CN112595487B - 一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法及系统。包括：通过传感器组输出感应信号；通过数据采集器输出动态信号；计算模型攻角和滚转角并分割动态信号；通过频谱规律分析得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；得到弹性变形量修正支杆弹性变形；计算空载状态和试验攻角的气动系数；得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；修正各试验攻角下的动态气动系数并获得可用动态气动系数；计算动态气动系数平均值作为飞行器的时均气动特性。该旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法改善了现有技术中无法对动态测力风洞试验原始信号到飞行器动态气动系数进行分析处理的问题。

Description

一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统及方法

技术领域

本发明涉及风洞试验数据处理技术领域，尤其是涉及一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统及方法。

背景技术

在风洞中开展旋转模型测力试验，通常是通过自由旋转、电机或涡轮强迫旋转等方式使模型在试验过程中旋转，天平按照常规测力试验的方法在每个攻角下采集多次数据，一般30～50次，由采集器做低通滤波处理后再进行代数平均处理，直接作为该攻角下的飞行器气动载荷，试验获得的是飞行器在旋转运动下的定常气动特性或者叫准定常气动特性。

这种试验方法一方面由于样本数据太少，不能保证试验中能够采集到足够多的不同滚转姿态角下的数据点，采集到的天平信号对飞行器旋转后的定常/准定常的气动特性描述不精准；另一方面，不能提供飞行器在旋转过程中一个完整旋转周期下随着滚转角变化的气动特性变化规律，不能描述在旋转运动下气动载荷随滚转角的分布规律，也不能提供动态气动特性的时域和频域特征规律。

发明内容

本发明的目的在于提供一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统及方法，该方法能够解决现有技术中无法对动态测力风洞试验从原始信号到飞行器动态气动系数进行分析处理的问题。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法，所述方法具体包括：

S101，风洞未启动前驱动模型稳定旋转，通过传感器组获取所述模型的信息，并输出感应信号；

S102，所述模型转速稳定后，通过数据采集器采集风洞未开启到完成全部试验攻角时所述传感器组输出的感应信号，并输出动态信号，根据所述动态信号计算所述模型的攻角和滚转角；

S103，截取风洞未开启时空载状态和风洞开启后试验攻角的数据；

S104，根据所述空载状态和所述试验攻角的数据进行频谱分析得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；

S105，通过所述低通滤波器对所述空载状态和各试验攻角感应信号中的天平信号滤波，；

S106，根据所述空载状态天平信号滤波后的平均值计算初零基准，根据滤波后的空载状态和各试验攻角的天平信号与所述初零基准的差值和天平校准公式得到模型载荷，根据所述模型载荷得到弹性变形量；

S107，根据所述弹性变形量修正支杆弹性变形；

S108，根据风洞气流参数和模型参数计算空载状态和试验攻角的气动系数；截取空载状态和各试验攻角整数个完整旋转周期的气动系数；将每个旋转周期下的气动系数根据相同的滚转角计算平均值，得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；

S109，以空载状态的动态气动系数为试验的系统误差，修正各试验攻角下的动态气动系数，将各试验攻角的动态气动系数减去空载状态时的气动系数获得修正后的动态气动系数；

S110，通过数据处理软件所述修正后的动态气动系数计算平均值，并插值到试验名义攻角，得到飞行器的时均气动系数。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进：

进一步地，所述传感器组通过攻角传感器和滚转角传感器的标定公式根据所述动态信号，得到所述模型的攻角和滚转角。

进一步地，选取空载状态一定长度的第一感应信号形成第一数据集，通过传感器组根据第一数据集得到所述模型的攻角，根据所述试验攻角分别截取所述第一感应信号的试验数据，形成对应所述试验攻角的第二数据集。

进一步地，通过天平跑码量和天平地面校准公式计算所述模型的载荷，通过支杆弹性角修正公式计算弹性变形量并修正。

进一步地，通过寻峰算法判断旋转周期的起始节点，从而截取空载和各试验攻角下的整数个旋转周期的数据。

一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统，包括：

模型、攻角机构和六分量动态测力天平；所述六分量动态测力天平通过支杆与攻角机构相连接，用于测量所述模型的载荷；所述六分量动态测力天平的轴线与所述模型的纵轴同轴，且所述模型绕所述纵轴运动；所述攻角机构用于改变所述模型的攻角；

