CN115127768A - 基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法 - Google Patents

基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法，属于风洞试验技术领域。采用舵面可控的轻质的试验模型，利用纵向运动驱动机构带动模型在风洞中进行飞行器纵向运动过程的模拟，对舵面进行同步操纵，同时利用六分量应变天平测量模型的载荷，并通过数据处理得到整个复杂运动过程中模型的气动力和力矩系数，能够直接获取到真实模拟飞行器复杂运动过程中的气动力和力矩系数，用于飞行器纵向运动过程中气动特性的分析，更好地满足飞行器发展对于非定常气动特性的研究需求。

Description

基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法
技术领域
本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法。
背景技术
飞行器纵向运动过程中气动特性呈现复杂的衍变过程，特别是以机动飞行为代表的大攻角、快速俯仰运动，飞行器的气动力由于流动的分离、再附、非对称流动而存在明显的非定常、非线性特性，而且为进行纵向运动操纵，飞行器的舵面同样存在复杂的偏转过程，这些问题导致对飞行器纵向运动过程中气动特性的研究变得至关重要。在现有的工程研究中，大多采用动导数、大幅振荡等试验获取非定常气动力数据，并以此建立数学模型，对纵向运动进行动力学仿真分析，而无法直接获取可以真实模拟飞行器在舵面的操纵作用下进行纵向运动过程中的气动力和力矩系数，严重影响了航空飞行器对于非定常气动特性及操纵性的研究。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法，能够直接获取到真实模拟飞行器复杂运动过程中的气动力和力矩系数，用于飞行器纵向运动过程中气动特性的分析，满足飞行器发展对于非定常气动特性的研究需求。
本发明所采用的技术方案如下：一种基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法，使用的试验模型为具有金属骨架和碳纤维蒙皮的整体式试验模型，试验模型的舵面由舵机通过连杆进行驱动，飞控系统对舵机输入指令，实现真实飞行器纵向运动过程中舵面的模拟操纵，试验模型内安装六分量应变天平，六分量应变天平与支杆的一端连接，支杆的另外一端固定在纵向运动驱动机构上，纵向运动驱动机构带动试验模型进行俯仰运动，实现真实飞行器纵向运动的模拟，试验方法步骤如下：
步骤一、风洞试验前，将试验模型处于风洞试验段的中心位置附近，通过纵向运动驱动机构调节试验模型的姿态，使试验模型的攻角达到运动初始的攻角
Figure 883684DEST_PATH_IMAGE001
，通过飞控系统控制舵机调节舵面的位置，使舵面达到运动初始的偏角
Figure 780096DEST_PATH_IMAGE002
，其中i代表不同舵面的编号；
步骤二、风洞停止状态下，启动纵向运动驱动机构带动试验模型按照攻角运动历程
Figure 576014DEST_PATH_IMAGE003
进行强迫运动，其中t代表时间，同步启动飞控系统控制舵机带动舵面按照舵偏历程
Figure 329206DEST_PATH_IMAGE004
进行偏转运动，采用六分量应变天平采集整个运动过程中试验模型的六元惯性载荷的各电压信号：法向力惯性载荷电压u Ngt 、轴向力惯性载荷电压u Agt 、俯仰力矩惯性载荷电压u mgt 、偏航力矩惯性载荷电压u ngt 、滚转力矩惯性载荷电压u lgt 、横向力惯性载荷电压u Ygt ；
步骤三、启动风洞，当试验风速V m 达到设定值后，启动纵向运动驱动机构带动试验模型按照攻角运动历程
Figure 210574DEST_PATH_IMAGE003
进行强迫运动，同步启动飞控系统控制舵机带动舵面按照舵偏历程
Figure 441836DEST_PATH_IMAGE004
进行偏转运动，采用六分量应变天平采集整个运动过程中试验模型的六元总载荷各电压信号：法向力总载荷电压u Nzt 、轴向力总载荷电压u Azt 、俯仰力矩总载荷电压u mzt 、偏航力矩总载荷电压u nzt 、滚转力矩总载荷电压u lzt 、横向力总载荷电压u Yzt ，模型运动结束后风洞停风；
步骤四、分别对六元惯性载荷电信号及六元总载荷电信号进行天平公式迭代，分别得到：法向力惯性载荷N gt 、轴向力惯性载荷A gt 、俯仰力矩惯性载荷m gt 、偏航力矩惯性载荷n gt 、滚转力矩惯性载荷l gt 、横向力惯性载荷Y gt 及法向力总载荷N zt 、轴向力总载荷A zt 、俯仰力矩总载荷m zt 、偏航力矩总载荷n zt 、滚转力矩总载荷l zt 、横向力总载荷Y zt ；
