CN113252288A - 一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法 - Google Patents

一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法。该风洞试验方法包括以下步骤：步骤一：启动飞行控制系统，调整试验模型初始状态；步骤二：启动风洞流场环境，释放试验模型俯仰自由度；步骤三：执行俯仰角闭环控制律，完成俯仰机动运动；步骤四：恢复试验模型初始状态，结束单次风洞试验；步骤五：改变试验参数，执行新的风洞试验。该风洞试验方法是一种创新性的风洞试验方法，能够为飞行控制性能评估验证提供基于真实飞行物理模拟环境的高效可靠、低成本和可重复的风洞试验，提升和拓展现有风洞试验能力，对飞行器飞行控制优化设计和性能评估具有重要的技术支撑意义。

Description

一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法
技术领域
本发明属于风洞试验和飞行控制技术交叉领域，具体涉及一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法。
背景技术
采用喷流和舵面共同作用的飞行器，在俯仰角闭环控制飞行中，气动特性、运动特性和飞行控制之间存在强烈的非线性耦合作用。目前，以静态风洞试验为主的风洞试验方法，难以准确评估喷流和舵面共同作用下俯仰角闭环控制飞行中的非线性耦合影响和飞行控制性能。
当前，亟需发展一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法。
本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法，包括以下步骤：
步骤一：启动飞行控制系统，调整试验模型初始状态；
1a.启动飞行控制系统，设定俯仰角闭环控制指令；
1b.调整试验模型的俯仰角至0°，锁定试验模型的俯仰自由度；调整试验模型舵面偏转角至0°，锁定试验模型的舵面；
1c.关闭喷流阀门，调节喷流总压，设定喷流的作动时间；
步骤二：启动风洞流场环境，释放试验模型俯仰自由度；
2a.开启风洞视频监控，实时监测风洞试验状态；
2b.根据风洞试验要求，设定风洞流场控制参数，启动风洞；
2c.风洞流场稳定后，释放试验模型的俯仰自由度；
步骤三：执行俯仰角闭环控制律，完成俯仰机动运动；
3a.飞行控制系统执行俯仰角闭环控制律，给出俯仰角指令；
3b.运动参数测量设备测量试验模型的俯仰角和角速度，实时同步传输至飞行控制系统，作为俯仰角闭环控制律的反馈信号；
3c.俯仰角闭环控制律根据试验模型真实俯仰角与指令值之间的偏差，给出喷流阀门开关指令和舵面偏转指令，喷流和舵面作动产生俯仰力矩，驱动试验模型俯仰角向指令值逼近；
3d.循环重复执行3b ~3c的过程，直至试验模型的真实俯仰角达到指令值，完成预设的俯仰机动运动；
步骤四：恢复试验模型初始状态，结束单次风洞试验；
4a.试验模型的俯仰角指令全部执行完毕后，飞行控制系统的俯仰角闭环控制律给出0°俯仰角指令；
4b.重复执行3b ~3c过程，使试验模型的俯仰角回到初始0°位置，并锁定俯仰自由度；
4c.风洞关车，单次试验结束；
步骤五：改变试验参数，执行新的风洞试验；
5a.重新设定一组俯仰角闭环控制指令、喷流总压和作动时间、风洞流场参数等；
5b.重复执行步骤一~步骤四的过程，执行新参数状态下的风洞试验；
5c.重复执行5a ~5b的过程，直至达到试验预期目的，完成所有参数状态下的风洞试验，试验结束。
本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法是一种创新性的风洞试验方法，能够为飞行控制性能评估验证提供基于真实飞行物理模拟环境的高效可靠、低成本和可重复的风洞试验，提升和拓展现有风洞试验能力，对飞行器飞行控制优化设计和性能评估具有重要的技术支撑意义。
附图说明
图1为本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法的流程图；
图2为采用本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法的试验模型的俯仰角控制流程图。