传感器组，其与所述模型和攻角机构相对应设置，用于输出感应信号；

数据采集器，其与所述传感器组相对应设置，用于采集风洞未开启到完成全部试验攻角时所述传感器组输出的感应信号并输出动态信号，并根据所述动态信号计算所述模型的攻角和滚转角；

数据处理软件，用于截取风洞未开启时空载状态和风洞开启后试验攻角的数据，根据所述空载状态和所述试验攻角的数据频谱规律得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；所述低通滤波器对所述空载状态和各试验攻角感应信号中的天平信号滤波；

通过所述数据处理软件根据所述空载状态滤波后的天平信号的平均值计算初零基准，根据滤波后的空载状态和各试验攻角的天平信号与所述初零基准的差值和所述天平校准公式得到模型载荷，根据所述模型载荷得到弹性变形量；

通过数据处理软件计算空载状态和试验攻角的气动系数；截取空载状态和各试验攻角整数个完整旋转周期的气动系数；将每个旋转周期下的气动系数根据相同的滚转角计算平均值，得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；根据空载状态的动态气动系数为试验的系统误差，修正各试验攻角下的动态气动系数，将各试验攻角的动态气动系数减去空载状态时的气动系数获得修正后的动态气动系数。

进一步地，所述传感器组包括攻角传感器和滚转角传感器，所述攻角传感器和滚转角传感器分别与所述数据采集器相连，用于接收所述动态信号，并根据攻角传感器和滚转角传感器的标定公式计算所述模型的攻角和滚转角。

本发明具有如下优点：

本发明中的旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统及方法，通过传感器组输出感应信号；通过数据采集器采集感应信号并输出动态信号；通过数据处理软件得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；通过低通滤波器进行天平信号滤波；通过数据处理软件得到弹性变形量并修正支杆弹性变形；

通过数据处理软件得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数，得到试验攻角下模型的气动系数；以空载状态的动态气动系数为试验的系统误差，修正各试验攻角下的动态气动系数。解决了现有技术中无法对动态测力风洞试验原始信号到飞行器动态气动系数进行分析处理的问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例数据处理方法的方法流程图；

图2为本发明实施例飞行器坐标系与姿态角度定义的示意图；

图3为本发明实施例数据处理系统的原理图；

图4为本发明实施例模型动态气动系数的分布图。

附图标记说明：

传感器组10，数据采集器20，数据处理软件30。

具体实施方式

下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，本发明提供了一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法，包括：

一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法，所述方法具体包括：

S101，传感器组输出感应信号；

本步骤中，风洞未启动前驱动模型稳定旋转，通过传感器组10获取所述模型的信息，并输出感应信号；

S102，数据采集器输出动态信号。

本步骤中，所述模型转速稳定后，通过数据采集器20采集风洞未开启到完成全部试验攻角时所述传感器组10输出的感应信号，并输出动态信号，根据所述动态信号计算所述模型的攻角和滚转角；根据风洞试验项目对模型转速的要求和动态气动特性的最大特征频率的估计，设置合适的采样频率f₀和每个试验攻角下的采样时间ΔT；风洞启动前先使模型开始旋转，在模型转速稳定后，数据采集器20连续采集从风洞未启动到运行完成全部试验攻角的风洞试验各种传感器信号，该数据采集器20为高精度动态数据采集器20；攻角传感器和滚转角传感器信号由数据采集器20得到动态信号后，可以根据传感器标定公式计算得到模型在试验中的算攻角α和滚转角

数据采集器20要采集风洞试验中各传感器信号，包括天平原始信号、滚传角传感器信号、攻角传感器信号、舵偏角传感器信号，各类传感器信号要时序同步。

S103，截取空载状态和试验攻角的数据；

本步骤中，根据攻角序列截取风洞未开启时空载状态和风洞开启后试验攻角的数据；选取风洞启动前长度为ΔT的信号作为空载状态的数据集；计算攻角值，按试验攻角分别截取ΔT的试验信号，作为对应试验攻角的数据集；选取风洞启动之前的长度ΔT信号作为空载状态α′₀的数据集{X_0,j}；依据步骤S2计算的攻角值，按试验攻角α′_i,i＝1,...,n分别截取ΔT的试验数据，作为对应试验攻角{α′_i}的试验数据集{X_i,j}，其中j表示各信号的通道编号，n为试验攻角总数。数据集{X_0,j}和{X_i,j}中每个通道的信号样本点总数为m＝f₀×ΔT。

S104，设计低通滤波器；

本步骤中，根据所述空载状态和所述试验攻角的天平信号频谱规律得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；

