CN112326185A - 一种暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法。该方法在单动模式下将各自由度运动到零位位置，然后将试验模式改为联动模式，向投放机构发布投放指令，Y轴以指定速度向上运动，到达X轴能动位置后，X轴和α轴同时开始运动，Y轴保持运动状态，直至试验模型到达试验位置，并向风洞流场控制系统发送投放到位信号，完成投放过程；再按照预先设计的试验方案进行风洞试验；试验数据采集完毕后，三自由度投放机构以与投放过程相反的运动方式回到各自的零位位置，完成撤收过程。该方法能够满足投放试验对投放机构快速就位的要求，具有运行快速、安全可靠的特点，降低了能源消耗，提高了风洞试验效率。
Description
技术领域
本发明属于风洞试验控制技术领域，具体涉及一种暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法。
背景技术
暂冲式超声速风洞在启动/关车过程中会产生一道正激波，对位于试验段内的试验模型及天平造成很大的冲击载荷，该冲击载荷是正常载荷的数倍甚至数十倍。对于某些先进的高机动战术导弹，由于弹身长细比大、飞行马赫数范围宽，要获取高精度数据，试验模型及天平的设计极其困难。通常为保证试验安全，往往会设计较粗壮的天平，这就降低了天平的灵敏度，导致无法获取高精度的试验数据。
采用三自由度投放机构，在风洞启动时先将试验模型置于驻室内，待风洞流场建立后再将试验模型快速投放到试验位置，试验数据采集完毕后，三自由度投放机构再将试验模型撤收回到驻室内，然后风洞关车，通过这种方式可以避免风洞启动/关车时的冲击载荷，从而为精细化设计试验模型及天平、获取高质量的试验数据提供了可能。
暂冲式超声速风洞运行一次的时间按秒计算，三自由度投放机构行程越长，耗时越多，风洞运行时间越长，能耗就越大。常规的三自由度投放机构控制方法是首先将升降机构运行到试验位置，接着将平移机构运行到试验位置，最后俯仰机构开始按照试验预设角度开始运行。采用这种三自由度串行运行到位的控制方式，具有运行时间长，风洞耗气量大的缺点，试验成本高昂，不能适应节能减排的要求。
当前，亟需发展一种快速的暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法。
本发明的暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法包括以下步骤：
a.三自由度投放机构在单动模式下将各自由度运动到零位位置，然后将试验模式更改为联动模式；
b.三自由度投放机构接收到投放指令，Y轴即升降机构以指定速度向上运动，到达X轴即平移机构的能动位置后，向X轴及α轴即俯仰机构发出运动指令，同时Y轴继续运动直至到达Y轴试验位置停止；
c.X轴和α轴接收到运动指令后同时开始运动，X轴以指定速度运行到X轴试验位置，α轴以指定速度运行到试验预设的第一个迎角阶梯位置；
d.Y轴、X轴、α轴均到达各自试验位置后，三自由度投放机构向风洞流场控制系统发送投放到位信号，投放过程完成；
e.试验数据采集完毕后，三自由度投放机构执行投放机构撤收指令，Y轴、X轴、α轴以指定速度同时开始向各自零位位置运动；
f.Y轴到达X轴能动位置后，闭环控制停留在X轴能动位置，不再继续向Y轴零位位置运动，X轴、α轴继续以指定速度运动；
g.X轴、α轴均到达各自的零位位置后，闭环控制X轴、α轴停留在各自的零位位置，通知Y轴继续运动，Y轴继续以指定速度向Y轴零位位置运动；
h.Y轴运动到Y轴零位位置时，通知风洞流场控制系统投放机构回零到位，完成撤收过程。
进一步地，所述的步骤a的零位位置，是投放机构支撑的试验模型位于驻室内且试验模型俯仰角为0°时的位置，所记录的Y轴、X轴、α轴位移传感器数值分别为Y轴、X轴、α轴的零位位置。
进一步地，所述步骤b的X轴的能动位置是指X轴运动时不会与周围部件发生碰撞的Y轴位移传感器读数所指示的位置。
进一步地，所述的步骤d的试验位置是试验模型位于风洞流场均匀区、开展气动数据采集的位置。
进一步地，所述的步骤f的X轴的指定速度是X轴平稳运行时的最大速度，α轴的指定速度为3°/s；
本发明的暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法，改变了三自由度投放机构常规的串行运行控制方法，提出了三自由度投放机构串行与并行相结合的控制方法，减少了三自由度投放机构投放过程和撤收过程的时间，既降低了风洞试验能耗，又满足了投放试验要求，运行时间短，而且安全可靠。
附图说明
图1为本发明的暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法的控制时序图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
本发明的暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法包括以下步骤：
a.三自由度投放机构在单动模式下将各自由度运动到零位位置，然后将试验模式更改为联动模式；
b.三自由度投放机构接收到投放指令，Y轴即升降机构以指定速度向上运动，到达X轴即平移机构的能动位置后，向X轴及α轴即俯仰机构发出运动指令，同时Y轴继续运动直至到达Y轴试验位置停止；
c.X轴和α轴接收到运动指令后同时开始运动，X轴以指定速度运行到X轴试验位置，α轴以指定速度运行到试验预设的第一个迎角阶梯位置；
