CN114577433A - 一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统 - Google Patents

一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统，修正了三自由度虚拟飞行的线位移约束问题，包括高频测力天平、电压信号采集模块、DSP数据处理模块、远程计算机和飞行控制计算机，高频测力天平采集天平6元电压数据，根据天平静校公式，通过循环迭代的方式得到天平坐标系气动力数据，通过飞行控制计算机获取飞机模型姿态数据，根据轴系转换公式，将天平体坐标系数据转换到飞机坐标系数据，并发送到飞行控制计算机，飞行控制计算机进行线位移修正，使传统风洞虚拟飞行试验能够模拟六自由度大气真实飞行。

Description

一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统
技术领域
本发明属于风洞虚拟飞行试验技术领域，具体涉及一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统。
背景技术
风洞虚拟飞行试验过程中，采用三自由度转动机构支撑动力学相似缩比飞机模型，飞机模型在气动力作用下绕质心自由转动，这种带约束的运动与具有六自由度的真实大气飞行存在差别。三自由度虚拟飞行的线位移约束问题导致风洞试验的结果无法反应真实飞行的结果，因此需要一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统，进行线位移修正。
发明内容
基于传统风洞虚拟飞行试验的不足之处，本发明目的是提供一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集系统，可实时解算飞机模型所受气动力，并发送给飞行控制计算机进行线位移修正，使传统风洞虚拟飞行试验能够模拟六自由度大气真实飞行。
本发明所采用的技术方案如下：一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统，包括高频测力天平、电压信号采集模块、DSP数据处理模块、远程计算机和飞行控制计算机，高频测力天平与电压信号采集模块电信号连接，电压信号采集模块与DSP数据处理模块电信号连接，DSP数据处理模块分别与远程计算机及飞行控制计算机电信号连接，所述的DSP数据处理模块根据电压信号采集模块采集高频测力天平的6元电压数据，带入天平静校公式，经过10次循环迭代，得到天平坐标系三轴气动力和力矩数据：X代表升力、Y代表升力、Z代表侧向力、Mx代表俯仰力矩、My代表滚转力矩和Mz代表偏航力矩，同时DSP数据处理模块从飞行控制计算机获取惯性测量元件测量的飞机模型俯仰、滚转、偏航姿态数据，根据轴系转换公式，得到飞机模型坐标系三轴气动力数据：Xb代表升力、Yb代表阻力、Zb代表侧向力；
Figure BDA0003504766150000021
式中，φ为飞机模型滚转角，θ为飞机模型俯仰角，ψ为飞机模型偏航角；
当飞机纵向飞行时，实时测量飞机模型所受到的气动力，解算飞机航迹倾角变化率
Figure BDA0003504766150000028
利用重构的俯仰角速度q重构作为反馈，修正纵向线位移约束，
Figure BDA0003504766150000022
Za＝-(Xb+T)sinα+Zb cosα+mg cosγ (3)
Figure BDA0003504766150000023
式中，Za为气流坐标系Z轴合外力，T为配平飞行时发动机的推力，mg为飞机模型重力，γ为航迹倾角，α为迎角，
Figure BDA0003504766150000024
为迎角角速度，V为空速；
当飞机航向飞行时，实时测量飞机模型所受到的气动力，解算飞机航迹偏角变化率
Figure BDA0003504766150000025
利用重构的偏航角速度r重构作为反馈，修正航向线位移约束，
Figure BDA0003504766150000026
Ya＝-(Xb+T)cosαsinβ+Ybcosβ-Zb sinαsinβ+mg sin(cosθ0φ) (6)
Figure BDA0003504766150000027
其中，Ya为气流坐标系Y轴合外力，T为配平飞行时发动机的推力，mg为飞机模型重力，γ为航迹偏角，β为侧滑角，V为空速，θ0为配平俯仰角，α0为配平迎角。
本发明的优点及有益效果：可实时解算得到飞机模型坐标系气动力数据，飞行控制计算机可根据飞机模型气动力数据及飞行动力学方程解算得到轨迹运动相关信息，并通过反馈形式补偿到飞行控制计算机控制律中，这种解除线位移约束的风洞虚拟飞行试验可以很好的模拟飞机六自由度飞行。
附图说明
图1是本发明的风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统原理图。
图2是本发明的天平气动力数据采集处理及虚拟飞行试验流程图。
图3是本发明的纵向重构闭环控制飞行仿真原理图。
图4是本发明的航向重构闭环控制飞行仿真原理图。
具体实施方式
下面结合说明书附图举例对本发明作进一步说明：
本发明采用高频测力天平，测量飞机模型的气动力数据，即采集天平6元电压数据，根据天平静校公式，通过循环迭代的方式得到天平坐标系气动力数据，通过飞行控制计算机获取飞机模型姿态数据，根据轴系转换公式，将天平体坐标系数据转换到飞机坐标系数据，并发送到飞行控制计算机，飞行控制计算机进行线位移修正，使传统风洞虚拟飞行试验能够模拟六自由度大气真实飞行。现举例对本发明做进一步的解释：
实施例1
一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统，包括高频测力天平、电压信号采集模块、DSP数据处理模块、远程计算机和飞行控制计算机，高频测力天平与电压信号采集模块电信号连接，电压信号采集模块与DSP数据处理模块电信号连接，DSP数据处理模块分别与远程计算机及飞行控制计算机电信号连接，电压信号采集模块采集6元天平电压数据，将采集得到的电压数据通过低通滤波器处理，消除高频噪声干扰，DSP数据处理模块得到原始天平电压数据UX、UY、UZ、UMx、UMy、UMz，将滤波后的电压数带入到天平精校公式，循环迭代10次，得到高频测力天平坐标系三轴气动力和力矩数据：X代表升力、Y代表升力、Z代表侧向力、Mx代表俯仰力矩、My代表滚转力矩和Mz代表偏航力矩，DSP数据处理模块通过RS485串口从飞行控制计算机获取此时飞机模型姿态角度，即俯仰、滚转、偏航角，根据轴系转换公式Lbg，得到飞机模型坐标系三轴气动力数据：Xb代表升力、Yb代表阻力、Zb代表侧向力。
