CN114383801B - 一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法 - Google Patents

一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法。所述系统包括设有惯导设备、舵机和可变翼面的变体飞行器试验模型、多自由度组合轴承、支撑机构、限位保护机构和数据采集与测控设备。所述方法包括：构建变体飞行器的动力学模型和气动模型；基于气动模型获取稳定状态下的变体飞行器的不同后掠角下的攻角线性试验区间以及该区间内的不同攻角下的配平舵偏角，基于动力学模型和气动模型获取不同攻角下的配平舵偏角对应的控制反馈参数；基于获取的攻角线性试验区间、不同攻角下的配平舵偏角及其对应的控制反馈参数进行闭环控制试验和开环控制试验。根据本发明，能够解决现有的风洞试验方法无法有效地模拟变体飞行器的真实机动飞行过程的问题。

Description

一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法
技术领域
本发明属于风洞虚拟飞行试验，更具体地，涉及一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法。
背景技术
变体飞行器是一种能够改变外形，以适应不同的飞行环境，改善空气动力学特性，增加续航时间，扩大飞行包线(高度，速度)，以及适应多种飞行任务的飞行器。变体飞行器涉及的学科很广，各方面问题之间相互耦合，气动机理研究和变体飞行器的设计之间是交叉的，要进行气动机理研究就需要有变体飞行器风洞模型，要设计变体飞行器又需要了解气动机理。
针对跨速域折叠翼飞行器在翼面变形过程中复杂的气动特性以及控制问题，需要在亚跨超声速风洞中，突破模型三自由度运动、操纵面实时作动、翼面可控变形、模型姿态实时测量反馈等关键技术，建立风洞虚拟飞行试验研究平台。然而，现有的静态风洞试验、小振幅强迫振荡风洞试验和自由振荡风洞试验均无法有效模拟飞行器的真实机动飞行过程，需要发展一种能够更为逼真地模拟飞行器的机动飞行过程的试验方法。
发明内容
本发明的目的在于解决现有的风洞试验方法无法有效地模拟变体飞行器的真实机动飞行过程的问题。
为了实现上述目的，本发明提供一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法。
根据本发明的第一方面，提供了一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统，该系统包括设有惯导设备、舵机和可变翼面的变体飞行器试验模型、多自由度组合轴承、支撑机构、限位保护机构和数据采集与测控设备；
所述支撑机构固设于风洞实验段内；
所述变体飞行器试验模型通过所述多自由度组合轴承与所述支撑机构相连；
所述限位保护机构用于对所述变体飞行器试验模型进行限位保护；
所述数据采集与测控设备用于采集所述惯导设备获取的惯导数据，以及根据预定的闭环控制律对所述变体飞行器试验模型进行相应的闭环控制试验，根据预定的开环控制方式对所述变体飞行器试验模型进行相应的开环控制试验。
作为优选的是，所述可变翼面为可变后掠翼。
作为优选的是，所述多自由度组合轴承为三自由度组合轴承。
作为优选的是，所述限位保护机构为气缸保护装置。
根据本发明的第二方面，提供了一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，该方法基于上述任一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统实现，该方法包括以下步骤：
构建变体飞行器的动力学模型和气动模型；
基于所述气动模型获取稳定状态下的变体飞行器的不同后掠角下的攻角线性试验区间以及所述攻角线性试验区间内的不同攻角下的配平舵偏角，基于所述动力学模型和所述气动模型获取所述不同攻角下的配平舵偏角对应的控制反馈参数；
基于获取的所述攻角线性试验区间、所述不同攻角下的配平舵偏角及其对应的控制反馈参数进行所述闭环控制试验和所述开环控制试验。
作为优选的是，所述气动模型为基于数值模拟所建立的静态气动模型。
作为优选的是，所述闭环控制试验包括姿态跟踪控制模拟试验；
所述姿态跟踪控制模拟试验包括：
在所述攻角线性试验区间内选定一初始攻角，将该攻角对应的配平舵偏角和控制反馈参数输入姿态闭环控制器，并固定后掠角；
