CN112525472A - 飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法。该风洞动态实验方法包括确定气动滚转力矩补偿目标函数；确定系统控制策略；确定系统控制参数；实施风洞实验。本发明的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法通过力矩致动器驱动飞行器模型进行滚转运动产生滚转力矩，同时也利用力矩致动器对飞行器模型施加不同放大系数的补偿滚转力矩，从而改变飞行器模型的等效转动惯量，进而实现飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验研究。

Description

飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法
技术领域
本发明属于风洞动态实验技术领域，具体涉及一种飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法。
背景技术
自由滚转动态实验是一种风洞动态实验。自由滚转动态实验时，飞行器模型在气动力作用下进行自由滚转，通过分析飞行器模型的滚转运动过程或滚转运动过程中的动态气动力，能够获取飞行器模型包括摇滚特性在内的滚转动态气动特性。
以摇滚特性为例，摇滚的动力学过程是一个气动/运动耦合的过程，飞行器模型的滚转惯性对摇滚的动力学过程必然有一定影响。由于风洞的飞行器模型结构紧凑，且强度要求高，可选择的加工材料少，难以通过选用不同密度的材料加工飞行器模型来实现不同模型惯量的模拟。同样，由于风洞的飞行器模型结构紧凑，通常也难以通过使用配重大幅度地改变模型惯量。因此，造成了飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验极不充分。
当前，亟需发展一种飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法。
本发明的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法，其特点是，所述的风洞动态实验方法使用的实验机构的关键执行部件和传感器包括用于驱动芯轴产生滚转力矩并对芯轴施加不同放大系数的补偿滚转力矩的力矩致动器，用于测量芯轴旋转角度的旋转编码器，用于测量芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩的天平，用于测量气流作用于飞行器模型的滚转力矩的加速度计，以及选配的用于放大滚转力矩的减速电机；
所述的风洞动态实验方法包括以下步骤：
a.确定气动滚转力矩补偿目标函数g＝kMx；
气动滚转力矩补偿目标函数的值是芯轴施加在飞行器模型上的目标滚转力矩，其中，Mx为飞行器模型的目标滚转力矩，k为力矩补偿系数，改变k值即可改变飞行器模型的等效转动惯量；
b.确定系统控制策略；
系统控制策略选择PID，采用比例P和积分I两个环节，并辅以前馈提升控制精度；系统控制策略将芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩视为系统的实际输出，芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩的值等于滚转力矩天平测值f的负值-f，气动滚转力矩补偿目标函数的值g视为给定值，系统的控制目标是g+f趋于0；
c.确定系统控制参数；
控制芯轴旋转，以转速为前馈控制的执行输入参数，测量在不同转速下的力矩致动器的输出力矩；外力带动飞行器模型进行滚转运动，以输出力矩为力矩致动器的执行输入力矩参数，获得天平测值的变化过程，采用任意一种PID参数整定方法确定执行输入参数和执行输入力矩参数；
d.实施风洞实验；
将系统控制策略和系统控制参数应用于实验机构的控制系统，启动风洞，进行实验；
在气动滚转力矩补偿目标函数及飞行器模型不变时，步骤a～步骤c只进行一次，之后风洞每次运行只需要重复执行步骤d。
进一步地，飞行器模型的旋转角度、转速和滚转力矩均采用天平坐标系，根据右手螺旋法则确定正方向。
进一步地，所述的力矩致动器具有转速反馈。
进一步地，所述的旋转编码器差分测量芯轴转速。
进一步地，所述的加速度计阵列布置在飞行器模型上，在天平坐标系下，分别测量飞行器模型的X方向加速度、Y方向加速度和Z方向加速度。
本发明的风洞自由滚转动态实验惯性影响的实验方法基于动力学相似理论，理论推导如下：
滚转运动的动力学方程为：
Figure BDA0002819562900000031
其中，
Figure BDA0002819562900000032
为飞行器模型的滚转角加速度，单位rad/s；Mx为气流作用于飞行器模型的滚转力矩，单位Nm；Ix为飞行器模型的滚转转动惯量，单位kgm2。
如果能够测得Mx，并给予一个比例为k的动力补偿，则动力学方程为：
Figure BDA0002819562900000033
公式(2)表明，动力补偿后的动力学过程等效于气动力不变，而模型转动惯量变化为原来的1/(1+k)。
也就是说，本发明是利用动力学相似原理进行风洞自由滚转动态实验惯性影响的实验方法。该方法通过实时测量气流作用于飞行器的气动滚转力矩Mx，并利用力矩制动器施加一个量值为kMx的补偿，从而将飞行器模型等效的转动惯量变化为飞行器模型原始转动惯量的1/(1+k)。