采用FFT方法分析空载状态{X_0,j}和试验攻角下的{X_i,j}频谱规律，确定滤波截止频率f_s，f_s要大于频谱规律得到的最大频率的2倍。采用合适的加窗算法设计低通滤波器，比如采用kaiser窗函数确定滤波器的阶数和截止频率和fir1方法设计FIR滤波器，对空载状态和试验攻角下的天平信号进行滤波处理，消除高频干扰信号噪声；获得滤波后的空载状态天平信号{Y_0,k}和试验攻角下天平信号{Y_i,k}，其中k表示天平单位编号，如六分量测力天平的k＝1,2,…,6。

S105，低通滤波器滤波；

本步骤中，通过所述低通滤波器对所述空载状态和各试验攻角感应信号中的天平信号滤波；

S106，根据模型载荷得到弹性变形量；

本步骤中，根据所述空载状态滤波后的天平信号的平均值计算初零基准，根据滤波后的空载状态和各试验攻角的天平信号与所述初零基准的差值和天平校准公式得到模型载荷，并根据所述模型载荷得到弹性变形量；

根据空载状态的天平信号{Y_0,k}计算其平均值

将

作为天平初零基准，计算空载状态和试验攻角状态下的天平跑码量：

S107，修正支杆弹性变形；

本步骤中，根据所述弹性变形量修正支杆弹性变形；根据天平跑码量和天平地面校准公式计算模型载荷{F_i,k}，按支杆弹性角修正公式计算弹性变形量{Δα_i,i＝0,1,L,n}，修正后实际攻角{α″_i＝α_i+Δα_i}；根据风洞气流参数和模型参数计算空载和各攻角状态下的气动系数{CF_i,k}。

S108，得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；

本步骤中，根据风洞气流参数和模型参数计算空载状态和试验攻角的气动系数；截取空载状态和各试验攻角整数个完整旋转周期的气动系数；将每个旋转周期下的气动系数根据相同的滚转角计算平均值，得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；判断旋转周期的起始节点从而截取空载和各试验攻角下的整数个旋转周期的数据；比如以

为一个旋转周期，采用寻峰算法判断

的第一个数据节点，以此作为每个旋转周期起始的数据节点，截取s个旋转周期，s≤|r×ΔT|，r为模型转速，转/秒。将不同攻角下s个旋转周期的气动系数按相同

角计算平均值，作为该状态的对应每个

的动态气动系数{CF′_i,k}：

其中，ii表示该攻角状态下(包括空载状态)第ii个旋转周期。

S109，获得动态气动系数；

本步骤中，以空载状态的动态气动系数为试验的系统误差，修正各试验攻角下的动态气动系数，将各试验攻角的动态气动系数减去空载状态时的气动系数获得修正后的动态气动系数；考虑到旋转飞行器风洞试验时，由于模型旋转质量分布不平衡、风洞气流不均匀、模型重力、天平系统测量误差等各种系统误差对动态测力试验的影响，将空载时得到的动态气动系数{CF′_0,k}作为系统误差。

S110，得到飞行器的时均气动系数；

通过所述修正后的动态气动系数计算平均值，并插值到试验名义攻角，得到飞行器的时均气动系数。各试验攻角下的动态气动系数，减去空载时的气动系数{CF′_0,k}，获得的动态气动系数{CF″_i,k}＝{CF′_i，k-CF′_0,k}，可供旋转飞行器相关设计与制导等专业分析和使用。

数据采集器20也可以通过设置实现间断采集，在模型达到试验攻角后再采集该攻角状态下的传感器信号，分别存储到对应攻角下的文件或者一个文件中。如果采集器能够稳定工作，样本数据无误并能在数据处理时区分，能够对应到试验状态，各种采集器工作方式和采样过程都可以适用此数据处理方法，按照步骤S5-S13可以得到旋转飞行器的动态气动系数，并不局限于连续采样工作方式。

本发明还可以通过FFT方法分析所述空载状态和试验攻角的频谱规律，确定低通滤波截止频率；通过所述加窗算法设计低通滤波器。

所述传感器组10通过攻角传感器和滚转角传感器的标定公式根据所述动态信号，得到所述模型的攻角和滚转角。

选取空载状态一定长度的第一感应信号形成第一数据集，通过传感器组10根据第一数据集得到所述模型的攻角，根据所述试验攻角分别截取所述第一感应信号的试验数据，形成对应所述试验攻角的第二数据集。

