CN113173259B - 一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，包括：飞行器或飞行器模型、三自由度平台、液压作动筒、高压水枪、柔性压力传感器阵列，所述柔性压力传感器阵列覆盖在飞行器或飞行器模型表面，高压水枪分布于飞行器或飞行器模型四周，三自由度平台和液压作动筒位于飞行器或飞行器模型的内部，三自由度平台用于根据飞行控制系统指令控制三自由度平台的摇摆角，液压作动筒用于调节飞行器或飞行器模型的摇摆中心，高压水枪用于模拟飞行器或飞行器模型在飞行过程中遇到的阻力，柔性压力传感器阵列用于测量飞行器或飞行器模型的表面压力。本发明可以模拟在实际飞行时的工况，从而大大节省研发和实际飞行实验成本。

Description

一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台。
背景技术
飞行器表面压力是飞行试验测量的一个重要参数，根据压力测试可以计算得到飞行器表面载荷和表面流动特征，为飞行器的控制等研究提供数据支持。现如今多数飞行器表面压力测量方式为开孔测量，通过测压孔测量飞行器各位置的表面压力。
临近空间（一般指20-100km的空域）飞行器的开发关系到国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，是综合国力的体现。我国在临近空间领域起步较晚，研究基础薄弱，技术储备少，缺乏飞行试验平台，对关键物理效应、模型和重要参数的把控能力不足，数值模拟方法缺乏有效的验证和确认手段，因此急需有效的飞行试验平台。
发明内容
鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，本发明提出了一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，可对飞行器气动外形与控制系统进行设计与评估，其具体技术方案如下：
一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，包括：飞行器或飞行器模型、三自由度平台、液压作动筒、高压水枪、柔性压力传感器阵列，所述柔性压力传感器阵列覆盖在飞行器或飞行器模型表面，高压水枪分布于飞行器或飞行器模型四周，三自由度平台和液压作动筒位于飞行器或飞行器模型的内部，所述三自由度平台用于根据飞行控制系统指令控制三自由度平台的摇摆角，所述液压作动筒用于调节飞行器或飞行器模型的摇摆中心，所述高压水枪用于模拟飞行器或飞行器模型在飞行过程中遇到的阻力，所述柔性压力传感器阵列用于测量飞行器或飞行器模型的表面压力。
进一步的，所述高压水枪可以调节水压的方向与力度。
进一步的，所述柔性压力传感器阵列为压阻薄膜和感应电路相结合，柔性压力传感器阵列将飞行器或飞行器模型表面分割为多个区块，对每个区块分别进行计算测量。
一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台的工作方法，包括如下步骤：
S1、对该飞行器或飞行器模型进行风洞试验，通过柔性压力传感器阵列测量得到飞行器或飞行器模型表面气压特性，根据柔性压力传感器阵列测得的飞行器或飞行器模型压力分布，将飞行器或飞行器模型表面划分成多个子区域，根据表面压力测量值计算出每个子区域的压力中心和等效作用于该压力中心时的压力值，用该压力中心的合力模拟飞行器或飞行器模型的当前区块表面压力；
S2、根据计算得到的各个区块压力中心与压力值，通过分布于飞行器或飞行器模型周围的可以转动方向和调整水压大小的高压水枪，用所述的高压水枪水压模拟飞行器或飞行器模型飞行时的表面气压特性；
S3、三自由度平台和液压作动筒根据飞行控制系统的指令运动，模拟空中的飞行，根据不同状况下的运动指令与实际响应曲线对飞行控制系统的性能进行评估。
本发明的优点：
本发明的飞行试验平台运用高压水枪模拟实际飞行中飞行器表面压力，大大节省了测试评估成本，根据设定运动指令与实际响应曲线的分析评估系统的控制能力，该平台还可以用于模拟在极端条件下如大攻角、大机动、接近失稳或失稳时的飞行特性，以及各种智能控制策略，模拟在实际飞行时几乎无法进行测试的工况，从而大大节省研发和实际飞行实验成本。
附图说明
图1为本发明的一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台安装结构示意图；
图2为本发明的一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台三维外观图；
图3为本发明的一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台局部效果示意图；
其中，1、柔性压力传感器阵列；2、高压水枪；3、飞行器或飞行器模型；4、三自由度平台；5、液压作动筒。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和技术效果更加清楚明白，以下结合说明附图和实施例对本发明作进一步详细说明。
如图1-2所示，一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，包含：飞行器或飞行器模型3，三自由度平台4，液压作动筒5，高压水枪2，柔性压力传感器阵列1，所述柔性压力传感器阵列1覆盖在飞行器或飞行器模型3表面，高压水枪2分布于飞行器或飞行器模型3四周，三自由度平台4和液压作动筒5位于飞行器或飞行器模型3的内部。
所述三自由度平台4用于根据飞行控制系统指令控制三自由度平台4的摇摆角。
所述液压作动筒5用于调节飞行器或飞行器模型3的摇摆中心。
所述高压水枪2可以调节水压的方向与力度，用于模拟飞行器或飞行器模型3在飞行过程中遇到的阻力。
所述柔性压力传感器阵列1为压阻薄膜和感应电路相结合，用以测量飞行器或飞行器模型3的表面压力，柔性压力传感器阵列1将飞行器或飞行器模型3表面分割为多个区块，对每个区块分别进行计算测量。
一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台的工作流程，具体包括如下步骤：
首先对该飞行器或飞行器模型3进行风洞试验，通过柔性压力传感器阵列1测量得到飞行器或飞行器模型3表面气压特性，根据柔性压力传感器阵列1测得的飞行器或飞行器模型3压力分布，将飞行器或飞行器模型3表面划分成多个子区域，根据表面压力测量值计算出每个子区域的压力中心和等效作用于该压力中心时的压力值，用该压力中心的合力模拟飞行器或飞行器模型3的当前区块表面压力。
然后根据计算得到的各个区块压力中心与压力值，通过分布于飞行器或飞行器模型周围的可以转动方向和调整水压大小的高压水枪2，用所述的高压水枪2水压模拟飞行器或飞行器模型3飞行时的表面气压特性，如图3所示。
最后三自由度平台4和液压作动筒5根据飞行控制系统的指令运动，模拟空中的飞行，根据不同状况下的运动指令与实际响应曲线对飞行控制系统的性能进行评估。
本发明的飞行试验平台可以用于模拟在极端条件下如大攻角、大机动、接近失稳或失稳时的飞行特性，以及各种智能控制策略，模拟在实际飞行时几乎无法进行测试的工况，从而大大节省研发和实际飞行实验成本。
以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。

