CN113252286A - 一种飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统。该半实物仿真试验系统包括以风洞试验段为核心布置的飞行控制系统、安全保护系统、模型支撑系统、参数测量系统、试验模型系统和高压供气系统，还包括连接各系统的信号传输和电源线缆，以及为高压供气系统提供高压空气的风洞高压气源、连通高压供气系统和风洞高压气源的高压通气管路。本发明的飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统充分利用大型风洞能够实现飞行物理环境真实模拟、飞行器全尺寸模拟、高效准确和低成本可重复模拟的优点，对飞行器复合控制进行优化设计和性能评估，降低了飞行器研制成本、研制风险，缩短了研制周期。

Description

一种飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统
技术领域
本发明属于风洞试验和半实物仿真交叉技术领域，具体涉及一种飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统。
背景技术
传统上，飞行器复合控制性能评估验证依赖于基于数学模型的数字建模仿真系统和半实物仿真系统，并最终通过飞行试验系统进行考核确认。由于数字建模仿真系统和半实物仿真系统的数学模型通常采用线性假设，无法准确描述非线性影响，使得此两类系统的评估验证结果可靠性难以保证，致使依赖于飞行试验系统的复合控制性能评估验证，风险和成本很高。
相较于传统数字建模仿真系统和半实物仿真系统，风洞半实物仿真试验系统的评估验证更加真实准确，验证结果更加可靠。相较于飞行试验系统，风洞半实物仿真试验系统的评估验证成本更低，且验证试验更加高效和风险更低。
当前，亟需发展一种飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统。
本发明的飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统，其特点是，所述的半实物仿真试验系统包括以风洞试验段为核心布置的飞行控制系统、安全保护系统、模型支撑系统、参数测量系统、试验模型系统和供气系统，还包括连接各系统的信号传输和电源线缆，以及为供气系统提供高压气体的风洞气源、连通供气系统和风洞气源的通气管路；
飞行控制系统具备飞行控制、仿真模拟、指令发送、信号采集、电源控制、试验结果实时处理与显示功能；飞行控制系统放置在风洞试验段外侧，采用有线传输方式，通过信号传输和电源线缆与风洞试验段内安装的参数测量系统连接，实现各类参数的实时同步采集；飞行控制系统通过信号传输和电源线缆与风洞试验段内安装的试验模型系统连接通讯，实现飞行控制指令的发送，控制试验模型系统的复合控制装置作动；
安全保护系统具备风洞半实物仿真试验系统安全保护、风洞试验状态实时监测和试验模型运动驱动控制功能；安全保护系统通过信号传输和电源线缆与模型支撑系统在不同运动方向上的安全保护装置连接，实现风洞半实物仿真试验系统的安全保护；安全保护系统采用有线传输方式，通过信号传输和电源线缆与风洞试验段已有视频监控系统连接，实现对风洞试验状态的实时监测和危险情况下的紧急关车；安全保护系统通过信号传输和电源线缆与模型支撑系统的电机设备连接，实现试验模型运动驱动控制；
模型支撑系统具备沿试验模型体轴系的多自由度自由转动运动功能；模型支撑系统采用横向支撑方式，安装在风洞试验段的两侧洞壁上；模型支撑系统的横梁两端通过轴承组与风洞试验段的支撑基座连接，实现试验模型绕其体轴系的自由俯仰运动；模型支撑系统的芯轴两端通过轴承组与试验模型系统的内腔连接，实现试验模型绕体轴系的自由滚转运动；
参数测量系统具备实时同步测量试验模型的气动参数和运动参数的功能；气动参数由参数测量系统的天平装置测量，运动参数由参数测量系统的编码器和陀螺仪装置测量；天平装置安装在试验模型系统内部，编码器和陀螺仪模型安装在支撑系统上，实现试验模型运动过程中气动和运动参数的实时同步测量；