通过天平跑码量公式和天平地面校准公式计算所述模型的载荷，通过支杆弹性角修正公式计算弹性变形量。

通过寻峰算法判断旋转周期的起始节点，从而截取空载和各试验攻角下的整数个旋转周期的数据。

所述数据采集器20通过设置实现间断采集，通过数据采集器20判断所述模型是否达到试验攻角，若是，采集感应信号。

将所述感应信号存储到对应攻角下的文件中。

如图3所示，一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统，包括：

模型、攻角机构和六分量动态测力天平；所述六分量动态测力天平通过支杆与攻角机构相连接，用于测量所述模型的载荷；所述六分量动态测力天平的轴线与所述模型的纵轴同轴，且所述模型绕所述纵轴运动；所述攻角机构用于改变所述模型的攻角；

传感器组，其与所述模型和攻角机构相对应设置，用于输出感应信号；

数据采集器，其与所述传感器组相对应设置，用于采集风洞未开启到完成全部试验攻角时所述传感器组输出的感应信号并输出动态信号，并根据所述动态信号计算所述模型的攻角和滚转角；

数据处理软件，用于截取风洞未开启时空载状态和风洞开启后试验攻角的数据，根据所述空载状态和所述试验攻角的数据频谱规律得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；所述低通滤波器对所述空载状态和各试验攻角感应信号中的天平信号滤波；

通过所述数据处理软件根据所述空载状态滤波后的天平信号的平均值计算初零基准，根据滤波后的空载状态和各试验攻角的天平信号与所述初零基准的差值和所述天平校准公式得到模型载荷，根据所述模型载荷得到弹性变形量；

通过数据处理软件计算空载状态和试验攻角的气动系数；截取空载状态和各试验攻角整数个完整旋转周期的气动系数；将每个旋转周期下的气动系数根据相同的滚转角计算平均值，得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；根据空载状态的动态气动系数为试验的系统误差，修正各试验攻角下的动态气动系数，将各试验攻角的动态气动系数减去空载状态时的气动系数获得修正后的动态气动系数。低通滤波器是数据处理软件中一部分；

所述传感器组10包括攻角传感器和滚转角传感器，所述攻角传感器和滚转角传感器分别与所述数据采集器20相连，用于接收所述动态信号，并根据攻角传感器和滚转角传感器的标定公式计算所述模型的攻角和滚转角。

现以一具体实施例详细说明本发明一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据处理方法：

以某旋转飞行器的动态测力风洞试验为例，来流马赫数M＝2.0、模型转速r＝10转/秒，试验攻角序列α′＝0°,2°,4°，通过六分量动态测力天平测量模型的载荷，天平通过支杆连接到风洞攻角机构上，攻角机构驱动支杆-天平系统改变模型攻角，模型绕天平旋转而天平不动。试验中需要采集的信号通道数包括：攻角传感器、滚转角传感器、天平传感器的6个单元。

如图2所示，典型的飞行器坐标系与姿态角度定义，包括体轴系OXYZ。

本实施例中设计的定义如下：

运动形式：天平轴线与飞行器模型纵轴同轴，模型绕纵轴旋转运动；

坐标系：

体轴系OXYZ：风洞试验时，飞行器旋转时坐标系与天平坐标系保持方向一致而不随模型转动，空气来流，

原点O：飞行器质心，

X轴正向：沿体轴指向来流，单位矢量

Y轴正向：来流速度在飞行器横截面投影的方向，单位矢量

Z轴正向：按照右手法则确定，单位矢量

符号

α：攻角，来流与X轴的夹角，取正值；

Φ，

滚转角，1#舵与Y轴的夹角，前视逆时针为正；

序号：

N：试验攻角的个数；

nn：动态测力试验中传感器信号总数；

m：一个旋转周期中滚转角姿态总数；

s：每个攻角下可以截取的完整旋转周期个数；

前缀

Δ：某量的差量或者某量的等间隔间距；

下标

i：试验时攻角的序号，取值为0到n的正整数，其中0代表空载状态和初零基准；

j：数据采集器20通道编号，取值为1到nn的正整数；

k：天平测量单元编号，取值为1到6的正整数；

l：一个旋转周期中滚转角序号，取值为1到m的正整数；

ii：一个攻角下的旋转周期序列编号，取值为1到s的正整数；

本实施例的一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据处理方法包括以下步骤：

(1)根据风洞试验项目对模型转速的要求和动态气动特性的最大特征频率的估计，设定动态采集器采样频率f₀＝2kHz，每个攻角最少采样时间ΔT＝2s，为保证采样数据精准性不受攻角机构运动及流场波动等其他因素的影响，每个攻角停留时间3s，从攻角到位1s或0.5s后再开始截取动态信号的样本数据。