控制所述限位保护机构对所述变体飞行器试验模型进行限位保护，以保持所述初始攻角；
控制风洞送风装置向所述风洞实验段送风，并在流场稳定后控制所述限位保护机构解除对所述变体飞行器试验模型的限位保护；
解除限位保护的同时，启动所述姿态闭环控制器对所述变体飞行器试验模型的姿态进行控制，待姿态稳定后，对所述姿态闭环控制器输入姿态跟踪指令，记录下实际的不同攻角下的配平舵偏角。
作为优选的是，所述闭环控制试验还包括变后掠姿态控制模拟试验；
所述变后掠姿态控制模拟试验包括：
在所述攻角线性试验区间内选定一初始攻角，将该攻角对应的配平舵偏角和控制反馈参数输入姿态闭环控制器，并固定后掠角；
控制所述限位保护机构对所述变体飞行器试验模型进行限位保护，以保持所述初始攻角；
控制所述风洞送风装置向所述风洞实验段送风，并在流场稳定后控制所述限位保护机构解除对所述变体飞行器试验模型的限位保护；
解除限位保护的同时，启动所述姿态闭环控制器对所述变体飞行器试验模型的姿态进行控制，待姿态稳定后，不断改变所述可变翼面的后掠角，记录有控下的所述变体飞行器试验模型的姿态变化，直至所述变体飞行器试验模型的姿态完全发散。
作为优选的是，所述开环控制试验包括阶跃激励试验；
所述阶跃激励试验包括：
使所述变体飞行器试验模型的姿态稳定；
对所述变体飞行器试验模型施加阶跃激励信号，所述阶跃激励信号为开环舵偏信号；
记录所述变体飞行器试验模型的姿态变化；
若所述变体飞行器试验模型发生卡死，对记录的姿态变化信号进行截断处理。
作为优选的是，所述开环控制试验还包括正弦激励试验；
所述正弦激励试验包括：
使所述变体飞行器试验模型的姿态稳定；
对所述变体飞行器试验模型施加正弦激励信号，所述正弦激励信号为开环舵偏信号；
记录所述变体飞行器试验模型的姿态变化。
本发明的有益效果在于：
本发明基于所述变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统实现所述变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法。所述变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统：所述支撑机构固设于风洞实验段内；所述变体飞行器试验模型通过所述多自由度组合轴承与所述支撑机构相连；所述限位保护机构用于对所述变体飞行器试验模型进行限位保护；所述数据采集与测控设备用于采集所述惯导设备获取的惯导数据，以及根据预定的闭环控制律对所述变体飞行器试验模型进行相应的闭环控制试验，根据预定的开环控制方式对所述变体飞行器试验模型进行相应的开环控制试验。所述变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法的试验内容包括开环激励试验与闭环控制试验两个部分，该试验可对变体飞行器动力学模型进行验证，对其稳定性与操纵性进行分析与评估，探究飞行器在变体过程中的非定常气动效应，开展飞控系统的功能性验证。
本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了根据本发明的实施例的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法的实现流程图；
图2示出了根据本发明的实施例的阶跃激励试验的步骤流程图。
具体实施方式
下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
实施例：鉴于现有的静态风洞试验、小振幅强迫振荡风洞试验和自由振荡风洞试验均无法有效地模拟变体飞行器的真实机动飞行过程，本发明实施例提出了一种风洞虚拟飞行试验方法，该方法是把变体飞行器模型安装在风洞中具有三个转动自由度的专用支撑装置上，让三个角位移可以自由转动或者按照变体飞行器的飞行要求实时操纵控制舵面，实现较为逼真地模拟变体飞行器的机动飞行过程。
对于变体飞行器而言，飞行环境变化大，飞行任务多，不断切换外形形态，时变和非线性特性严重。变体飞行器不能简单地采用刚体模型进行仿真建模，必须通过风洞试验对动力学模型进行有效的验证。变体飞行器的气动特性更加复杂，需要对其稳定性与操纵性进行分析研究，并在此基础上辨识特征参数，为控制律设计提供参考。