试验模型系统具备飞行器全尺寸模拟和真实飞行器复合控制装置模拟的功能；试验模型系统通过模型支撑系统和参数测量系统，安装在风洞试验段内；全尺寸试验模型依据相似准则设计，实现与真实飞行器的几何相似、惯量相似和飞行控制相似；真实飞行器复合控制装置安装在试验模型尾段，实现操纵控制；
供气系统具备给试验模型系统提供压力可调的稳定的高压气体的功能；供气系统安装在风洞试验段外侧，供气系统的进气阀通过通气管路与已有风洞气源连接，供气系统的出气阀通过通气管路与试验模型系统的复合控制装置连接；
所述的高压气体的压力大于10MPa。
本发明的飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统通过通气管路、供气系统和风洞气源为试验模型系统提供气体压力大于10MPa稳定的高压气体，在试验模型系统进行包括尾喷、侧喷在内的局部喷流模拟，实现飞行器复合控制风洞半实物仿真。
本发明的飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统充分利用大型风洞能够实现飞行物理环境真实模拟、飞行器全尺寸模拟、高效准确和低成本可重复模拟的优点，对飞行器复合控制进行优化设计和性能评估，降低了飞行器研制成本、研制风险，缩短了研制周期。
附图说明
图1为本发明的飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统的组成框图。
图2为本发明的飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统的结构示意图。
图中，1.飞行控制系统 2.安全保护系统 3.信号传输和电源线缆 4.风洞试验段 5.模型支撑系统 6.参数测量系统 7.试验模型系统 8.通气管路 9.供气系统10.风洞气源。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例1
如图1、图2所示，本发明的飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统包括以风洞试验段4为核心布置的飞行控制系统1、安全保护系统2、模型支撑系统5、参数测量系统6、试验模型系统7和供气系统9，还包括连接各系统的信号传输和电源线缆3，以及为供气系统9提供高压气体的风洞气源10、连通供气系统9和风洞气源10的通气管路8；
飞行控制系统1具备飞行控制、仿真模拟、指令发送、信号采集、电源控制、试验结果实时处理与显示功能；飞行控制系统1放置在风洞试验段4外侧，采用有线传输方式，通过信号传输和电源线缆3与风洞试验段4内安装的参数测量系统6连接，实现各类参数的实时同步采集；飞行控制系统1通过信号传输和电源线缆3与风洞试验段4内安装的试验模型系统7连接通讯，实现飞行控制指令的发送，控制试验模型系统7的复合控制装置作动；
安全保护系统2具备风洞半实物仿真试验系统安全保护、风洞试验状态实时监测和试验模型运动驱动控制功能；安全保护系统2通过信号传输和电源线缆3与模型支撑系统5在不同运动方向上的安全保护装置连接，实现风洞半实物仿真试验系统的安全保护；安全保护系统2采用有线传输方式，通过信号传输和电源线缆3与风洞试验段4已有视频监控系统连接，实现对风洞试验状态的实时监测和危险情况下的紧急关车；安全保护系统2通过信号传输和电源线缆3与模型支撑系统5的电机设备连接，实现试验模型运动驱动控制；
模型支撑系统5具备沿试验模型体轴系的多自由度自由转动运动功能；模型支撑系统5采用横向支撑方式，安装在风洞试验段4的两侧洞壁上；模型支撑系统5的横梁两端通过轴承组与风洞试验段4的支撑基座连接，实现试验模型绕其体轴系的自由俯仰运动；模型支撑系统5的芯轴两端通过轴承组与试验模型系统7的内腔连接，实现试验模型绕体轴系的自由滚转运动；
参数测量系统6具备实时同步测量试验模型的气动参数和运动参数的功能；气动参数由参数测量系统6的天平装置测量，运动参数由参数测量系统6的编码器和陀螺仪装置测量；天平装置安装在试验模型系统7内部，编码器和陀螺仪模型安装在支撑系统5上，实现试验模型运动过程中气动和运动参数的实时同步测量；