Figure BDA0003504766150000031
式中，Lbg为天平坐标系到飞机模型坐标系的坐标转换矩阵，式中，φ为飞机模型滚转角，θ为飞机模型俯仰角，ψ为飞机模型偏航角。
DSP数据处理模块通过RS485串口将飞机模型坐标系三轴气动力数据Xb、Yb、Zb发送给飞行控制计算机，飞行控制计算机进行线位移修正，方法如下。
当飞机纵向飞行时，真实大气飞行试验过程中，惯性测量元件测量的是飞机的俯仰角速度q真实，是迎角角速度
Figure BDA0003504766150000041
和航迹倾角变化率
Figure BDA0003504766150000042
之和，即
Figure BDA0003504766150000043
风洞虚拟飞行试验过程中，由于模型线位移被约束，其航迹倾角始终为零，惯性测量元件测量的实际上只是迎角角速度
Figure BDA0003504766150000044
此时俯仰角速度就等于迎角角速度，即
Figure BDA0003504766150000045
为了模拟真实大气飞行试验，需实时测量飞机模型所受到的气动力，解算飞机航迹倾角变化率
Figure BDA0003504766150000046
并利用重构的俯仰角速度
Figure BDA0003504766150000047
作为俯仰角速度内环反馈，迎角α当作迎角外环反馈。
Za＝-(Xb+T)sinα+Zb cosα+mg cosγ (2)
Figure BDA0003504766150000048
式中，Za为气流坐标系Z轴合外力，T为配平飞行时发动机的推力，mg为飞机模型重力，γ为航迹倾角，α为迎角，V为空速。
重构之后的纵向闭环控制飞行仿真原理图如图3所示，这种方法能够逼真的模拟真实飞行当中的纵向运动。
当飞机横航向飞行时，真实大气飞行试验过程中，惯性测量元件测量的是飞机的偏航角速度r真实，是d(-β+sinα0φ)/dt和航迹偏角变化率
Figure BDA0003504766150000049
之和，即
Figure BDA00035047661500000410
风洞虚拟飞行试验过程中，由于模型线位移被约束，其航迹偏角χ始终为零，惯性测量元件测量的实际上只是d(-β+sinα0φ)/dt，此时偏航角速度r＝d(-β+sinα0φ)/dt。
为了模拟真实大气飞行试验，需实时测量飞机模型所受到的气动力，解算飞机航迹偏角变化率
Figure BDA00035047661500000411
并利用重构的偏航角速度
Figure BDA00035047661500000412
作为偏航角速度内环反馈，侧滑角β当作侧滑角外环反馈。
Ya＝-(Xb+T)cosαsinβ+Yb cosβ-Zb sinαsinβ+mg sin(cosθ0φ) (4)
Figure BDA00035047661500000413
其中，Ya为气流坐标系Y轴合外力，T为配平飞行时发动机的推力，mg为飞机模型重力，γ为航迹偏角，β为侧滑角，V为空速，θ0为配平俯仰角，α0为配平迎角。
重构之后的航向闭环控制飞行仿真原理图如图4所示，这种方法能够逼真的模拟真实飞行当中的航向运动。
远程计算机上位机软件可配置虚拟飞行天平气动力采集系统的IP地址，电压信号采集模块的采集频率，低通滤波器的滤波频率，并可根据天平型号选择天平静校公式，设置DSP数据处理模块RS485数据传输波特率、数据位及校验位等参数，并显示天平原始电压数据及处理后的天平坐标系气动力数据和飞机模型坐标系气动力数据。
实施例2
根据图1所示，天平电压信号接入电压信号采集模块系统航插接口，飞行控制计算机接入DSP数据处理模块RS485接口，远程计算机接入DSP数据处理模块以太网接口。给风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统上电，启动远程计算机上位机软件，设置IP地址，确定上位机软件与风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统联通；分别设置数据采样频率及低通滤波器频率，其中采样频率10～2000Hz可调，低通滤波器频率2～100Hz可调，一般选取采样频率为1000Hz，低通滤波器频率为10Hz；根据所选用天平型号，导入天平静校公式；设置RS485数据传输波特率、数据位及校验位等参数；点击下载按钮，把配置参数下载到DSP数据处理模块软件中。
风洞试验时，将飞机模型放平，在位机软件点击天平清零按钮，此时DSP数据处理模块通过天平测量得到无风状态下飞机模型所受的力。风洞起风，飞机模型稳定飞行后，在上位软件点击天平采集按钮，此时DSP数据处理模块通过天平实时测量有风状态下飞机模型所受的力。有风状态下气动力数据减去无风状态下气动力数据就为飞机模型在虚拟飞行过程中真实气动力数据。DSP数据处理模块将飞机模型真实气动力数据传输给飞机模型内部飞行控制计算机。当飞机纵向飞行时，飞行控制计算机利用飞机模型所受到的气动力，解算飞机航迹倾角变化率
Figure BDA0003504766150000051
通过重构的俯仰角速度
Figure BDA0003504766150000052
作为反馈，修正纵向线位移约束，从而能够逼真的模拟真实飞行当中的纵向运动。当飞机航向飞行时，飞行控制计算机利用飞机模型所受到的气动力，解算飞机航迹偏角变化率
Figure BDA0003504766150000061
通过重构的偏航角速度
Figure BDA0003504766150000062
作为反馈，修正航向线位移约束，从而能够逼真的模拟真实飞行当中的航向运动，如图2所示。利用本发明系统，能够很好的模拟真实大气飞行。

