CN114476122A - 一种基于风洞的空中加油仿真试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于风洞的空中加油仿真试验装置及方法，该装置设置在风洞槽壁试验段，在高速气流环境下模拟实际的空中加油过程；所述装置包括：加油机模型、受油机模型、加油软管、加油锥和运动机构；其中，加油软管的一端与加油机模型连接，另一端与加油锥连接，运动机构用于控制受油机模型与加油锥的距离与角度，实现受油机模型的受油口与加油锥的逐步接近直至对接。本发明在国内首次实现了了基于高速风洞设备的空中加油对接过程地面模拟装置及方法，采用弹性结构实现对加油软管的气动特性测量，通过动态天平以及模型视频变形测量技术，使得在飞行状态下的空中加油对接过程的数据精准度提高，对于优化完善加/受油系统具有重要的支撑意义。

Description

一种基于风洞的空中加油仿真试验装置及方法

技术领域

本发明属于航空技术领域，尤其涉及一种基于风洞的空中加油仿真试验装置及方法。

背景技术

空中加油，是当今航空领域，特别是军用飞行器在不着陆条件下，实现燃油快速补给、提升战机滞空时间、及时投入战场作战的重要技术手段；它对于增加战机航程与挂载能力，扩大作战半径具有重要意义，是飞机作战效能的倍增器。

从世界范围看，根据加油管路的不同设计，空中加油可以分为软管加油和硬管加油两种方式，如图1所示。硬管加油系统主要由伸缩管、压力加油机构、控制舵和监控装置等组成。该系统优点是耐压性好，可采用增压设备提高输油速度；缺点是系统复杂，对飞行控制、加油系统制造技术要求比较高，成本也较高。

公开资料显示，当前我国的空中加油技术，采用“软管+锥套”的软管式加油系统。

软管加油系统的优点是结构简单、成本较低，一架加油机可同时安装多套系统，实现同时为多架飞机加油。软管加油系统因其自身具有一定柔性，故对加油机和受油机的相对位置、飞行稳定性要求相对较低；但其缺点是对于气流扰动比较敏感，软管柔性材料形变、燃油输出压力、大气紊流/阵风扰动、加油机尾流(如图1所示)、机体振动、受油机头波等内外干扰因素的影响。同时，在对接过程中对于受油机的操控(如：对接冲击速度)要求较高，操作不当轻则导致加油操作的失败，重则致使加受油机受损、危及飞行安全。这其中，容易出现一种极具破坏力的现象，加油软管由于受油机与锥套对接冲击力作用而过度松弛，从而诱发剧烈甩动，即“鞭甩”现象。

在软管式空中加油过程中出现的一系列动态、非定常、非稳态现象，是空气动力学、多体动力学、机械/材料学、自动控制等多学科耦合作用的结果。这些现象，制约了空中加油任务的成功率，并对飞行安全造成严重影响。研究并揭示这些现象形成的内在机理与成因，并建立地面模拟试验技术，提出有效的抑制/解决措施，优化加受油系统设计，对于提高空中加油的安全性、可靠性具有十分重要的意义。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术缺陷，提出了一种基于风洞的空中加油仿真试验装置及方法。

为了实现上述目的，本发明提出了一种基于风洞的空中加油仿真试验装置，所述装置设置在风洞槽壁试验段，在高速气流环境下模拟实际的空中加油过程；所述装置包括：加油机模型、受油机模型、加油软管、加油锥和运动机构；其中，加油软管的一端与加油机模型连接，另一端与加油锥连接，运动机构用于控制受油机模型与加油锥的距离与角度，实现受油机模型的受油口与加油锥的逐步接近直至对接。

作为上述装置的一种改进，所述受油机模型的受油口内设置第一磁性部件，加油锥内设置第二磁性部件，第一磁性部件和第二磁性部件的阴阳极性相反。

作为上述装置的一种改进，所述受油机模型的前端为光学玻璃，内置相机，所述相机透过光学玻璃拍摄加油锥，实时获取动态模拟加油对接时加油锥的空间位置图像，并通过信号传输线实时传输至上位机。

