴线；三维惯性力通过一个惯性力进行观测，将这个惯性力定义为偏航观测惯性力F_IY(t)，表示为：

F_IY(t)＝-m_eqa_Y(t)＝F_IMy(t)+F_IzY(t)+F_IxY(t) (11)

其中，a_Y(t)是偏航惯性扭矩力方向的观测加速度；

第三步：通过振动降维监测系统，实现随机多维振动实时监测

将加速度传感器安装在飞行器模型质心面的观测点上，即俯仰加速度传感器4、偏航加速度传感器6、随机加速度传感器5分别安装于俯仰分量观测点10、偏航分量观测点12、随机振动观测点11，对多维振动的加速度进行监测：将俯仰加速度传感器4、偏航加速度传感器6、随机加速度传感器5分别接入振动降维监测系统中的振动信号采集板卡7，振动降维监测系统的主机控制器8与计算机9连接，使用虚拟仪器LabVIEW软件读取加速度传感器信号的变化；

使用俯仰加速度传感器4对观测惯性力方向的加速度进行实时监测，经过等效质量m_eq换算得到俯仰平面的观测惯性力。同理，在偏航平面也通过设置的偏航加速度传感器6，实现偏航平面观测惯性力方向加速度的实时监测。最终通过监测俯仰和偏航方向上的观测惯性力实现飞行器模型五维振动降维监测。

本发明的有益效果是提供了一种有效的风洞试验中飞行器模型多维振动的降维实时监测方法。相比传统测量方法动态响应特性差、无法实现全维度实时测量、稳定性差的缺点，本发明提出的观测方法能够更加直观准确的观测飞行器模型的全维度多维振动，为风洞试验飞行器模型的实时振动监测提供了一种新方法，加快了测量速度，并且提高了测量的精确度。此观测方法可行性高、适应性强，能够应用于快速发展的飞行器风洞模拟试验中。

附图说明

图1为飞行器风洞模型多维气动载荷示意图。图中，1-悬臂支杆，2-飞行器模型，3-风洞天平，F_x-轴向力、F_y-法向力、F_z-侧向力；M_x-滚转力矩、M_y-偏航力矩、M_z-俯仰力矩。

图2为飞行器模型俯仰方向振动分解图。图中，1-悬臂支杆，2-飞行器模型，俯仰方向中：F_Iy(t)-法向惯性力、F_Ix(t)-轴向惯性力、F_IMz(t)-俯仰惯性扭矩力、F_IyP(t)-法向惯性力分量、F_IxP(t)-轴向惯性力分量、F_IP(t)-俯仰观测惯性力。

图3为飞行器模型随机多维振动的测量系统图。图中，1-悬臂支杆，2-飞行器模型，3-风洞天平，4-俯仰加速度传感器，5-随机加速度传感器，6-偏航加速度传感器，7-振动信号采集板卡，8-主机控制器，9-计算机。

图4为图3的A-A视图，表示加速度传感器安装位置图。图中，10-俯仰分量观测点，11-随机振动观测点，12-偏航分量观测点。

图5为飞行器风洞模型多维随机振动观测图。

图6为飞行器风洞模型多维随机振动振型图。

图7为飞行器模型随机多维振动的降维监测方法流程图。

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。

飞行器风洞模型多维气动载荷示意图如图1所示，图3为飞行器模型随机多维振动的测量系统图，其中，加速度传感器9、10、11选用的是小质量、小体积的高精度一维加速度传感器，可以通过虚拟仪器LabVIEW软件实现力学量单位的转换；数据采集系统使用的是实时主机控制器13。其中，包括振动信号采集板卡12。图7为飞行器模型随机多维振动的降维监测方法流程图，方法的具体步骤如下：

第一步：设计飞行器模型解耦结构，对飞行器模型多维振动进行解耦

如图1所示，在笛卡尔坐标系下，飞行器模型各轴上的气动载荷分量为轴向力F_x、法向力F_y、侧向力F_z；力矩分量分别为滚转力矩M_x、偏航力矩M_y、俯仰力矩M_z。将风洞天平测得的在稳定测量值上下往复波动的力、力矩定义为飞行器模型的多维振动，且振动主要发生在除滚转力矩M_x外的其它五个维度上。设计飞行器模型-天平-悬臂支杆解耦结构，保证俯仰平面和偏航平面振动特性互相独立。如图2所示,分别在俯仰平面和偏航平面内进行振动解耦，即轴向力F_x、法向力F_y、俯仰力矩M_z解耦在俯仰平面内，轴向力F_x、侧向力F_z、偏航力矩M_y解耦在偏航平面内，且两平面通过x轴垂直相交。