Claims (1)

1.一种风洞虚拟飞行试验天平气动力采集处理系统，包括高频测力天平、电压信号采集模块、DSP数据处理模块、远程计算机和飞行控制计算机，高频测力天平与电压信号采集模块电信号连接，电压信号采集模块与DSP数据处理模块电信号连接，DSP数据处理模块分别与远程计算机及飞行控制计算机电信号连接，其特征在于，所述的DSP数据处理模块根据电压信号采集模块采集高频测力天平的6元电压数据，带入天平静校公式，经过10次循环迭代，得到天平坐标系三轴气动力和力矩数据：X代表升力、Y代表升力、Z代表侧向力、Mx代表俯仰力矩、My代表滚转力矩和Mz代表偏航力矩，同时DSP数据处理模块从飞行控制计算机获取惯性测量元件测量的飞机模型俯仰、滚转、偏航姿态数据，根据轴系转换公式，得到飞机模型坐标系三轴气动力数据：Xb代表升力、Yb代表阻力、Zb代表侧向力；
Figure FDA0003504766140000011
式中，φ为飞机模型滚转角，θ为飞机模型俯仰角，ψ为飞机模型偏航角；
当飞机纵向飞行时，实时测量飞机模型所受到的气动力，解算飞机航迹倾角变化率
Figure FDA0003504766140000017
利用重构的俯仰角速度q重构作为反馈，修正纵向线位移约束，
Figure FDA0003504766140000012
Za＝-(Xb+T)sinα+Zbcosα+mgcosγ (3)
Figure FDA0003504766140000013
式中，Za为气流坐标系Z轴合外力，T为配平飞行时发动机的推力，mg为飞机模型重力，γ为航迹倾角，α为迎角，
Figure FDA0003504766140000014
为迎角角速度，V为空速；
当飞机航向飞行时，实时测量飞机模型所受到的气动力，解算飞机航迹偏角变化率
Figure FDA0003504766140000018
利用重构的偏航角速度r重构作为反馈，修正航向线位移约束，
Figure FDA0003504766140000015
Ya＝-(Xb+T)cosαsinβ+Ybcosβ-Zbsinαsinβ+mgsin(cosθ0φ) (6)
Figure FDA0003504766140000016
其中，Ya为气流坐标系Y轴合外力，T为配平飞行时发动机的推力，mg为飞机模型重力，γ为航迹偏角，β为侧滑角，V为空速，θ0为配平俯仰角，α0为配平迎角。
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