(2)风洞启动前先使模型开始旋转，在模型转速稳定后，数据采集器20连续采集从风洞未启动到运行完成全部试验攻角的风洞试验各种传感器信号，从启动数据采集器20到风洞打开阀门准备吹风，间隔时间应该不少于3s；

(3)依据攻角传感器和滚转角传感器的标定公式计算攻角α和滚转角

(4)选取风洞启动之前的长度ΔT信号作为空载状态α′₀的数据集{X_0,j}，其中j表示各信号的通道编号；{X_0,j}包含此次试验的10列数据，分别为编号、时间、攻角、滚转角、天平的6个单元；计算攻角值，按试验攻角α′_ii＝1,...,n分别截取ΔT的试验数据，作为对应试验攻角{α′_i}的试验数据集{X_i,j}。数据集{X_0,j}和{X_i,j}中每个通道的信号样本点总数为m＝f₀×ΔT。

(5)采用FFT方法分析空载状态和试验攻角下的频谱规律，确定低通滤波频率f_s，f_s要大于频谱规律得到的最大频率的2倍，假设f_s＝100Hz。采用合适的加窗算法设计低通滤波器，比如采用kaiser窗函数确定滤波器的阶数和截止频率和fir1方法设计FIR滤波器，对空载状态和试验攻角下的天平信号进行滤波处理，消除高频干扰信号噪声；获得滤波后的空载状态天平信号{Y_0,k}和试验攻角下天平信号{Y_i,k}，其中k表示天平单位编号，如六分量测力天平的k＝1,2,…,6。；

(6)计算滤波后的空载状态天平信号{Y_0,k}的平均值

作为天平系统的初零基准：

(7)计算滤波后的空载和各攻角状态的天平信号与初零基准的差量，即算空载和试验攻角状态下的天平跑码量：

根据天平跑码量和天平地面校准公式计算模型载荷{F_i,k}，按支杆弹性角修正公式计算弹性变形量{Δα_i,i＝0,1,L,n}，修正后实际攻角{α″_i＝α_i+Δα_i}；

(8)根据风洞气流参数和模型参数计算空载和各攻角状态的气动力系数{CF_i,k}；

(9)判断旋转周期的起始点，截取空载和各试验攻角下整数个完整旋转周期的气动系数，比如采用寻峰算法判断

的第一个数据节点，以此作为每个旋转周期起始的数据节点，截取s＝9个旋转周期；

(10)以

为间隔将每个旋转周期下的气动系数插值到

的上，一个旋转周期一共m＝145个数据点；

(11)将不同攻角下s个旋转周期的气动系数按相同

角计算平均值，作为该状态的对应每个

的动态气动系数{CF′_i,k}：

其中，ii表示该攻角状态下(包括空载状态)第ii个旋转周期。

(12)考虑到旋转飞行器风洞试验时，由于模型旋转质量分布不平衡、风洞气流不均匀、模型重力、天平系统测量误差等各种系统误差对动态测力试验的影响，将空载时得到的动态气动系数{CF′_0,k}作为系统误差；修正每个吹风试验攻角下的动态气动系数，将步骤(11)得到的各试验攻角下的动态气动系数，减去空载时的气动系数{CF′_0,k}，获得的动态气动系数{CF″_i,k}＝{CF′_i,k-CF′_0,k}，获得吹风试验状态下模型旋转时的动态气动特性规律，如图4所示，典型的模型动态气动系数分布，给出动态气动系数随滚转角的分布规律，可供旋转飞行器相关设计与制导等专业分析和使用。

(13)通过积分或代数平均等方法计算动态气动系数{CF″_i,k}的周期平均值

由于CF_i″对应α′_i中包含弹性角，不等于试验名义攻角α′，可以通过三次样条插值的方法计算得到对应攻角α′＝0°,2°,4°的CF_i，作为该攻角下的定常气动力系数。

该旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统及方法的使用过程如下：

使用时，操作人员通过传感器组输出感应信号；通过数据采集器采集感应信号并输出动态信号；通过数据处理软件得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；通过低通滤波器进行天平信号滤波；通过数据处理软件得到弹性变形量并修正支杆弹性变形；

通过数据处理软件得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数，得到试验攻角下模型的气动系数；以空载状态的动态气动系数为试验的系统误差，修正各试验攻角下的动态气动系数。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (7)