但是，需要特别指出的是，在风洞滚转动态试验中，天平只有在飞行器模型静止或匀速滚转时才能测量到真实的气动滚转力矩，而进行风洞滚转动态试验时，飞行器模型并不总是匀速滚转，而是存在滚转加速度，故无法单独采用天平进行飞行器模型气动滚转力矩的动态测量。中国专利文献库公开了发明人团队公布的名称为一种多分量力及力矩的测量方法及系统(ZL201710206338.6)的发明专利，该发明专利能够应用于具有滚转加速度的风洞滚转动态试验。本发明的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法采用了该发明专利的参数标定和测量结果计算过程与天平的参数标定和测量结果计算过程。
本发明的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法，适用于任意形式的动态滚转实验机构，具有普适性。
本发明的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法通过力矩致动器驱动飞行器模型进行滚转运动产生滚转力矩，同时也利用力矩致动器对飞行器模型施加不同放大系数的补偿滚转力矩，从而改变飞行器模型的等效转动惯量，进而实现飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验研究。
附图说明
图1为本发明的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法使用的实验机构Ⅰ；
图2为本发明的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法中的加速度阵列布置示意图；
图3为本发明的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法使用的实验机构Ⅱ。
图中，1.力矩致动器 2.旋转编码器 3.天平 4.减速电机 5.芯轴 6.加速度计。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
本发明的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法使用的实验机构的关键执行部件和传感器包括用于驱动芯轴产生滚转力矩并对芯轴施加不同放大系数的补偿滚转力矩的力矩致动器，用于测量芯轴旋转角度的旋转编码器，用于测量芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩的天平，用于测量气流作用于飞行器模型的滚转力矩的加速度计，以及选配的用于放大滚转力矩的减速电机；
所述的风洞动态实验方法包括以下步骤：
a.确定气动滚转力矩补偿目标函数g＝kMx；
气动滚转力矩补偿目标函数的值是芯轴施加在飞行器模型上的目标滚转力矩，其中，Mx为飞行器模型的目标滚转力矩，k为力矩补偿系数，改变k值即可改变飞行器模型的等效转动惯量；
b.确定系统控制策略；
系统控制策略选择PID，采用比例P和积分I两个环节，并辅以前馈提升控制精度；系统控制策略将芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩视为系统的实际输出，芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩的值等于滚转力矩天平测值f的负值-f，气动滚转力矩补偿目标函数的值g视为给定值，系统的控制目标是g+f趋于0；
c.确定系统控制参数；
控制芯轴旋转，以转速为前馈控制的执行输入参数，测量在不同转速下的力矩致动器的输出力矩；外力带动飞行器模型进行滚转运动，以输出力矩为力矩致动器的执行输入力矩参数，获得天平测值的变化过程，采用任意一种PID参数整定方法确定执行输入参数和执行输入力矩参数；
d.实施风洞实验；
将系统控制策略和系统控制参数应用于实验机构的控制系统，启动风洞，进行实验；
在气动滚转力矩补偿目标函数及飞行器模型不变时，步骤a～步骤c只进行一次，之后风洞每次运行只需要重复执行步骤d。
进一步地，飞行器模型的旋转角度、转速和滚转力矩均采用天平坐标系，根据右手螺旋法则确定正方向。
进一步地，所述的力矩致动器具有转速反馈。
进一步地，所述的旋转编码器差分测量芯轴转速。
进一步地，所述的加速度计阵列布置在飞行器模型上，在天平坐标系下，分别测量飞行器模型的X方向加速度、Y方向加速度和Z方向加速度。
实施例1
如图1所示，本实施例使用的滚转动态实验机构Ⅰ为T型杆式结构，包括水平放置的尾支杆，尾支杆的中心轴线上安装有芯轴5，芯轴5前端伸出尾支杆并固定连接天平3，天平3上固定连接飞行器模型；芯轴5后端伸出尾支杆，芯轴5后端的上方和下方对称安装有力矩致动器1，两个力矩致动器1用于驱动飞行器模型进行滚转运动产生滚转力矩，也对飞行器模型施加不同放大系数的补偿滚转力矩；芯轴5后端套装有旋转编码器2；如图2所示，加速度计6阵列布置在飞行器模型上，在天平坐标系下，分别测量飞行器模型的X方向加速度、Y方向加速度和Z方向加速度。
假定飞行器模型原始转动惯量为Ix，本实施例对等效转动惯量为
Figure BDA0002819562900000061
的飞行器模型进行风洞实验，具体过程如下：
a.确定气动滚转力矩补偿目标函数
根据公式
Figure BDA0002819562900000071
得出k＝1；将k＝1代入公式g＝kMx即得到本实施例的气动滚转力矩补偿目标函数g＝Mx；
b.确定系统控制策略；