第二歩：依据惯性力理论，分别在俯仰和偏航平面对多维振动降维处理

在高速大攻角风洞试验中飞行器模型产生激变大幅振动，

以俯仰平面为例，如图2所示，在俯仰平面内，F_y法向力，F_x轴向力，和M_z俯仰力矩这三维力方向上分别产生惯性力，分别由公式(1)、(2)、(3)计算出来。

振动过程中，法向惯性力在俯仰平面惯性扭矩力方向的分量和轴向惯性力在俯仰惯性扭矩力方向的分量F_IP(t)、F_IxP(t)分别由公式(4)、(5)计算出来。在-90°～90°的极限振动角范围内，法向惯性力F_Iy和轴向惯性力F_Ix始终存在沿俯仰惯性扭矩力F_IMz方向的分量。法向惯性力F_Iy方向竖直向上，轴向惯性力F_Ix方向与飞行器模型轴线方向重合，二者合力方向垂直于飞行器模型轴线，惯性扭矩力F_IMz方向也垂直于飞行器模型轴线，三维惯性力通过一个惯性力进行观测。将沿俯仰惯性扭矩力方向的合力定义为俯仰观测惯性力F_IP(t)，由公式(6)计算出来。

同理，在偏航平面内，可将轴向惯性力F_Ix(t)、侧向惯性力F_Iz(t)和偏航惯性扭矩力F_IMy(t)由公式(2)、(7)、(8)分别计算出来。轴向惯性力F_Ix(t)和侧向惯性力F_Iz(t)沿偏航惯性扭矩力F_IMy(t)方向的分量F_IxY(t)、F_IzY(t)分别由公式(9)、(10)计算出来。

在-90°～90°的极限振动角范围内，侧向、轴向惯性力分量F_IzY(t)、F_IxY(t)始终存在，二者合力方向垂直于飞行器模型轴线，偏航惯性扭矩力方向也垂直于飞行器模型轴线；三维惯性力通过一个惯性力进行观测，将这个惯性力定义为偏航观测惯性力F_IY(t)，由公式(11)计算出来，即将偏航平面内的多维振动降维为偏航平面的一个观测惯性力观测。

第三步：通过振动降维监测系统，实现随机多维振动实时监测。

在狭小风洞空间，复杂风洞试验环境及严苛气动外形要求的约束下，使用俯仰加速度传感器4对观测惯性力方向的加速度进行实时监测，经过等效质量m_eq换算可得到俯仰平面的观测惯性力。同理，在偏航平面也可通过设置的偏航加速度传感器6，实现偏航平面观测惯性力方向加速度的实时监测。实验监测系统如图3所示，将加速度传感器安装在图4中飞行器模型质心面的观测点上，即俯仰加速度传感器4、偏航加速度传感器6、随机加速度传感器5分别安装于俯仰分量观测点10、偏航分量观测点12、随机振动观测点11，对多维振动的加速度进行监测：将俯仰加速度传感器4、偏航加速度传感器6、随机加速度传感器5分别接入振动降维监测系统中的振动信号采集板卡7，振动降维监测系统的主机控制器8与计算机9连接，使用虚拟仪器LabVIEW软件读取加速度传感器信号的变化。

用三个加速度传感器，同时监测飞行器模型的多维随机振动及俯仰面和偏航面上的振动分量，频域分析和响应结果如图5、图6所示。根据三个观测点上随机振动、俯仰面振动分量和偏航面振动分量的振动特性，比较可得出：在0～120Hz频率范围内，随机振动测点包含25.5Hz、94.5Hz和112.0Hz三阶振型。通过俯仰平面振动分量，可以监测到25.5Hz和112.0Hz两个阶振型；通过偏航平面振动分量，可以监测到25.5Hz和94.5Hz两个阶振型。也就是说，通过俯仰面和偏航面上的振动分量，解耦观测所选随机振动的振动特性，最终通过监测俯仰和偏航方向上的观测惯性力实现飞行器模型五维振动降维监测。

Claims (1)

1.一种飞行器模型随机多维振动的降维监测方法，其特征是，该方法首先在笛卡尔坐标系下描述飞行器模型的随机多维振动，将飞行器模型的随机多维振动在俯仰平面和偏航平面内解耦，通过设置在多维振动监测系统的加速度传感器，在俯仰和偏航平面降维观测所选随机多维振动的振动特性，将属于俯仰或偏航平面的三维惯性力降维表示为一个惯性观测力，最终通过惯性观测力，解耦观测所选随机多维振动的振动特性，实现对飞行器模型的随机多维振动监测；

该方法的具体步骤如下：

第一步：设计飞行器模型解耦结构，对飞行器模型的随机多维振动进行解耦；

在笛卡尔坐标系下，飞行器模型各轴上的气动载荷有轴向力F_x、法向力F_y、侧向力F_z；力矩分量分别为滚转力矩M_x、偏航力矩M_y、俯仰力矩M_z；将风洞天平测得的在稳定测量值上下往复波动的力、力矩定义为飞行器模型的随机多维振动，且振动主要发生在除滚转力矩M_x外的其它五个维度上；

设计飞行器模型(2)、风洞天平(3)、悬臂支杆(1)解耦结构，保证俯仰平面和偏航平面振动特性互相独立；分别在俯仰平面和偏航平面内进行振动解耦，即轴向力F_x、法向力F_y、俯仰力矩M_z解耦在俯仰平面内；轴向力F_x、侧向力F_z、偏航力矩M_y解耦在偏航平面内，且两平面通过x轴垂直相交；