d.Y轴、X轴、α轴均到达各自试验位置后，三自由度投放机构向风洞流场控制系统发送投放到位信号，投放过程完成；
e.试验数据采集完毕后，三自由度投放机构执行投放机构撤收指令，Y轴、X轴、α轴以指定速度同时开始向各自零位位置运动；
f.Y轴到达X轴能动位置后，闭环控制停留在X轴能动位置，不再继续向Y轴零位位置运动，X轴、α轴继续以指定速度运动；
g.X轴、α轴均到达各自的零位位置后，闭环控制X轴、α轴停留在各自的零位位置，通知Y轴继续运动，Y轴继续以指定速度向Y轴零位位置运动；
h.Y轴运动到Y轴零位位置时，通知风洞流场控制系统投放机构回零到位，完成撤收过程。
进一步地，所述的步骤a的零位位置，是投放机构支撑的试验模型位于驻室内且试验模型俯仰角为0°时的位置，所记录的Y轴、X轴、α轴位移传感器数值分别为Y轴、X轴、α轴的零位位置。
进一步地，所述步骤b的X轴的能动位置是指X轴运动时不会与周围部件发生碰撞的Y轴位移传感器读数所指示的位置。
进一步地，所述的步骤d的试验位置是试验模型位于风洞流场均匀区、开展气动数据采集的位置。
进一步地，所述的步骤f的X轴的指定速度是X轴平稳运行时的最大速度，α轴的指定速度为3°/s；
实施例1
本实施例的试验模型为大长细比导弹试验模型。
如图1所示，本实施例的大长细比导弹试验模型的投放过程、试验过程和撤收过程如下：
a.风洞试验开始前，单动控制Y轴、X轴、α轴，使Y轴、X轴、α轴回到各轴的零位位置，将三自由度投放机构控制模式更改为联动模式；
b.三自由度投放机构向风洞运行控制系统发送准备就绪信号，此时由三自由度投放机构支撑的试验模型位于试验段驻室内，不会受到风洞启动时的冲击载荷影响；
c.风洞启动建立稳定的流场后，运行控制系统向三自由度投放机构发送投放指令，三自由.度投放机构开始执行投放过程；
d.Y轴以200mm/s的速度向试验位置运动，当Y轴位移传感器反馈数值达到1200即X轴能动位置时，X轴和α轴同时开始运动，X轴以300mm/s的速度向试验位置运动，α轴以3°/s的速度向第一个迎角阶梯位置运动。
e.当Y轴、X轴、α轴到达试验位置时停留在试验位置处，并向风洞运行控制系统发送投放到位信号；
f.风洞测控系统和α轴协同工作，完成所有预定的迎角阶梯数据采集任务后，风洞运行控制系统向三自由度投放机构发送机构撤收指令；
g.三自由度投放机构撤收时，X轴、α轴运动目标设置值分别为各自的零位位置，X轴速度设定为300mm/s，α轴速度设定为3°/s，Y轴运动目标设置值为X轴能动位置即Y轴位移传感器1200位置，速度设定为200mm/s，Y轴、X轴、α轴同时开始运动；当Y轴到达1200位置时，停留不动，X轴和α轴继续分别向各自的零位位置运动；当X轴和α轴均到达零位位置后，Y轴以200mm/s速度开始继续运动，直到回到Y轴的零位位置；
h.Y轴回到零位位置时，三自由度投放机构位于试验段驻室内，三自由度投放机构通知风洞运行控制系统，风洞关车，从而使试验模型和天平避免了风洞关车时的冲击载荷。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，本发明公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
Claims (5)
1.一种暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法，其特征在于，所述的控制方法包括以下步骤：
a.三自由度投放机构在单动模式下将各自由度运动到零位位置，然后将试验模式更改为联动模式；
b.三自由度投放机构接收到投放指令，Y轴即升降机构以指定速度向上运动，到达X轴即平移机构的能动位置后，向X轴及α轴即俯仰机构发出运动指令，同时Y轴继续运动直至到达Y轴试验位置停止；
c.X轴和α轴接收到运动指令后同时开始运动，X轴以指定速度运行到X轴试验位置，α轴以指定速度运行到试验预设的第一个迎角阶梯位置；
d.Y轴、X轴、α轴均到达各自试验位置后，三自由度投放机构向风洞流场控制系统发送投放到位信号，投放过程完成；
e.试验数据采集完毕后，三自由度投放机构执行投放机构撤收指令，Y轴、X轴、α轴以指定速度同时开始向各自零位位置运动；
f.Y轴到达X轴能动位置后，闭环控制停留在X轴能动位置，不再继续向Y轴零位位置运动，X轴、α轴继续以指定速度运动；
g.X轴、α轴均到达各自的零位位置后，闭环控制X轴、α轴停留在各自的零位位置，通知Y轴继续运动，Y轴继续以指定速度向Y轴零位位置运动；
h.Y轴运动到Y轴零位位置时，通知风洞流场控制系统投放机构回零到位，完成撤收过程。
2.根据权利要求1所述的暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法，其特征在于：所述的步骤a的零位位置，是投放机构支撑的试验模型位于驻室内且试验模型俯仰角为0°时的位置，所记录的Y轴、X轴、α轴位移传感器数值分别为Y轴、X轴、α轴的零位位置。
3.根据权利要求1所述的暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法，其特征在于：所述步骤b的X轴的能动位置是指X轴运动时不会与周围部件发生碰撞的Y轴位移传感器读数所指示的位置。
4.根据权利要求1所述的暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法，其特征在于：所述的步骤d的试验位置是试验模型位于风洞流场均匀区、开展气动数据采集的位置。
