CN115186376A - 一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型及其参数辨识方法 - Google Patents

一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型及其参数辨识方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型及其参数辨识方法，属于空气动力与飞行力学领域。本发明引入滚转角速率对动导数的影响，构建了适用于小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型，并建立了基于现有动导数试验装置的参数辨识方法。相比于目前工程应用较为广泛的动导数模型，该模型可以更为准确的描述滚转力矩的非线性特征，同时该模型结构简单，利用现有动导数风洞试验装置即可完成模型参数辨识，气动力模型更加准确，可以提高横向动态失稳问题的预测准度，推动小展弦比飞翼布局飞行器的研制。

Description

一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型及其参数辨识方法
技术领域
本发明属于空气动力与飞行力学领域，涉及一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型及其参数辨识方法。
背景技术
小展弦比飞翼布局继承了飞翼布局的高隐身性和高气动效率的优点，可有效提高航程、航时，是未来战斗机平台的主要发展方向之一。但由于其取消了平尾和垂尾，降低了横向的稳定性，极易产生非指令的滚转运动。同时由于小展弦比飞翼布局气动特性受前缘涡主导，使其滚转力矩呈现较强的非线性。当前工程实践中，滚转力矩模型广泛采用的是动导数模型，但该模型假设滚转阻尼导数是不随角速度变化的，无法描述小展弦比飞翼布局滚转力矩的非线性特征，降低了对非指令滚转运动预测准度，给飞行器研制带来安全隐患。因此，急需发展一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型及其参数辨识方法，促进小展弦比飞翼布局飞行器的研制。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型及其参数辨识方法，引入滚转角速率对动导数的影响，构建了适用于小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型，并基于风洞试验技术建立了基于现有动导数试验装置的参数辨识方法，从而能够利用现有动导数风洞试验装置即可开展模型参数辨识试验，可以更好的与现有飞行器建模体系融合。
本发明所采用的技术方案如下：一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型,其构建公式如下：
Figure BDA0003705112480000011
Figure BDA0003705112480000012
其中Mx{α,β}为滚转力矩，Cl{α,β}为静态滚转力矩系数，
Figure BDA0003705112480000013
为滚转阻尼导数，α为迎角和β侧滑角，
Figure BDA0003705112480000014
为滚转角速度，Q为速压，S为飞行器参考面积，b为模型翼展，V∞为风速，c1和c2为待辨识参数。
本发明的另一目的是通过如上所述的一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型，提供一种滚转力矩模型参数辨识方法，步骤如下：
(a)加工几何相似具有金属框架和碳纤维蒙皮的试验模型；
(b)试验模型内置六分量杆式应变片天平，应变片天平通过支杆与动导数试验装置连接，应变片天平数据采集线与风洞试验数据采集系统连接；
(c)风洞试验前，将试验系统置于风洞试验段中，试验模型机身轴线处于风洞中心轴线位置；
(d)通过动导数试验装置改变试验模型的迎角和侧滑角到目标位置αi和βi；
(e)通过数据采集系统采集天平数据记为StaticDataOFF{αi，βi}，通过动导数试验装置驱动试验模型基于目标αi和βi绕滚转轴做正弦振荡，达到指定振荡周期后停止振荡，振荡过程中同步采集天平数据记为DynamicDataOFF{αi，βi}；
(f)启动风洞达到指定风速V∞，通过数据采集系统采集天平数据记为StaticDataON{αi，βi}，通过动导数试验装置驱动试验模型基于目标αi和βi绕滚转轴做正弦振荡，达到指定振荡周期后停止，振荡过程中同步采集天平数据记为DynamicDataON{αi，βi}，风洞停车；
(g)通过停风和起风获取的静态和动态数据计算获得Cl{αi,βi}、
Figure BDA0003705112480000021
Figure BDA0003705112480000022
Figure BDA0003705112480000023
其中，
Figure BDA0003705112480000024
为最大滚转角速度，
Figure BDA0003705112480000025
最小滚转角速度；
联立公式3和公式4，求得{αi,βi}状态下的待辨识参数c1i和c2i；
(h)重复步骤d、步骤e、步骤f和步骤g，辨识获得不同迎角侧滑角状态下的滚转力矩模型参数，进而可以构建完整迎角侧滑角包线的滚转力矩数学模型，通过相似准则推导可以转化为真机滚转力矩数学模型，开展小展弦比飞翼飞行器滚转特性研究。
进一步地，如上所述的滚转力矩模型的参数辨识方法，应变片天平综合加载重复性小于0.05％F.S，综合加载误差小于0.07％F.S。
进一步地，如上所述的滚转力矩模型的参数辨识方法，动导数试验装置的迎角变化范围为-10°～110°，侧滑角变化范围为±40°。
进一步地，如上所述的滚转力矩模型的参数辨识方法，步骤e和步骤f的正弦振荡函数表达式为φ＝φA×sin(2×π×f×t)，其中φ为滚转角、φA为滚转振荡振幅、f为振荡频率、t为振荡时间。
本发明的优点及有益效果：本发明建立了耦合滚转角速度影响的滚转力矩数学模型，相比于工程应用较为广泛的动导数模型，该模型可以更为准确的描述滚转力矩的非线性特征，为预测非指令滚转运动特性提供了数据基础。同时该模型结构简单，利用现有动导数风洞试验装置即可开展模型参数辨识试验，可以更好的与现有飞行器建模体系融合，因此具有广阔的工程应用前景。
附图说明
图1为本发明总体流程示意图；
图2为风洞试验系统结构图；
图3为传统模型预测滚转极限环振荡结果图；
图4为本发明构建的模型预测滚转极限环振荡结果图。
具体实施方式
下面举例对本发明做进一步的说明：
实施例1
一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型,其构建公式如下：
Figure BDA0003705112480000031
Figure BDA0003705112480000032
其中Mx{α,β}为滚转力矩，Cl{α,β}为静态滚转力矩系数，
Figure BDA0003705112480000033
为滚转阻尼导数，α为迎角和β侧滑角，
Figure BDA0003705112480000034
为滚转角速度，Q为速压，S为飞行器参考面积，b为模型翼展，V∞为风速，c1和c2为待辨识参数。
如图1-2所示，一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型的参数辨识方法，步骤如下：
(a)加工几何相似具有金属框架和碳纤维蒙皮的试验模型；
(b)试验模型内置六分量杆式应变片天平，天平通过支杆与动导数试验装置连接，天平数据采集线与风洞试验数据采集系统连接，其中，应变片天平综合加载重复性小于0.05％F.S，综合加载误差小于0.07％F.S；
(c)风洞试验前，将试验系统置于风洞试验段中，试验模型机身轴线处于风洞中心轴线位置；
(d)通过动导数试验装置改变试验模型的迎角和侧滑角到目标位置αi和βi，其中，动导数试验装置的迎角变化范围为-10°～110°，侧滑角变化范围为±40°；
(e)通过数据采集系统采集天平数据记为StaticDataOFF{αi，βi}，通过动导数试验装置驱动试验模型基于目标αi和βi绕滚转轴做正弦振荡，达到指定振荡周期后停止振荡，振荡过程中同步采集天平数据记为DynamicDataOFF{αi，βi}；
(f)启动风洞达到指定风速V∞，通过数据采集系统采集天平数据记为StaticDataON{αi，βi}，通过动导数试验装置驱动试验模型基于目标αi和βi绕滚转轴做正弦振荡，达到指定振荡周期后停止，振荡过程中同步采集天平数据记为DynamicDataON{αi，βi}，风洞停车；
其中，步骤(e)和步骤(f)的正弦振荡函数表达式为φ＝φA×sin(2×π×f×t)，其中φ为滚转角、φA为滚转振荡振幅、f为振荡频率、t为振荡时间
(g)通过停风和起风获取的静态和动态数据获得Cl{αi,βi}、
Figure BDA0003705112480000041
Figure BDA0003705112480000042
Figure BDA0003705112480000043
Figure BDA0003705112480000044
其中，
Figure BDA0003705112480000045
为最大滚转角速度，
Figure BDA0003705112480000046
最小滚转角速度；
联立公式3和公式4，求得{αi,βi}状态下的待辨识参数c1i和c2i；
(h)重复步骤d、步骤e、步骤f和步骤g，辨识获得不同迎角侧滑角状态下的滚转力矩模型参数，进而可以构建完整迎角侧滑角包线的滚转力矩数学模型，通过相似准则推导可以转化为真机滚转力矩数学模型，开展小展弦比飞翼飞行器滚转特性研究。
实施例2
如图3-4所示，给出了不同模型预测滚转极限环振荡过程中滚转力矩系数变化的曲线，可以看出本发明构建的滚转力矩模型与真实值基本一致，显著提高了滚转力矩的预测准度。