图3a为采用本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法获得的试验模型俯仰角指令θ cmd与真实俯仰角θ的时间历程曲线；
图3b为采用本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法获得的试验模型喷流总压P0J的时间历程曲线；
图3c为采用本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法获得的试验模型舵面偏角δz的时间历程曲线；
图3d为采用本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法获得的试验模型俯仰角速度q的时间历程曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
如图1所示，本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法，包括以下步骤：
步骤一：启动飞行控制系统，调整试验模型初始状态；
1a.启动飞行控制系统，设定俯仰角闭环控制指令；
1b.调整试验模型的俯仰角至0°，锁定试验模型的俯仰自由度；调整试验模型舵面偏转角至0°，锁定试验模型的舵面；
1c.关闭喷流阀门，调节喷流总压，设定喷流的作动时间；
步骤二：启动风洞流场环境，释放试验模型俯仰自由度；
2a.开启风洞视频监控，实时监测风洞试验状态；
2b.根据风洞试验要求，设定风洞流场控制参数，启动风洞；
2c.风洞流场稳定后，释放试验模型的俯仰自由度；
步骤三：执行俯仰角闭环控制律，完成俯仰机动运动；
3a.飞行控制系统执行俯仰角闭环控制律，给出俯仰角指令；
3b.运动参数测量设备测量试验模型的俯仰角和角速度，实时同步传输至飞行控制系统，作为俯仰角闭环控制律的反馈信号；
3c.俯仰角闭环控制律根据试验模型真实俯仰角与指令值之间的偏差，给出喷流阀门开关指令和舵面偏转指令，喷流和舵面作动产生俯仰力矩，驱动试验模型俯仰角向指令值逼近；
3d.循环重复执行3b ~3c的过程，直至试验模型的真实俯仰角达到指令值，完成预设的俯仰机动运动；
步骤四：恢复试验模型初始状态，结束单次风洞试验；
4a.试验模型的俯仰角指令全部执行完毕后，飞行控制系统的俯仰角闭环控制律给出0°俯仰角指令；
4b.重复执行3b ~3c过程，使试验模型的俯仰角回到初始0°位置，并锁定俯仰自由度；
4c.风洞关车，单次试验结束；
步骤五：改变试验参数，执行新的风洞试验；
5a.重新设定一组俯仰角闭环控制指令、喷流总压和作动时间、风洞流场参数等；
5b.重复执行步骤一~步骤四的过程，执行新参数状态下的风洞试验；
5c.重复执行5a ~5b的过程，直至达到试验预期目的，完成所有参数状态下的风洞试验，试验结束。
实施例1
如图2所示，本实施例在风洞真实气流环境中，飞行控制系统通过俯仰角闭环控制律，给出试验模型俯仰角指令。同时，运动参数测量设备测量试验模型的俯仰角和角速度，并实时同步传输到飞行控制系统中，作为俯仰角闭环控制律的反馈信号。俯仰角闭环控制律根据试验模型的真实俯仰角与指令值之间的偏差，进一步给出喷流和舵面偏转指令，在试验模型上产生适当的俯仰力矩，驱动试验模型俯仰运动，使试验模型的俯仰角趋向于指令值。此过程不断循环，直至试验模型的真实俯仰角达到俯仰角闭环控制律给出的指令值，完成预期的俯仰角闭环控制运动，同时实现控制性能评估验证。
式（1）给出了俯仰角闭环控制风洞试验的俯仰角指令θ cmd在试验时间t的典型过程：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
具体而言，执行俯仰角闭环控制律时，喷流总压P 0J=9.5MPa，作动时间Δt 0J=0.5s，作动时间Δt 0J的起止时刻在试验时间t的t=0.1s至t=0.6s的时刻；其中，0s≤t≤0.1s时，θ cmd=0°；0.1s＜t≤4.1s时，θ cmd=20°；t＞4.1s时，θ cmd=0°。
本实施例的获得的试验模型时间历程曲线见图3a~图3d。从图3a~图3d可以看出，本发明的基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法能够在风洞实现喷流和舵面共同作用下的飞行器俯仰角闭环控制，具备飞行控制性能评估验证的能力。
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)