5.根据权利要求1所述的暂冲式超声速风洞三自由度投放机构就位控制方法，其特征在于：所述的步骤f的X轴的指定速度是X轴平稳运行时的最大速度，α轴的指定速度为3°/s。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116147881A (zh) * | 2023-04-04 | 2023-05-23 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种风洞六分量天平静校系统中复位机构的复位方法 |
| CN117686176A (zh) * | 2024-02-04 | 2024-03-12 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种暂冲式超声速风洞颤振试验装置及方法 |
| CN117890071A (zh) * | 2024-03-15 | 2024-04-16 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN201653679U (zh) * | 2010-04-29 | 2010-11-24 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 捕获轨迹风洞试验中外挂物模型连续运动的实时控制装置 |
| CN106768829A (zh) * | 2016-11-14 | 2017-05-31 | 北京航天长征飞行器研究所 | 一种高温风洞试验舱内的模型横向投放装置 |
| CN108195552A (zh) * | 2018-03-20 | 2018-06-22 | 南京航空航天大学 | 一种高速风洞无人机投放试验机构 |
| CN109141429A (zh) * | 2018-09-03 | 2019-01-04 | 中国科学院工程热物理研究所 | 临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法 |
| CN111504592A (zh) * | 2020-05-06 | 2020-08-07 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种用于高速风洞投放模型试验的初始运动状态预置方法 |
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN201653679U (zh) * | 2010-04-29 | 2010-11-24 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 捕获轨迹风洞试验中外挂物模型连续运动的实时控制装置 |
| CN106768829A (zh) * | 2016-11-14 | 2017-05-31 | 北京航天长征飞行器研究所 | 一种高温风洞试验舱内的模型横向投放装置 |
| CN108195552A (zh) * | 2018-03-20 | 2018-06-22 | 南京航空航天大学 | 一种高速风洞无人机投放试验机构 |
| CN109141429A (zh) * | 2018-09-03 | 2019-01-04 | 中国科学院工程热物理研究所 | 临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法 |
| CN111504592A (zh) * | 2020-05-06 | 2020-08-07 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种用于高速风洞投放模型试验的初始运动状态预置方法 |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116147881A (zh) * | 2023-04-04 | 2023-05-23 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种风洞六分量天平静校系统中复位机构的复位方法 |
| CN116147881B (zh) * | 2023-04-04 | 2023-06-16 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种风洞六分量天平静校系统中复位机构的复位方法 |
| CN117686176A (zh) * | 2024-02-04 | 2024-03-12 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种暂冲式超声速风洞颤振试验装置及方法 |
| CN117890071A (zh) * | 2024-03-15 | 2024-04-16 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法 |
| CN117890071B (zh) * | 2024-03-15 | 2024-05-17 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法 |
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