变体飞行器在试验过程前后需要与仿真动力学模型情况进行对比，属于试验与数值模拟仿真并重的虚拟飞技术，试验前期需要仿真准备，试验后期需要仿真对比。本发明实施例主要针对折叠翼飞行器，由于气动外形的变化，稳定性会发生变化，前期仿真需获取不同后掠情况下的线性的攻角试验区间，以及相应攻角的配平舵偏。上述准备工作主要是为了便于试验模型在风洞中的稳定控制。
本发明实施例的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法基于相应的变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统，该系统包括设有惯导设备、舵机和可变翼面的变体飞行器试验模型、多自由度组合轴承、支撑机构、限位保护机构和数据采集与测控设备；
所述支撑机构固设于风洞实验段内；
所述变体飞行器试验模型通过所述多自由度组合轴承与所述支撑机构相连；
所述限位保护机构用于对所述变体飞行器试验模型进行限位保护；
所述数据采集与测控设备用于采集所述惯导设备获取的惯导数据，以及根据预定的闭环控制律对所述变体飞行器试验模型进行相应的闭环控制试验，根据预定的开环控制方式对所述变体飞行器试验模型进行相应的开环控制试验。
本发明实施例中，所述惯导设备获取的惯导数据用于反应所述变体飞行器试验模型的姿态。
进一步地，本发明实施例中，所述可变翼面为可变后掠翼。
再进一步地，本发明实施例中，所述多自由度组合轴承为三自由度组合轴承。
再进一步地，本发明实施例中，所述限位保护机构为气缸保护装置。
图1示出了本发明实施例的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法的实现流程图。参照图1，本发明实施例的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法包括以下步骤：
步骤S100、构建变体飞行器的动力学模型和气动模型；
步骤S200、基于所述气动模型获取稳定状态下的变体飞行器的不同后掠角下的攻角线性试验区间以及所述攻角线性试验区间内的不同攻角下的配平舵偏角，基于所述动力学模型和所述气动模型获取所述不同攻角下的配平舵偏角对应的控制反馈参数；
步骤S300、基于获取的所述攻角线性试验区间、所述不同攻角下的配平舵偏角及其对应的控制反馈参数进行所述闭环控制试验和所述开环控制试验。
进一步地，在本发明实施例的步骤S100中，所述气动模型为基于数值模拟所建立的静态气动模型。
本发明实施例的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，在探究折叠翼飞行器的稳定性和操纵性的基础上，嵌入飞控控制律，验证飞控系统的功能性，主要包括姿态角跟踪控制，变后掠过程中的飞行器姿态角维持策略。
针对非线性较强的气动特性折叠翼，在风洞中保持稳定是难点，而且试验风速越高，稳定的难度越大。需要首先对其模型进行预先分析，可基于数值模拟仿真建立静态气动模型，对于折叠翼而言，需要计算各种后掠角下的气动力与力矩系数，找到不同后掠状态下的线性段区域，获取便于稳定控制的试验区间。另外，试验前期的仿真工作可用于计算配平舵偏，并根据气动模型设计初始的控制律。
试验包括闭环控制与开环控制两个方面，闭环控制主要用于找到不同攻角下配平舵偏，姿态跟踪控制以及变后掠姿态控制模拟。闭环控制律主要基于前期的数值模拟静态气动建模结果，配平舵偏的对比可以验证仿真动力学模型的准确性，并对飞控系统进行功能性验证。开环控制主要包括阶跃激励与正弦激励，阶跃激励主要用于分析飞行器传递函数，正弦激励则主要用于分析飞行器的频率特性。它们都是弹体动态特性的一种表示方法。开环的动态的模型响应结果也可用于验证仿真动力学模型的准确性。
再进一步地，本发明实施例中，所述闭环控制试验包括姿态跟踪控制模拟试验；
所述姿态跟踪控制模拟试验包括：
在所述攻角线性试验区间内选定一初始攻角，将该攻角对应的配平舵偏角和控制反馈参数输入姿态闭环控制器，并固定后掠角；
控制所述限位保护机构对所述变体飞行器试验模型进行限位保护，以保持所述初始攻角；
控制风洞送风装置向所述风洞实验段送风，并在流场稳定后控制所述限位保护机构解除对所述变体飞行器试验模型的限位保护；
解除限位保护的同时，启动所述姿态闭环控制器对所述变体飞行器试验模型的姿态进行控制，待姿态稳定后，对所述姿态闭环控制器输入姿态跟踪指令，记录下实际的不同攻角下的配平舵偏角。