作为上述装置的一种改进，所述受油机模型的后端连接运动机构，所述运动机构根据上位机的控制实现受油机模型前后、上下和左右不同方位的运动，直至受油机模型的受油口与加油锥的逐步接近至对接。

作为上述装置的一种改进，所述加油机模型通过安装在风洞槽壁的整流支架固定。

作为上述装置的一种改进，所述加油机模型内部设置动态天平，用于获取加油软管和加油锥的气动力数据。

作为上述装置的一种改进，所述加油软管为内置钢丝网的橡胶管，所述加油锥为高强度铝合金材质。

一种基于风洞的空中加油仿真试验方法，基于上述的装置实现，所述方法包括：

步骤s0)在加油软管表面设置若干个标记点，设置风洞的马赫数为Ma＝0.5～0.7；

步骤s1)受油机模型的内置相机将采集的空间位置图像通过信号传输线实时传输至上位机；

步骤s2)加油机模型的动态天平实时记录加油机模型的气动力数据并通过信号传输线实时传输至上位机；

步骤s3)根据上位机的控制，受油机模型的运动机构调整受油机模型与加油锥的距离与角度；

步骤s4)基于模型视频变形测量技术，通过两个以上摄像机对同一个标记点进行成像，得到加油软管表面每个标记点的空间位置坐标，所述摄像机设置在风洞试验段侧窗；

步骤s5)将每个标记点的空间位置坐标投影变换至试验模型坐标系的xy平面；

步骤s6)当受油机模型的受油口与加油锥未完成对接时，转至步骤s1)；否则，转至步骤s7)；

步骤s7)根据模拟受油机与加油锥间不同距离时得到的每个标记点的空间位置坐标投影，计算加油软管的姿态变化，并根据加油机模型的动态天平实时记录的加油软管和加油锥的气动力数据完成综合分析。

作为上述方法的一种改进，所述步骤s4)的每个标记点的空间位置坐标(X,Y,Z)满足下式：

其中，F_x,F_y分别为镜头x方向和y方向的等效焦距，C_x,C_y分别为相机光轴在像平面中的x方向和y方向的投影位置，X₀,Y₀,Z₀分别为相机光心的三维坐标，r₁₁,r₁₂,r₁₃,r₂₁,r₂₂,r₂₃,r₃₁,r₃₂,r₃₃均为相机投影的不同外部参数，X，Y，Z为目标点的空间三维坐标，x，y为目标点的图像像点坐标。

作为上述方法的一种改进，所述步骤s7)的计算加油软管的姿态变化具体包括：

T_y表示截面弯曲变形。

与现有技术相比，本发明的优势在于：

1、本发明在国内首次实现了了基于高速风洞设备的空中加油对接过程地面模拟装置及方法；

2、本发明克服了现有技术仅限于对加油机尾流场下的软管锥套收放过程和固定管长状态的模拟，采用弹性结构实现对加油软管的气动特性测量，通过动态天平以及模型视频变形测量技术增加了对于加油软管的受力状态测量分析，使得在飞行状态下的空中加油对接过程的数据精准度提高；

3、本发明的方法能够最大限度的贴近实际飞行状态，特别是飞行速度方面；

4、本发明综合运用模型视频变形测量技术、动态天平、高速摄影等技术手段，在亚声速阶段(Ma＝0.5～0.7)，通过地面模拟设备在高速气流环境下模拟实际空中加油中过程中出现的各种技术形态；研究受油机接近加油伞锥过程中因气动耦合干扰及相互作用而导致的诸如：加油锥不稳定、软管摆幅剧烈、“鞭甩”现象的形态、规律，及相关特性，获取受油机在逼近加油伞锥过程中，包括“加油管线+加油锥”气动力、管线形态与动态特性等丰富的试验数据与信息，对于研究和验证该问题的理论分析、数值结果等方面的可靠性，优化完善加/受油系统设计具有重要的支撑意义。

附图说明

图1是编队飞行、空中加油中多机干扰特性示意图；

图2是本发明的基于风洞的空中加油仿真试验装置示意图；

图3是加油机模型内部结构示意图；

图4是受油机模型内部结构示意图；

图5是模型视频变形测量技术VMD原理图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案进行详细的说明。