本实施例采用前馈和PID控制策略，其中PID控制策略只包含比例P和积分I两个环节。前馈给出的控制量与PID给出的控制量之和输出到力矩致动器1。前馈根据芯轴5的转速ω直接给出控制量。PID控制策略根据给定量和反馈量给出控制量，其中给定量是滚转力矩目标控制函数g的值，反馈量是天平3测值的负值-f，同时，反馈量也是系统的输出量。控制的目标是输出量-f跟随给定量g，或者描述为误差量err＝g+f趋于0。其中，控制量的单位是Nm，为折算到芯轴5的驱动力矩，控制力矩致动器1时，控制量除以机械力矩放大倍数14和力矩致动器1的系数0.423Nm/V，转换成电压输出给力矩致动器1。误差量的单位也是Nm。
c.确定系统控制参数
c1.确定前馈控制参数
在力矩致动器1上施加控制量，使芯轴5转动，调整控制量大小，使芯轴5转速分别达到-22.44，-20.20，-17.05，-13.91，-10.77，-7.63，-4.49，-0.90，0.90，3.14，6.28，9.42，12.57，15.71，18.85，22.44rad/s，转速误差±10％以内，记录对应的转速ωi和控制量ffi。在实施控制时，针对任意芯轴转速ω(|ω|<22.44rad/s)，前馈控制量ff等于ffi关于ωi线性插值。
c2.确定PID控制参数
关闭积分环节，从0.1开始，逐步增大比例系数Kp，直至当Kp等于2.1时控制出现近似等幅振荡，振荡周期0.015s。最终Kp取2.1的约45％，结果为0.945，积分时间常数Ti取0.015s约83％，结果为0.013s。
目标滚转力矩设为0，用该参数地面运行机构，试运行的方法是人工拨动模型滚转，验证控制振荡情况，如果振荡超出许可，可增大积分时间常数Ti或减小比例系数Kp。本例中，振荡情况可接受，因此最终使用上述参数，于是PID参数Kp＝0.945，Ti＝0.013s。此外，人工拨动模型时施加的滚转力矩与风洞实验时的气动滚转力矩可进行类比，相关数据可用于控制效果分析。
d.实施风洞试验
d1.启动风洞；
d2.运行迎角机构，飞行器模型迎角向目标值变化；
d3.当飞行器模型迎角达到目标值后启动气动滚转力矩补偿控制；
d4.测量并记录飞行器模型滚转角等参数变化历程；
d5.停止气动滚转力矩补偿控制；
d6.运行迎角机构，飞行器模型迎角向零值变化；
d7.当飞行器模型迎角绝对值小于安全关车阈值后，关闭风洞。
实施例2
如图3所示，实施例2使用的滚转动态实验机构Ⅱ与滚转动态实验机构Ⅰ的结构基本相同，主要区别是力矩致动器1上安装有用于放大滚转力矩的减速电机4。
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，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。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，可容易地实现另外的改进和润饰，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.飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法，其特征在于，所述的风洞动态实验方法使用的实验机构的关键执行部件和传感器包括用于驱动芯轴产生滚转力矩并对芯轴施加不同放大系数的补偿滚转力矩的力矩致动器，用于测量芯轴旋转角度的旋转编码器，用于测量芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩的天平，用于测量气流作用于飞行器模型的滚转力矩的加速度计，以及选配的用于放大滚转力矩的减速电机；
所述的风洞动态实验方法包括以下步骤：
a.确定气动滚转力矩补偿目标函数g＝kMx；
气动滚转力矩补偿目标函数的值是芯轴施加在飞行器模型上的目标滚转力矩，其中，Mx为飞行器模型的目标滚转力矩，k为力矩补偿系数，改变k值即可改变飞行器模型的等效转动惯量；
b.确定系统控制策略；
系统控制策略选择PID，采用比例P和积分I两个环节，并辅以前馈提升控制精度；系统控制策略将芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩视为系统的实际输出，芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩的值等于滚转力矩天平测值f的负值-f，气动滚转力矩补偿目标函数的值g视为给定值，系统的控制目标是g+f趋于0；
c.确定系统控制参数；
控制芯轴旋转，以转速为前馈控制的执行输入参数，测量在不同转速下的力矩致动器的输出力矩；外力带动飞行器模型进行滚转运动，以输出力矩为力矩致动器的执行输入力矩参数，获得天平测值的变化过程，采用任意一种PID参数整定方法确定执行输入参数和执行输入力矩参数；
d.实施风洞实验；
将系统控制策略和系统控制参数应用于实验机构的控制系统，启动风洞，进行实验；
在气动滚转力矩补偿目标函数及飞行器模型不变时，步骤a～步骤c只进行一次，之后风洞每次运行只需要重复执行步骤d。
2.根据权利要求1所述的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法，其特征在于，飞行器模型的旋转角度、转速和滚转力矩均采用天平坐标系，根据右手螺旋法则确定正方向。
3.根据权利要求1所述的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法，其特征在于，所述的力矩致动器具有转速反馈。
4.根据权利要求1所述的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法，其特征在于，所述的旋转编码器差分测量芯轴转速。