步骤五、用总载荷减去惯性载荷，并进行无量纲处理，即得到模型在舵面可控状态下进行纵向运动过程中的气动力系数和气动力矩系数，其表达式为：
Figure 92260DEST_PATH_IMAGE005
（1）
Figure 281933DEST_PATH_IMAGE006
（2）
Figure 650597DEST_PATH_IMAGE007
（3）
Figure 685549DEST_PATH_IMAGE008
（4）
Figure 190480DEST_PATH_IMAGE009
（5）
Figure 285475DEST_PATH_IMAGE010
（6）
式中，
Figure 141435DEST_PATH_IMAGE011
为试验段空气密度，s为模型参考面积、
Figure 714499DEST_PATH_IMAGE012
为模型机翼平均气动弦长，b为模型机翼展长。
进一步的，试验模型的攻角的运动需满足如下公式（7）：
Figure 339516DEST_PATH_IMAGE013
（7）
其舵面偏转角度需满足如下公式（8）：
Figure 805745DEST_PATH_IMAGE014
（8）
其运动时间需满足如下公式（9）：
Figure 883422DEST_PATH_IMAGE015
（9）
式中，
Figure 525756DEST_PATH_IMAGE016
为模型攻角角速度，
Figure 5279DEST_PATH_IMAGE017
为模型舵面偏转角速度，
Figure 442076DEST_PATH_IMAGE018
为真实飞行器机翼平均气动弦长，
Figure 272629DEST_PATH_IMAGE019
为真实飞行器攻角角速度，
Figure 187495DEST_PATH_IMAGE020
为真实飞行器飞行速度，
Figure 787104DEST_PATH_IMAGE021
为真实飞行器舵面偏转角速度，
Figure 394803DEST_PATH_IMAGE022
为真实飞行器纵向运动时间。
进一步的，纵向运动驱动机构的运动中心与模型的参考中心重合，1m量级模型的重量小于10kg，1.5m量级模型的重量小于20kg，2m量级模型的重量小于40kg。
进一步的，六分量应变天平的六元载荷电信号的采集频率不低于250Hz。
本发明的优点及有益效果：本发明在风洞环境下实现对飞行器纵向运动过程中的刚性运动以及舵面操纵过程的真实模拟，并直接测量获取飞行器受到的非定常气动力随时间的变化情况，为飞行器纵向运动及操纵特性研究提供真实、直接、可靠的气动力数据，更好地满足飞行器发展对于非定常气动特性的研究需求。
附图说明
图1为本发明试验方法使用中的试验设备简图；
图2为试验模型迎角及平尾舵偏随时间运动曲线图；
图3为试验模型法向力系数随时间变化曲线图；
图4为试验模型俯仰力矩系数随时间变化曲线图。
具体实施方式
下面根据说明书附图举例对本发明做进一步的说明：
实施例1
一种基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法，使用的试验模型1为具有金属骨架和碳纤维蒙皮的整体式试验模型，如图1所示，试验模型1的舵面2由舵机3通过连杆4进行驱动，飞控系统8对舵机3输入指令，实现真实飞行器纵向运动过程中舵面的模拟操纵，试验模型1内安装六分量应变天平5，六分量应变天平5与支杆6的一端连接，支杆6的另外一端固定在纵向运动驱动机构7上，纵向运动驱动机构7带动试验模型1进行俯仰运动，实现真实飞行器纵向运动的模拟，试验方法步骤如下：
步骤一、风洞试验前，将试验模型1处于风洞试验段9的中心位置附近，通过纵向运动驱动机构7调节试验模型1的姿态，使试验模型1的攻角达到运动初始的攻角
Figure 447073DEST_PATH_IMAGE001
，通过飞控系统8控制舵机3调节舵面2的位置，使舵面2达到运动初始的偏角
Figure 368892DEST_PATH_IMAGE002
，其中i代表不同舵面的编号；
步骤二、风洞停止状态下，启动纵向运动驱动机构7带动试验模型1按照攻角运动历程
Figure 823007DEST_PATH_IMAGE003
进行强迫运动，其中t代表时间，同步启动飞控系统8控制舵机3带动舵面2按照舵偏历程
Figure 601607DEST_PATH_IMAGE004
进行偏转运动，采用六分量应变天平5采集整个运动过程中试验模型1的六元惯性载荷的各电压信号：法向力惯性载荷电压u Ngt 、轴向力惯性载荷电压u Agt 、俯仰力矩惯性载荷电压u mgt 、偏航力矩惯性载荷电压u ngt 、滚转力矩惯性载荷电压u lgt 、横向力惯性载荷电压u Ygt ；
步骤三、启动风洞，当风速V m 达到设定值后，启动纵向运动驱动机构7带动试验模型1按照攻角运动历程
Figure 141173DEST_PATH_IMAGE003