试验模型系统7具备飞行器全尺寸模拟和真实飞行器复合控制装置模拟的功能；试验模型系统7通过模型支撑系统5和参数测量系统6，安装在风洞试验段4内；全尺寸试验模型依据相似准则设计，实现与真实飞行器的几何相似、惯量相似和飞行控制相似；真实飞行器复合控制装置安装在试验模型尾段，实现操纵控制；
供气系统9具备给试验模型系统7提供压力可调的稳定的高压气体的功能；供气系统9安装在风洞试验段4外侧，供气系统9的进气阀通过通气管路8与已有风洞气源10连接，供气系统9的出气阀通过通气管路8与试验模型系统7的复合控制装置连接；
所述的高压气体的压力大于10MPa。
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 (1)

1.一种飞行器复合控制风洞半实物仿真试验系统，其特征在于，所述的半实物仿真试验系统包括以风洞试验段（4）为核心布置的飞行控制系统（1）、安全保护系统（2）、模型支撑系统（5）、参数测量系统（6）、试验模型系统（7）和供气系统（9），还包括连接各系统的信号传输和电源线缆（3），以及为供气系统（9）提供高压气体的风洞气源（10）、连通供气系统（9）和风洞气源（10）的通气管路（8）；
飞行控制系统（1）具备飞行控制、仿真模拟、指令发送、信号采集、电源控制、试验结果实时处理与显示功能；飞行控制系统（1）放置在风洞试验段（4）外侧，采用有线传输方式，通过信号传输和电源线缆（3）与风洞试验段（4）内安装的参数测量系统（6）连接，实现各类参数的实时同步采集；飞行控制系统（1）通过信号传输和电源线缆（3）与风洞试验段（4）内安装的试验模型系统（7）连接通讯，实现飞行控制指令的发送，控制试验模型系统（7）的复合控制装置作动；
安全保护系统（2）具备风洞半实物仿真试验系统安全保护、风洞试验状态实时监测和试验模型运动驱动控制功能；安全保护系统（2）通过信号传输和电源线缆（3）与模型支撑系统（5）在不同运动方向上的安全保护装置连接，实现风洞半实物仿真试验系统的安全保护；安全保护系统（2）采用有线传输方式，通过信号传输和电源线缆（3）与风洞试验段（4）已有视频监控系统连接，实现对风洞试验状态的实时监测和危险情况下的紧急关车；安全保护系统（2）通过信号传输和电源线缆（3）与模型支撑系统（5）的电机设备连接，实现试验模型运动驱动控制；
模型支撑系统（5）具备沿试验模型体轴系的多自由度自由转动运动功能；模型支撑系统（5）采用横向支撑方式，安装在风洞试验段（4）的两侧洞壁上；模型支撑系统（5）的横梁两端通过轴承组与风洞试验段（4）的支撑基座连接，实现试验模型绕其体轴系的自由俯仰运动；模型支撑系统（5）的芯轴两端通过轴承组与试验模型系统（7）的内腔连接，实现试验模型绕体轴系的自由滚转运动；
参数测量系统（6）具备实时同步测量试验模型的气动参数和运动参数的功能；气动参数由参数测量系统（6）的天平装置测量，运动参数由参数测量系统（6）的编码器和陀螺仪装置测量；天平装置安装在试验模型系统（7）内部，编码器和陀螺仪模型安装在支撑系统（5）上，实现试验模型运动过程中气动和运动参数的实时同步测量；
试验模型系统（7）具备飞行器全尺寸模拟和真实飞行器复合控制装置模拟的功能；试验模型系统（7）通过模型支撑系统（5）和参数测量系统（6），安装在风洞试验段（4）内；全尺寸试验模型依据相似准则设计，实现与真实飞行器的几何相似、惯量相似和飞行控制相似；真实飞行器复合控制装置安装在试验模型尾段，实现操纵控制；
供气系统（9）具备给试验模型系统（7）提供压力可调的稳定的高压气体的功能；供气系统（9）安装在风洞试验段（4）外侧，供气系统（9）的进气阀通过通气管路（8）与已有风洞气源（10）连接，供气系统（9）的出气阀通过通气管路（8）与试验模型系统（7）的复合控制装置连接；
所述的高压气体的压力大于10MPa。
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