1.一种基于喷流和舵面的俯仰角闭环控制的风洞试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：启动飞行控制系统，调整试验模型初始状态；
1a.启动飞行控制系统，设定俯仰角闭环控制指令；
1b.调整试验模型的俯仰角至0°，锁定试验模型的俯仰自由度；调整试验模型舵面偏转角至0°，锁定试验模型的舵面；
1c.关闭喷流阀门，调节喷流总压，设定喷流的作动时间；
步骤二：启动风洞流场环境，释放试验模型俯仰自由度；
2a.开启风洞视频监控，实时监测风洞试验状态；
2b.根据风洞试验要求，设定风洞流场控制参数，启动风洞；
2c.风洞流场稳定后，释放试验模型的俯仰自由度；
步骤三：执行俯仰角闭环控制律，完成俯仰机动运动；
3a.飞行控制系统执行俯仰角闭环控制律，给出俯仰角指令；
3b.运动参数测量设备测量试验模型的俯仰角和角速度，实时同步传输至飞行控制系统，作为俯仰角闭环控制律的反馈信号；
3c.俯仰角闭环控制律根据试验模型真实俯仰角与指令值之间的偏差，给出喷流阀门开关指令和舵面偏转指令，喷流和舵面作动产生俯仰力矩，驱动试验模型俯仰角向指令值逼近；
3d.循环重复执行3b ~3c的过程，直至试验模型的真实俯仰角达到指令值，完成预设的俯仰机动运动；
步骤四：恢复试验模型初始状态，结束单次风洞试验；
4a.试验模型的俯仰角指令全部执行完毕后，飞行控制系统的俯仰角闭环控制律给出0°俯仰角指令；
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115307861A (zh) * 2022-10-10 2022-11-08 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 射流舵面力矩控制性能的飞行验证方法及飞行验证模型

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100132446A1 (en) * 2008-12-03 2010-06-03 David A Corder Wind tunnel testing technique
CN105784318A (zh) * 2016-03-04 2016-07-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种低速风洞模型飞行实验系统及方法
CN106840589A (zh) * 2017-03-30 2017-06-13 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法
CN108132134A (zh) * 2017-11-15 2018-06-08 南京航空航天大学 基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统
JP2018109573A (ja) * 2017-01-05 2018-07-12 公益財団法人鉄道総合技術研究所 空気力学模型実験装置
CN110207943A (zh) * 2019-06-26 2019-09-06 中国航天空气动力技术研究院 高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法
CN111855131A (zh) * 2020-04-28 2020-10-30 中国航天空气动力技术研究院 远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法
CN112346359A (zh) * 2020-11-04 2021-02-09 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 基于cfd和rbd耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法
CN112484955A (zh) * 2020-12-07 2021-03-12 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种飞行器滚转控制的风洞仿真方法
WO2021133198A1 (ru) * 2019-12-26 2021-07-01 ПРЕДПРИНИМАТЕЛЬ ПЛЕТНЕВ Роман Александрович ИНДИВИДУАЛЬНЫЙ Аэродинамическая труба замкнутого рециркуляционного типа

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100132446A1 (en) * 2008-12-03 2010-06-03 David A Corder Wind tunnel testing technique
CN105784318A (zh) * 2016-03-04 2016-07-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种低速风洞模型飞行实验系统及方法
JP2018109573A (ja) * 2017-01-05 2018-07-12 公益財団法人鉄道総合技術研究所 空気力学模型実験装置
CN106840589A (zh) * 2017-03-30 2017-06-13 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法
CN108132134A (zh) * 2017-11-15 2018-06-08 南京航空航天大学 基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和系统
CN110207943A (zh) * 2019-06-26 2019-09-06 中国航天空气动力技术研究院 高超声速风洞虚拟飞行试验系统及试验方法
WO2021133198A1 (ru) * 2019-12-26 2021-07-01 ПРЕДПРИНИМАТЕЛЬ ПЛЕТНЕВ Роман Александрович ИНДИВИДУАЛЬНЫЙ Аэродинамическая труба замкнутого рециркуляционного типа
CN111855131A (zh) * 2020-04-28 2020-10-30 中国航天空气动力技术研究院 远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法
CN112346359A (zh) * 2020-11-04 2021-02-09 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 基于cfd和rbd耦合的直接力气动力复合控制数值仿真方法
CN112484955A (zh) * 2020-12-07 2021-03-12 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种飞行器滚转控制的风洞仿真方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王晓冰: ""高机动飞行器气动/运动耦合特性数值模拟研究"", 《中国优秀博硕士学位论文全文数据库(硕士)工程科技II辑》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115307861A (zh) * 2022-10-10 2022-11-08 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 射流舵面力矩控制性能的飞行验证方法及飞行验证模型

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