1.一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法，其特征在于，所述方法具体包括：

S101，风洞未启动前驱动模型稳定旋转，通过传感器组获取所述模型的信息，并输出感应信号；

S102，所述模型转速稳定后，通过数据采集器采集风洞未开启到完成全部试验攻角时所述传感器组输出的感应信号，并输出动态信号，根据所述动态信号计算所述模型的攻角和滚转角；

S103，根据攻角序列截取风洞未开启时空载状态和风洞开启后试验攻角的数据；

S104，根据所述空载状态和所述试验攻角的天平信号频谱规律得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；

S105，通过所述低通滤波器对所述空载状态和各试验攻角感应信号中的天平信号滤波；

S106，根据所述空载状态滤波后的天平信号的平均值计算初零基准，根据滤波后的空载状态和各试验攻角的天平信号与所述初零基准的差值和天平校准公式得到模型载荷，并根据所述模型载荷得到弹性变形量；

S107，根据所述弹性变形量修正支杆弹性变形；

S108，根据风洞气流参数和模型参数计算空载状态和试验攻角的气动系数；截取空载状态和各试验攻角整数个完整旋转周期的气动系数；将每个旋转周期下的气动系数根据相同的滚转角计算平均值，得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；

S109，以空载状态的动态气动系数为试验的系统误差，修正各试验攻角下的动态气动系数，将各试验攻角的动态气动系数减去空载状态时的气动系数获得修正后的动态气动系数；

S110，通过所述修正后的动态气动系数计算平均值，得到飞行器的时均气动系数。

2.根据权利要求1所述的旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法，其特征在于，所述传感器组通过攻角传感器和滚转角传感器的标定公式根据所述动态信号，得到所述模型的攻角和滚转角。

3.根据权利要求1所述的旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法，其特征在于，选取空载状态一定长度的第一感应信号形成第一数据集，通过传感器组根据第一数据集得到所述模型的攻角，根据所述试验攻角分别截取所述第一感应信号的试验数据，形成对应所述试验攻角的第二数据集。

4.根据权利要求1所述的旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法，其特征在于，通过天平跑码量和天平地面校准公式计算所述模型的载荷，通过支杆弹性角修正公式计算弹性变形量并修正。

5.根据权利要求1所述的旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理方法，其特征在于，通过寻峰算法判断旋转周期的起始节点，从而截取空载和各试验攻角下的整数个旋转周期的数据。

6.一种旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统，其特征在于，包括：

模型、攻角机构和六分量动态测力天平；所述六分量动态测力天平通过支杆与攻角机构相连接，用于测量所述模型的载荷；所述六分量动态测力天平的轴线与所述模型的纵轴同轴，且所述模型绕所述纵轴运动；所述攻角机构用于改变所述模型的攻角；

传感器组，其与所述模型和攻角机构相对应设置，用于输出感应信号；

数据采集器，其与所述传感器组相对应设置，用于采集风洞未开启到完成全部试验攻角时所述传感器组输出的感应信号并输出动态信号，并根据所述动态信号计算所述模型的攻角和滚转角；

数据处理软件，用于截取风洞未开启时空载状态和风洞开启后试验攻角的数据，根据所述空载状态和所述试验攻角的数据频谱规律得到低通滤波截止频率，并设计低通滤波器；所述低通滤波器对所述空载状态和各试验攻角感应信号中的天平信号滤波；

通过所述数据处理软件根据所述空载状态滤波后的天平信号的平均值计算初零基准，根据滤波后的空载状态和各试验攻角的天平信号与所述初零基准的差值和所述天平校准公式得到模型载荷，根据所述模型载荷得到弹性变形量；

通过数据处理软件计算空载状态和试验攻角的气动系数；截取空载状态和各试验攻角整数个完整旋转周期的气动系数；将每个旋转周期下的气动系数根据相同的滚转角计算平均值，得到各试验攻角对应各滚转角的动态气动系数；根据空载状态的动态气动系数为试验的系统误差，修正各试验攻角下的动态气动系数，将各试验攻角的动态气动系数减去空载状态时的气动系数获得修正后的动态气动系数。

7.根据权利要求6所述的旋转飞行器动态测力风洞试验数据的处理系统，其特征在于，所述传感器组包括攻角传感器和滚转角传感器，所述攻角传感器和滚转角传感器分别与所述数据采集器相连，用于接收所述动态信号，并根据攻角传感器和滚转角传感器的标定公式计算所述模型的攻角和滚转角。

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