具体地，姿态跟踪控制模拟试验前，根据预先的仿真计算准备，可确定变体飞行器不同后掠下的攻角线性段区间、可确定变体飞行器不同后掠下的攻角线性段区间、不同攻角的配平舵偏角以及相应的控制反馈参数。试验时，选取一个平衡攻角，静稳定度较大的后掠情况，预先设定好配平舵偏角和控制反馈参数。在风洞起风前先采用气缸保护装置进行限位，待风速稳定之后，打开限位，启动姿态闭环控制器。待姿态稳定后，施加姿态跟踪指令，记录不同攻角下的配平舵偏角。此项操作既可以对飞控系统展开功能性验证，也可以用于验证仿真动力学模型的准确性。
再进一步地，本发明实施例中，所述闭环控制试验还包括变后掠姿态控制模拟试验；
所述变后掠姿态控制模拟试验包括：
在所述攻角线性试验区间内选定一初始攻角，将该攻角对应的配平舵偏角和控制反馈参数输入姿态闭环控制器，并固定后掠角；
控制所述限位保护机构对所述变体飞行器试验模型进行限位保护，以保持所述初始攻角；
控制所述风洞送风装置向所述风洞实验段送风，并在流场稳定后控制所述限位保护机构解除对所述变体飞行器试验模型的限位保护；
解除限位保护的同时，启动所述姿态闭环控制器对所述变体飞行器试验模型的姿态进行控制，待姿态稳定后，不断改变所述可变翼面的后掠角，记录有控下的所述变体飞行器试验模型的姿态变化，直至所述变体飞行器试验模型的姿态完全发散。
具体地，本发明实施例中，在完成姿态跟踪控制模拟试验的基础上，进行变后掠姿态控制模拟试验，以探究变体飞行器变后掠过程中的非定常气动效应。选取一个平衡攻角，静稳定度较大的后掠情况，预先设定好配平舵偏角与控制反馈参数。在风洞起风前先采用气缸保护装置进行限位，待风速稳定之后，打开限位，启动姿态闭环控制器。待姿态稳定后，改变模型折叠翼后掠角度，记录模型的姿态变化，直至模型姿态完全发散。变后掠过程可与仿真结果作以对比，提高变体飞行器的动力学模型的准确性，验证飞控系统的功能性。
再进一步地，本发明实施例中，所述开环控制试验包括阶跃激励试验；
所述阶跃激励试验包括：
使所述变体飞行器试验模型的姿态稳定；
对所述变体飞行器试验模型施加阶跃激励信号，所述阶跃激励信号为开环舵偏信号；
记录所述变体飞行器试验模型的姿态变化；
若所述变体飞行器试验模型发生卡死，对记录的姿态变化信号进行截断处理。
具体地，本发明实施例中，完成闭环控制部分之后，待试验模型稳定后，施加阶跃激励，记录模型的姿态变化，开环舵偏信号激励下试验模型运动会迅速发散，施加激励后模型可能会停留在某一固定位置卡死，需对记录信号进行截断处理。对阶跃作用下的过渡过程的主要用于分析飞行器传递函数，开环的动态的模型响应结果也可用于验证仿真动力学模型的准确性。阶跃激励试验的步骤流程如图2所示。
再进一步地，本发明实施例中，所述开环控制试验还包括正弦激励试验；
所述正弦激励试验包括：
使所述变体飞行器试验模型的姿态稳定；
对所述变体飞行器试验模型施加正弦激励信号，所述正弦激励信号为开环舵偏信号；
记录所述变体飞行器试验模型的姿态变化。
具体地，本发明实施例中，开环控制除阶跃激励以外，还可进行正弦激励。目前常规的气动参数辨识常采用动态激励法，通过激发飞行器纵向及横航向的模态响应，使用最小二乘法、极大似然法等方法估计气动参数。虚拟飞行试验可基于正弦激励信号、采用最小二乘方法作粗略的纵向气动参数估计。另外，正弦激励则可用于分析飞行器的频率特性，开环的动态的模型响应结果也可用于验证仿真动力学模型的准确性。
具体地，本发明实施例中，在开环控制试验中所采用的使所述变体飞行器试验模型的姿态稳定的方法与上述闭环控制试验中所采用的使所述变体飞行器试验模型的姿态稳定的方法相类似，二者之间的区别具体为前者通过开环控制器使变体飞行器试验模型的姿态达到稳定，后者通过闭环控制器使变体飞行器试验模型的姿态达到稳定。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (10)

1.一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，包括：
构建变体飞行器的动力学模型和气动模型；
基于所述气动模型获取稳定状态下的变体飞行器的不同后掠角下的攻角线性试验区间以及所述攻角线性试验区间内的不同攻角下的配平舵偏角，基于所述动力学模型和所述气动模型获取所述不同攻角下的配平舵偏角对应的控制反馈参数；
基于获取的所述攻角线性试验区间、所述不同攻角下的配平舵偏角及其对应的控制反馈参数通过变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统进行闭环控制试验和开环控制试验。