进行强迫运动，同步启动飞控系统8控制舵机3带动舵面2按照舵偏历程
Figure 660492DEST_PATH_IMAGE004
进行偏转运动，采用六分量应变天平5采集整个运动过程中试验模型1的六元总载荷各电压信号：法向力总载荷电压u Nzt 、轴向力总载荷电压u Azt 、俯仰力矩总载荷电压u mzt 、偏航力矩总载荷电压u nzt 、滚转力矩总载荷电压u lzt 、横向力总载荷电压u Yzt ，模型运动结束后风洞停风；
步骤四、分别对六元惯性载荷电信号及六元总载荷电信号进行天平公式迭代，分别得到：法向力惯性载荷N gt 、轴向力惯性载荷A gt 、俯仰力矩惯性载荷m gt 、偏航力矩惯性载荷n gt 、滚转力矩惯性载荷l gt 、横向力惯性载荷Y gt 及法向力总载荷N zt 、轴向力总载荷A zt 、俯仰力矩总载荷m zt 、偏航力矩总载荷n zt 、滚转力矩总载荷l zt 、横向力总载荷Y zt ；
步骤五、用总载荷减去惯性载荷，并进行无量纲处理，即得到模型在舵面可控状态下进行纵向运动过程中的气动力系数和气动力矩系数，其表达式为：
Figure 969113DEST_PATH_IMAGE005
（1）
Figure 918615DEST_PATH_IMAGE006
（2）
Figure 945477DEST_PATH_IMAGE007
（3）
Figure 271416DEST_PATH_IMAGE008
（4）
Figure 434544DEST_PATH_IMAGE009
（5）
Figure 554947DEST_PATH_IMAGE010
（6）
式中，
Figure 69104DEST_PATH_IMAGE011
为试验段空气密度，s为模型参考面积、
Figure 136418DEST_PATH_IMAGE012
为模型机翼平均气动弦长，b为模型机翼展长。
并且，试验模型1的攻角的运动需满足如下公式（7）：
Figure 154052DEST_PATH_IMAGE013
（7）
其舵面偏转角度需满足如下公式（8）：
Figure 710935DEST_PATH_IMAGE014
（8）
其运动时间需满足如下公式（9）：
Figure 446810DEST_PATH_IMAGE015
（9）
式中，
Figure 848973DEST_PATH_IMAGE016
为模型攻角角速度，
Figure 986693DEST_PATH_IMAGE017
为模型舵面偏转角速度，
Figure 980057DEST_PATH_IMAGE018
为真实飞行器机翼平均气动弦长，
Figure 934719DEST_PATH_IMAGE019
为真实飞行器攻角角速度，
Figure 406152DEST_PATH_IMAGE020
为真实飞行器飞行速度，
Figure 398378DEST_PATH_IMAGE021
为真实飞行器舵面偏转角速度，
Figure 765906DEST_PATH_IMAGE022
为真实飞行器纵向运动时间。
本实施例的纵向运动驱动机构7的运动中心与模型的参考中心重合，1m量级模型的重量小于10kg，1.5m量级模型的重量小于20kg，2m量级模型的重量小于40kg。本实施例六分量应变天平5的六元载荷电信号的采集频率不低于250Hz。
如图2-3所示，飞行器模型在风洞环境下，通过运动机构的控制，实现了“稳定平飞——大迎角拉起——低头”的运动模拟，同时平尾舵偏进行了模拟飞行过程中的操纵动作。试验获取的法向力、俯仰力矩随时间的变化过程，体现出飞行器强烈的非线性、非定常气动特性作用，可作为气动力输入，为飞行器运动、操纵耦合下的特性研究提供依据。

Claims (4)

1.一种基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法，使用的试验模型（1）为具有金属骨架和碳纤维蒙皮的整体式试验模型，试验模型（1）的舵面（2）由舵机（3）通过连杆（4）进行驱动，飞控系统（8）对舵机（3）输入指令，实现真实飞行器纵向运动过程中舵面的模拟操纵，试验模型（1）内安装六分量应变天平（5），六分量应变天平（5）与支杆（6）的一端连接，支杆（6）的另外一端固定在纵向运动驱动机构（7）上，纵向运动驱动机构（7）带动试验模型（1）进行俯仰运动，实现真实飞行器纵向运动的模拟，
其特征在于，试验方法步骤如下：
步骤一、风洞试验前，将试验模型（1）处于风洞试验段（9）的中心位置附近，通过纵向运动驱动机构（7）调节试验模型（1）的姿态，使试验模型（1）的攻角达到运动初始的攻角
Figure 412491DEST_PATH_IMAGE001
，通过飞控系统（8）控制舵机（3）调节舵面（2）的位置，使舵面（2）达到运动初始的偏角
Figure 753474DEST_PATH_IMAGE002
，其中i代表不同舵面的编号；