5.根据权利要求1所述的飞行器模型转动惯量对摇滚特性影响的风洞动态实验方法，其特征在于，所述的加速度计阵列布置在飞行器模型上，在天平坐标系下，分别测量飞行器模型的X方向加速度、Y方向加速度和Z方向加速度。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113252287A (zh) * 2021-07-19 2021-08-13 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种加速度复合控制风洞半实物仿真试验方法
CN116878819A (zh) * 2023-09-06 2023-10-13 中国人民解放军32806部队 一种飞行器气动特性风洞测试装置与方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102494864A (zh) * 2011-11-24 2012-06-13 北京航空航天大学 飞行器俯仰运动下偏航/滚转自由运动模拟装置
CN102721521A (zh) * 2011-03-29 2012-10-10 中国航空工业第一集团公司沈阳空气动力研究所 一种用于风洞大振幅滚转振动试验的测量装置
RU2531097C1 (ru) * 2013-04-29 2014-10-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Способ определения статических и нестационарных аэродинамических производных моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления
CN104699947A (zh) * 2015-01-14 2015-06-10 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种采用rans/les混合技术模拟飞行器摇滚运动的方法
CN106918438A (zh) * 2017-03-31 2017-07-04 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种多分量力及力矩的测量方法及系统

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102721521A (zh) * 2011-03-29 2012-10-10 中国航空工业第一集团公司沈阳空气动力研究所 一种用于风洞大振幅滚转振动试验的测量装置
CN102494864A (zh) * 2011-11-24 2012-06-13 北京航空航天大学 飞行器俯仰运动下偏航/滚转自由运动模拟装置
RU2531097C1 (ru) * 2013-04-29 2014-10-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Способ определения статических и нестационарных аэродинамических производных моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления
CN104699947A (zh) * 2015-01-14 2015-06-10 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种采用rans/les混合技术模拟飞行器摇滚运动的方法
CN106918438A (zh) * 2017-03-31 2017-07-04 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种多分量力及力矩的测量方法及系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FABRIZIO NICOLOSI,ETAL: "Roll performance assessment of a light aircraft: Flight simulations and flight tests", 《AEROSPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY》 *
李乾 等: "一种近空间高超声速飞行器滚转稳定性研究", 《航空学报》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113252287A (zh) * 2021-07-19 2021-08-13 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种加速度复合控制风洞半实物仿真试验方法
CN116878819A (zh) * 2023-09-06 2023-10-13 中国人民解放军32806部队 一种飞行器气动特性风洞测试装置与方法
CN116878819B (zh) * 2023-09-06 2024-02-06 中国人民解放军32806部队 一种飞行器气动特性风洞测试装置与方法

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