实施例1

目前，各领域的数值仿真结果，还无法全面应用于所有工程问题中，其可靠性有待进一步验证。地面静态试验，依然无法全面、客观、真实的反映实际飞行状态的各种特性。飞行试验，可以全面检测全系统的实际效果，针对飞行中出现的问题，对系统进行优化设计。但飞行试验成本高、周期长、风险大；采用“飞行试验-系统优化”的迭代优化策略，其效费比太低。因此，寻找一种既能贴近实际飞行状态，又在各方面成本控制上有优势的研究手段，是我们一直思考的问题。

风洞模拟试验，目前仍是检验理论分析正确性、验证仿真结果可靠性的重要手段，也是最贴近实际飞行状态的地面模拟手段之一。建立这一试验技术，对于深入研究这一问题、优化完善加/受油系统设计(加油管线优化、管线收放控制、对接速度优化等方面)，具有十分重要的意义。

借助风洞这一地面模拟装置，我们开发/设计一种基于风洞的空中加油仿真试验装置。

如图2所示，本仿真试验装置主要由：加油机模型、整流支架、加油管、加油锥、受油机模型以及前后、上下、左右运动机构等组成。模拟实际空中加油过程，包括出现加油锥不稳定、软管摆幅剧烈和“鞭甩”等技术形态。

其中，加油机模型、加油管、加油锥、受油机模型按照相同缩比进行设计，保证它们在风洞试验中的外形尺寸一致；加油机模型和受油机模型可以采用飞机整体缩比，也可以截取飞机局部。基于相似律准则，加油软管选取内置钢丝网的橡胶管，保证试验用的加油管与实际加油管在弹性、强度、频率、模态等参数的相似；加油锥采用高强度铝合金制造，保证加油锥和加油管在风洞高速流场中，使“管线+加油锥”系统与水平面的夹角与实际飞行状态相同。

在风洞试验进行过程中，加油机模型、加油管、加油锥在风洞流场稳定后能够保持基本稳定的加油姿态；而后，受油机模型通过前后、上下、左右运动机构逐步逼近加油锥，以此模拟空中加受油的实际过程；在此过程中，主要获取受油机逼近加油锥和加油管后，加油机尾流、受油机头波对流场、“管线+加油锥”系统的影响规律及动态特性。

加油机、受油机在高速飞行且逐步接近的复杂动态过程中，通过风洞观测窗及视频测量技术，只能获取加油管和加油锥的运动轨迹的部分信息。为进一步研究加油管和加油锥的动态性能，试验中可采用加入应变天平以获取“管线+加油锥”系统气动力数据，如图3所示。通过在加油机尾部安装六分量杆式应变天平，在风洞试验中获取加油管整体的气动力数据，用于分析加油管和加油锥的气动特性，以预测加油管和加油锥在空间中下一步的运动趋势。

这一天平称之为“动态天平”，该技术后续还有详述。

空中加油过程中，加油机和受油机为两个大质量物体，而最终连接两机的加油管和加油锥都是柔性小质量物体，加油锥与受油口接触的瞬间可能出现“甩鞭”等不利的复杂现象。在风洞实验中，为动态模拟加油的瞬态过程，可以通过在受油机模型内部设计观测相机的方式，实时获取加油锥的空间位置图形，通过受油机飞行员的视角观测加油锥的运动趋势，结合加油机模型中的六分量杆式天平获得的气动力数据，为实现加油锥与受油口能够快速可靠结合，综合判定受油机模型下一步应该运动的轨迹。

空中加油过程中，加油机和受油机为两个大质量物体，而最终连接两机的加油管和加油锥都是柔性小质量物体，实际的空中加油软管，一般长度为L＝15.0～20.0m、外径Φ＝120.0mm。加油锥与受油口接触的瞬间可能出现“鞭甩”等不利的复杂现象。在风洞实验中，为动态模拟加油对接的瞬态过程，可以通过在受油机模型内部设计观测相机的方式，实时获取加油锥的空间位置图形，通过受油机飞行员的视角观测加油锥的运动趋势，结合加油机模型中的六分量杆式天平获得的气动力数据，综合判定受油机模型下一步应该运动的轨迹，实现加油锥与受油口能够快速可靠结合。如图4所示。