步骤二、风洞停止状态下，启动纵向运动驱动机构（7）带动试验模型（1）按照攻角运动历程
Figure 950100DEST_PATH_IMAGE003
进行强迫运动，其中t代表时间，同步启动飞控系统（8）控制舵机（3）带动舵面（2）按照舵偏历程
Figure 704429DEST_PATH_IMAGE004
进行偏转运动，采用六分量应变天平（5）采集整个运动过程中试验模型（1）的六元惯性载荷的各电压信号：法向力惯性载荷电压u Ngt 、轴向力惯性载荷电压u Agt 、俯仰力矩惯性载荷电压u mgt 、偏航力矩惯性载荷电压u ngt 、滚转力矩惯性载荷电压u lgt 、横向力惯性载荷电压u Ygt ；
步骤三、启动风洞，当试验风速V m 达到设定值后，启动纵向运动驱动机构（7）带动试验模型（1）按照攻角运动历程
Figure 579457DEST_PATH_IMAGE003
进行强迫运动，同步启动飞控系统（8）控制舵机（3）带动舵面（2）按照舵偏历程
Figure 102842DEST_PATH_IMAGE004
进行偏转运动，采用六分量应变天平（5）采集整个运动过程中试验模型（1）的六元总载荷各电压信号：法向力总载荷电压u Nzt 、轴向力总载荷电压u Azt 、俯仰力矩总载荷电压u mzt 、偏航力矩总载荷电压u nzt 、滚转力矩总载荷电压u lzt 、横向力总载荷电压u Yzt ，模型运动结束后风洞停风；
步骤四、分别对六元惯性载荷电信号及六元总载荷电信号进行天平公式迭代，分别得到：法向力惯性载荷N gt 、轴向力惯性载荷A gt 、俯仰力矩惯性载荷m gt 、偏航力矩惯性载荷n gt 、滚转力矩惯性载荷l gt 、横向力惯性载荷Y gt 及法向力总载荷N zt 、轴向力总载荷A zt 、俯仰力矩总载荷m zt 、偏航力矩总载荷n zt 、滚转力矩总载荷l zt 、横向力总载荷Y zt ；
步骤五、用总载荷减去惯性载荷，并进行无量纲处理，即得到模型在舵面可控状态下进行纵向运动过程中的气动力系数和气动力矩系数，其表达式为：
Figure 470370DEST_PATH_IMAGE005
（1）
Figure 649678DEST_PATH_IMAGE006
（2）
Figure 190381DEST_PATH_IMAGE007
（3）
Figure 771535DEST_PATH_IMAGE008
（4）
Figure 247647DEST_PATH_IMAGE009
（5）
Figure 914252DEST_PATH_IMAGE010
（6）
式中，
Figure 993066DEST_PATH_IMAGE011
为试验段空气密度，s为模型参考面积、c Am 为模型机翼平均气动弦长，b为模型机翼展长。
2.根据权利要求1所述的一种基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法，其特征在于，所述的试验模型（1）的攻角的运动需满足如下公式（7）：
Figure 694306DEST_PATH_IMAGE012
（7）
其舵面偏转角度需满足如下公式（8）：
Figure 200374DEST_PATH_IMAGE013
（8）
其运动时间需满足如下公式（9）：
Figure 354274DEST_PATH_IMAGE014
（9）
式中，
Figure 236780DEST_PATH_IMAGE015
为模型攻角角速度，
Figure 727279DEST_PATH_IMAGE016
为模型舵面偏转角速度，
Figure 669828DEST_PATH_IMAGE017
为真实飞行器机翼平均气动弦长，
Figure 514287DEST_PATH_IMAGE018
为真实飞行器攻角角速度，
Figure 669325DEST_PATH_IMAGE019
为真实飞行器飞行速度，
Figure 610736DEST_PATH_IMAGE020
为真实飞行器舵面偏转角速度，
Figure 927448DEST_PATH_IMAGE021
为真实飞行器纵向运动时间。
3.根据权利要求2所述的一种基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法，其特征在于，所述的纵向运动驱动机构（7）的运动中心与模型的参考中心重合，1m量级模型的重量小于10kg，1.5m量级模型的重量小于20kg，2m量级模型的重量小于40kg。
4.根据权利要求1-3任一项所述的一种基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法，其特征在于，所述的六分量应变天平（5）的六元载荷电信号的采集频率不低于250Hz。
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