Claims (4)

1.一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，其特征在于，包括：飞行器或飞行器模型（3）、三自由度平台（4）、液压作动筒（5）、高压水枪（2）、柔性压力传感器阵列（1），所述柔性压力传感器阵列（1）覆盖在飞行器或飞行器模型（3）表面，高压水枪（2）分布于飞行器或飞行器模型（3）四周，三自由度平台（4）和液压作动筒（5）位于飞行器或飞行器模型（3）的内部，所述三自由度平台（4）用于根据飞行控制系统指令控制三自由度平台（4）的摇摆角，所述液压作动筒（5）用于调节飞行器或飞行器模型（3）的摇摆中心，所述高压水枪（2）用于模拟飞行器或飞行器模型（3）在飞行过程中遇到的阻力，所述柔性压力传感器阵列（1）用于测量飞行器或飞行器模型（3）的表面压力。
2.如权利要求1所述的一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，其特征在于，所述高压水枪（2）可以调节水压的方向与力度。
3.如权利要求1所述的一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，其特征在于，所述柔性压力传感器阵列（1）为压阻薄膜和感应电路相结合，柔性压力传感器阵列（1）将飞行器或飞行器模型（3）表面分割为多个区块，对每个区块分别进行计算测量。
4.一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台的工作方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、对该飞行器或飞行器模型（3）进行风洞试验，通过柔性压力传感器阵列（1）测量得到飞行器或飞行器模型（3）表面气压特性，根据柔性压力传感器阵列（1）测得的飞行器或飞行器模型（3）压力分布，将飞行器或飞行器模型（3）表面划分成多个子区域，根据表面压力测量值计算出每个子区域的压力中心和等效作用于该压力中心时的压力值，用该压力中心的合力模拟飞行器或飞行器模型（3）的当前区块表面压力；
S2、根据计算得到的各个区块压力中心与压力值，通过分布于飞行器或飞行器模型周围的可以转动方向和调整水压大小的高压水枪（2），用所述的高压水枪（2）水压模拟飞行器或飞行器模型（3）飞行时的表面气压特性；
S3、三自由度平台（4）和液压作动筒（5）根据飞行控制系统的指令运动，模拟空中的飞行，根据不同状况下的运动指令与实际响应曲线对飞行控制系统的性能进行评估。
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