为能够在风洞试验中模拟出加油机与加油锥对接的瞬态过程，需要：1、加油锥和受油口中内可安置磁性部件，加油锥与受油口内的磁性部件应该阴极与阳极相对，保证加油锥与受油口很接近时能够自动贴合；2、依据观测加油管和加油锥的位置图形，分析加油管和加油锥的气动力数据，结合受油机靠近过程的影响，给出受油机靠近加油锥的最佳路径后，通过前后、上下、左右运动机构控制受油机模型逐步接近，最终使加油锥与受油口结合为一体。

实施例2

本发明的实施例2提出了一种基于风洞的空中加油仿真试验方法，基于上述的装置实现。

1、试验段选取与试验内容描述

实际飞行状态下的空中加油对接过程，是在飞行速度Ma＝0.5～0.7状态下的动态过程。主要包括：多机编队跟飞、加油软管的控制收放、加油机逼近加油伞锥、“加油软管-加油锥”摆动、对接与脱离。这一过程，不仅需要较好的气象条件、飞行环境等外部环境，还需要飞行员十分精准的飞行控制操作，才能成功；有时，还需要多次尝试方可成功。

将这一飞行过程，以高速(Ma＝0.5～0.7，主要是Ma＝0.5)风洞试验的形式进行模拟，在国内尚无先例。该项试验技术属于多学科融合，涵盖空气动力学、刚体/柔性体动力学、机械设计与控制、材料学等多个学科领域。技术难度大、集成度高，无现成经验可遵循。

本项试验方法核心目的：基于2.4米跨声速风洞槽壁试验段及其丰富的配套技术，综合运用VMD、动态天平、高速摄影等技术手段，在亚声速阶段(Ma＝0.5～0.7)，通过地面模拟设备(风洞，及其配套试验技术)，在高速气流环境下模拟实际空中加油中过程中出现的各种技术形态；研究受油机接近加油伞锥过程中(通过驱动电机，驱动受油机模型逐步接近加油伞锥)，因气动耦合干扰及相互作用而导致的诸如：伞锥不稳定、软管摆幅剧烈、“鞭甩”现象的形态、规律，及相关特性。获取受油机在逼近加油伞锥过程中，包括“加油管线+加油锥”气动力、管线形态与动态特性等丰富的试验数据与信息。为深入研究该问题，提供多手段、多层次的技术支撑。

风洞试验中的动态气动力/力矩的测试，是开展飞行器动态气动特性研究的重要手段和数据获取渠道；应变天平作为一种单分量或多分量的应变式测力传感器，是目前风洞试验中使用广泛的空气动力测量装置，用于实现被测模型静态、动态气动力/力矩的测量。在本项研究工作中，综合使用动态天平、测试仪器以及动态数据采集和处理系统，主要用于实现对“模拟飞行状态下加油管线柔性体摆动状态”过程中相关动态气动力的测量；这一气动数据的获取，对于研究加油管线在受油机逼近、乃至对接瞬间“管线+加油锥”系统的受力特性，具有重要的参考价值。就本项研究而言，软管加油对大气紊流十分敏感，同时其在高速飞行中稳定性较差；试验中，需要对每个状态下的天平输出信号进行动态采集，还需要对动态试验数据进行频谱分析和滤波处理。全过程中的动态测量与非定常、非稳态现象相互耦合、互相影响，是本项工作中实现气动力精确测量的技术难点。

VMD，即模型视频变形测量技术(Videogrammetric Model Deformation，VMD)。通过精确测量布置于模型上的标识点，根据其空间坐标变化即可计算得到模型的弹性变形量大小。这一弹性变形量，具体到本项研究中即为“管线+加油锥”系统的动态特性及其具体形态/变形。