第二歩：依据惯性力理论，分别在俯仰和偏航平面对多维振动降维处理

在高速大攻角风洞试验中飞行器模型产生激变大幅振动，在俯仰平面内，法向力F_y，轴向力F_x，和俯仰力矩M_z这三维力方向上分别产生法向惯性力F_Iy(t)、轴向惯性力F_Ix(t)和俯仰惯性扭矩力F_IMz(t)，由牛顿第二定律分别表示为：

F_Iy(t)＝-m_eqa_y(t) (1)

F_Ix(t)＝-m_eqa_x(t) (2)

F_IMz(t)＝-m_eqa_Mz(t) (3)

其中，a_y(t)、a_x(t)、a_Mz(t)分别为沿法向惯性力、轴向惯性力和俯仰惯性扭矩力方向上产生的加速度，m_eq为模型等效质量；

振动过程中，法向惯性力F_Iy(t)和轴向惯性力F_Ix(t)沿俯仰惯性扭矩力方向的分量F_IyP(t)、F_IxP(t)分别表示为：

F_IyP(t)＝-m_eqa_y(t)cosθ_p (4)

F_IxP(t)＝-m_eqa_x(t)sinθ_p (5)

其中，θ_p为振动时尾撑悬臂支杆末端的旋转角；

在-90°～90°的极限振动角范围内，法向、轴向惯性力分量F_IyP(t)和F_IxP(t)始终存在，法向惯性力F_Iy(t)方向竖直向上，轴向惯性力F_Ix(t)方向与飞行器模型轴线方向重合，二者合力方向垂直于飞行器模型轴线，俯仰惯性扭矩力方向也垂直于飞行器模型轴线，三维惯性力可通过一个惯性力进行观测；将俯仰惯性扭矩力方向的合力定义为俯仰观测惯性力F_IP(t)，表示为：

F_IP(t)＝-m_eqa_P(t)＝F_IMz(t)+F_IyP(t)+F_IxP(t) (6)

其中，a_P(t)是俯仰惯性扭矩力方向的观测加速度；

同理，在偏航平面内，轴向力F_x，侧向力F_z和偏航力矩M_y方向上分别产生轴向惯性力F_Ix(t)公式同公式(2)，侧向惯性力F_Iz(t)和偏航惯性扭矩力F_IMy(t)，由牛顿第二定律分别表示为：

F_Iz(t)＝-m_eqa_z(t) (7)

F_IMy(t)＝-m_eqa_My(t) (8)

其中，a_z(t)、a_My(t)分别为沿侧向惯性力、偏航惯性扭矩力方向上产生的加速度，m_eq为模型等效质量；

振动过程中，轴向惯性力F_Ix(t)和侧向惯性力F_Iz(t)在偏航惯性扭矩力F_IMy(t)方向的分量F_IxY(t)、F_IzY(t)分别表示为：

F_IxY(t)＝-m_eqa_x(t)sinθ_y (9)

F_IzY(t)＝-m_eqa_z(t)cosθ_y (10)

其中，θ_y为振动时偏航平面尾撑悬臂支杆末端的旋转角；

在-90°～90°的极限振动角范围内，侧向、轴向惯性力分量F_IzY(t)、F_IxY(t)始终存在，二者合力方向垂直于飞行器模型轴线，偏航惯性扭矩力方向也垂直于飞行器模型轴线；三维惯性力通过一个惯性力进行观测，将这个惯性力定义为偏航观测惯性力F_IY(t)，表示为：

F_IY(t)＝-m_eqa_Y(t)＝F_IMy(t)+F_IzY(t)+F_IxY(t) (11)

其中，a_Y(t)是偏航惯性扭矩力方向的观测加速度；

第三步：通过振动降维监测系统，实现随机多维振动实时监测；

将加速度传感器安装在飞行器模型质心面的观测点上，即俯仰加速度传感器(4)、偏航加速度传感器(6)、随机加速度传感器(5)分别安装于俯仰分量观测点(10)、偏航分量观测点(12)、随机振动观测点(11)，对多维振动的加速度进行监测：将俯仰加速度传感器(4)、偏航加速度传感器(6)、随机加速度传感器(5)分别接入振动降维监测系统中的振动信号采集板卡(7)，振动降维监测系统的主机控制器(8)与计算机(9)连接，使用虚拟仪器LabVIEW软件读取加速度传感器信号的变化；

使用俯仰加速度传感器(4)对观测惯性力方向的加速度进行实时监测，经过等效质量m_eq换算得到俯仰平面的观测惯性力；同理，在偏航平面也通过设置的偏航加速度传感器(6)，实现偏航平面观测惯性力方向加速度的实时监测；最终通过监测俯仰和偏航平面上的观测惯性力实现飞行器模型五维振动降维监测。

Images