2.根据权利要求1所述的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，所述变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统包括：
设有惯导设备、舵机和可变翼面的变体飞行器试验模型、多自由度组合轴承、支撑机构、限位保护机构和数据采集与测控设备；
所述支撑机构固设于风洞实验段内；
所述变体飞行器试验模型通过所述多自由度组合轴承与所述支撑机构相连；
所述限位保护机构用于对所述变体飞行器试验模型进行限位保护；
所述数据采集与测控设备用于采集所述惯导设备获取的惯导数据，以及根据预定的闭环控制律对所述变体飞行器试验模型进行相应的所述闭环控制试验，根据预定的开环控制方式对所述变体飞行器试验模型进行相应的所述开环控制试验。
3.根据权利要求2所述的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，所述可变翼面为可变后掠翼。
4.根据权利要求2所述的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，所述多自由度组合轴承为三自由度组合轴承。
5.根据权利要求2所述的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，所述限位保护机构为气缸保护装置。
6.根据权利要求1所述的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，所述气动模型为基于数值模拟所建立的静态气动模型。
7.根据权利要求2所述的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，所述闭环控制试验包括姿态跟踪控制模拟试验；
所述姿态跟踪控制模拟试验包括：
在所述攻角线性试验区间内选定一初始攻角，将该攻角对应的配平舵偏角和控制反馈参数输入姿态闭环控制器，并固定后掠角；
控制所述限位保护机构对所述变体飞行器试验模型进行限位保护，以保持所述初始攻角；
控制风洞送风装置向所述风洞实验段送风，并在流场稳定后控制所述限位保护机构解除对所述变体飞行器试验模型的限位保护；
解除限位保护的同时，启动所述姿态闭环控制器对所述变体飞行器试验模型的姿态进行控制，待姿态稳定后，对所述姿态闭环控制器输入姿态跟踪指令，记录下实际的不同攻角下的配平舵偏角。
8.根据权利要求7所述的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，所述闭环控制试验包括变后掠姿态控制模拟试验；
所述变后掠姿态控制模拟试验包括：
在所述攻角线性试验区间内选定一初始攻角，将该攻角对应的配平舵偏角和控制反馈参数输入姿态闭环控制器，并固定后掠角；
控制所述限位保护机构对所述变体飞行器试验模型进行限位保护，以保持所述初始攻角；
控制所述风洞送风装置向所述风洞实验段送风，并在流场稳定后控制所述限位保护机构解除对所述变体飞行器试验模型的限位保护；
解除限位保护的同时，启动所述姿态闭环控制器对所述变体飞行器试验模型的姿态进行控制，待姿态稳定后，不断改变所述可变翼面的后掠角，记录有控下的所述变体飞行器试验模型的姿态变化，直至所述变体飞行器试验模型的姿态完全发散。
9.根据权利要求1所述的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，所述开环控制试验包括阶跃激励试验；
所述阶跃激励试验包括：
使所述变体飞行器试验模型的姿态稳定；
对所述变体飞行器试验模型施加阶跃激励信号，所述阶跃激励信号为开环舵偏信号；
记录所述变体飞行器试验模型的姿态变化；
若所述变体飞行器试验模型发生卡死，对记录的姿态变化信号进行截断处理。
10.根据权利要求9所述的变体飞行器风洞虚拟飞行试验方法，其特征在于，所述开环控制试验还包括正弦激励试验；
所述正弦激励试验包括：
使所述变体飞行器试验模型的姿态稳定；
对所述变体飞行器试验模型施加正弦激励信号，所述正弦激励信号为开环舵偏信号；
记录所述变体飞行器试验模型的姿态变化。
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