图5为典型VMD系统测量原理图。它以双目立体视觉测量原理为基础，分别从不同角度、不同位置对被测物体成像，根据摄像机针孔成像的原理得到该物点的空间位置坐标。图中P1、P2为试验模型表面的特征标记点，C1、C2分别为两个像机的光心。根据摄像机针孔成像原理，对单个相机来说，这种投影成像过程满足共线方程，即像点、光心、物点三点共线，可以用数学方程表达为：

式中：Fx，Fy为镜头等效焦距，Cx，Cy为相机光轴在像平面中的投影位置，X0，Y0，Z0为相机光心的三维坐标，r11，r12…r33为相机投影的外部参数。X，Y，Z为目标点的空间三维坐标，x，y为目标点的图像像点坐标。

当相机经过标定，上述两个方程共含有3个未知参数，表征了物点的空间位置。当两个以上的相机对同一个物点成像时，可构成一个超定方程组，对这个方程组进行最小二乘求解，即可得到该物点的空间位置坐标。风洞试验模型上特定位置标记点空间坐标变化后，可根据变化量计算得到模型姿态变化量。

具体测量试验时，扭转/弯曲变形量(姿态变化)计算过程如下：

第一步，将模型表面特定标记点投影变换至试验模型坐标系下；

第二步，将该标记点向模型坐标系的xy平面投影；

第三步，按照下列公式计算出该标记点扭转/弯曲变形。公式中θ表示扭转变形角度，

表示零状态时第i个标记点的投影坐标，

表示变形后第i个标记点的投影坐标，T_y表示截面弯曲变形，T_x表示截面后掠位移。通过布置更多的观测点(相机)，便可获得更大范围的观测视野，获得管线系统全部弯曲变形特性。这一弯曲变形，即为“加油软管+加油锥”的形态。通过对这一形态进行参数辨识，即可获取“加油软管+加油锥”的动态特性参数。这些动态参数的获得与准确辨识，对于本项研究工作而言具有十分重要的意义。

概括而言，本方法包括以下步骤：

步骤s0)在加油软管表面设置若干个标记点，设置风洞的马赫数为Ma＝0.5～0.7；

步骤s1)受油机模型的内置相机将采集的空间位置图像通过信号传输线实时传输至上位机；

步骤s2)加油机模型的动态天平实时记录加油机模型的气动力数据并通过信号传输线实时传输至上位机；

步骤s3)根据上位机的控制，受油机模型的运动机构调整受油机模型与加油锥的距离与角度；

步骤s4)基于模型视频变形测量技术，通过两个以上摄像机对同一个标记点进行成像，得到加油软管表面每个标记点的空间位置坐标，所述摄像机设置在风洞试验段侧窗；

步骤s5)将每个标记点的空间位置坐标投影变换至试验模型坐标系的xy平面；

步骤s6)当受油机模型的受油口与加油锥未完成对接时，转至步骤s1)；否则，转至步骤s7)；

步骤s7)根据模拟受油机与加油锥间不同距离时得到的每个标记点的空间位置坐标投影，计算加油软管的姿态变化，并根据加油机模型的动态天平实时记录的加油软管和加油锥的气动力数据完成综合分析。

在本项研究工作中，对加油软管所承受气动力的动态测量着重围绕两个方面的问题展开。一是进一步探究动态测量方法在“飞行状态下的空中加油对接”过程中数据精准度问题。虽然以风洞试验的形式对上述过程进行模拟，在国内相关领域已开展了相关试验技术的研究，但仅限于对加油机尾流场下的软管锥套收放过程和固定管长状态，而未考虑过软管的受力状态测量分析。因此，在本次研究工作中开展，其核心在于采用弹性结构实现对软管试验件的气动特性测量。二是动态天平测量中灵敏度和刚度二者对立统一的问题：应保证天平工作频率远离“模型—天平”系统的固有频率。为此，除减轻模型质量、提高模型刚度外，还要求动态天平在保证天平灵敏度的前提下有足够的刚度。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (10)

1.一种基于风洞的空中加油仿真试验装置，其特征在于，所述装置设置在风洞槽壁试验段，在高速气流环境下模拟实际的空中加油过程；所述装置包括：加油机模型、受油机模型、加油软管、加油锥和运动机构；其中，加油软管的一端与加油机模型连接，另一端与加油锥连接，运动机构用于控制受油机模型与加油锥的距离与角度，实现受油机模型的受油口与加油锥的逐步接近直至对接。

2.根据权利要求1所述的基于风洞的空中加油仿真试验装置，其特征在于，所述受油机模型的受油口内设置第一磁性部件，加油锥内设置第二磁性部件，第一磁性部件和第二磁性部件的阴阳极性相反。

3.根据权利要求1所述的基于风洞的空中加油仿真试验装置，其特征在于，所述受油机模型的前端为光学玻璃，内置相机，所述相机透过光学玻璃拍摄加油锥，实时获取动态模拟加油对接时加油锥的空间位置图像，并通过信号传输线实时传输至上位机。

4.根据权利要求1所述的基于风洞的空中加油仿真试验装置，其特征在于，所述受油机模型的后端连接运动机构，所述运动机构根据上位机的控制实现受油机模型前后、上下和左右不同方位的运动，直至受油机模型的受油口与加油锥的逐步接近至对接。

5.根据权利要求1所述的基于风洞的空中加油仿真试验装置，其特征在于，所述加油机模型通过安装在风洞槽壁的整流支架固定。

6.根据权利要求1所述的基于风洞的空中加油仿真试验装置，其特征在于，所述加油机模型内部设置动态天平，用于获取加油软管和加油锥的气动力数据。

7.根据权利要求1所述的基于风洞的空中加油仿真试验装置，其特征在于，所述加油软管为内置钢丝网的橡胶管，所述加油锥为高强度铝合金材质。

8.一种基于风洞的空中加油仿真试验方法，基于权利要求1-7之一的装置实现，所述方法包括：

步骤s0)在加油软管表面设置若干个标记点，设置风洞的马赫数为Ma＝0.5～0.7；

步骤s1)受油机模型的内置相机将采集的空间位置图像通过信号传输线实时传输至上位机；

步骤s2)加油机模型的动态天平实时记录加油机模型的气动力数据并通过信号传输线实时传输至上位机；

步骤s3)根据上位机的控制，受油机模型的运动机构调整受油机模型与加油锥的距离与角度；

步骤s4)基于模型视频变形测量技术，通过两个以上摄像机对同一个标记点进行成像，得到加油软管表面每个标记点的空间位置坐标，所述摄像机设置在风洞试验段侧窗；

步骤s5)将每个标记点的空间位置坐标投影变换至试验模型坐标系的xy平面；

步骤s6)当受油机模型的受油口与加油锥未完成对接时，转至步骤s1)；否则，转至步骤s7)；

步骤s7)根据模拟受油机与加油锥间不同距离时得到的每个标记点的空间位置坐标投影，计算加油软管的姿态变化，并根据加油机模型的动态天平实时记录的加油软管和加油锥的气动力数据完成综合分析。

9.根据权利要求8所述的基于风洞的空中加油仿真试验方法，其特征在于，所述步骤s4)的每个标记点的空间位置坐标(X,Y,Z)满足下式：

其中，F_x,F_y分别为镜头x方向和y方向的等效焦距，C_x,C_y分别为相机光轴在像平面中的x方向和y方向的投影位置，X₀,Y₀,Z₀分别为相机光心的三维坐标，r₁₁,r₁₂,r₁₃,r₂₁,r₂₂,r₂₃,r₃₁,r₃₂,r₃₃均为相机投影的不同外部参数，X，Y，Z为目标点的空间三维坐标，x，y为目标点的图像像点坐标。

10.根据权利要求8所述的基于风洞的空中加油仿真试验方法，其特征在于，所述步骤s7)的计算加油软管的姿态变化具体包括：

其中，θ表示扭转变形角度，

表示零状态时第i个标记点在xy平面的投影坐标，

表示变形后第i个标记点在xy平面的投影坐标，T_x表示截面后掠位移，T_y表示截面弯曲变形。

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