Claims (5)

1.一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型,其特征在于，所述的滚转力矩模型构建公式如下：
Figure RE-FDA0003826245570000011
Figure RE-FDA0003826245570000012
其中Mx{α,β}为滚转力矩，Cl{α,β}为静态滚转力矩系数，
Figure RE-FDA0003826245570000013
为滚转阻尼导数，α为迎角和β侧滑角，
Figure RE-FDA0003826245570000014
为滚转角速度，Q为速压，S为飞行器参考面积，b为模型翼展，V∞为风速，c1和c2为待辨识参数。
2.根据权利要求1所述的一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型的参数辨识方法，其特征在于，方法步骤如下：
滚转力矩模型参数辨识方法步骤为：
(a)加工几何相似具有金属框架和碳纤维蒙皮的试验模型；
(b)试验模型内置六分量杆式应变片天平，应变片天平通过支杆与动导数试验装置连接，应变片天平数据采集线与风洞试验数据采集系统连接；
(c)风洞试验前，将试验系统置于风洞试验段中，试验模型机身轴线处于风洞中心轴线位置；
(d)通过动导数试验装置改变试验模型的迎角和侧滑角到目标位置αi和βi；
(e)通过数据采集系统采集天平数据记为StaticDataOFF{αi，βi}，通过动导数试验装置驱动试验模型基于目标αi和βi绕滚转轴做正弦振荡，达到指定振荡周期后停止振荡，振荡过程中同步采集天平数据记为DynamicDataOFF{αi，βi}；
(f)启动风洞达到指定风速V∞，通过数据采集系统采集天平数据记为StaticDataON{αi，βi}，通过动导数试验装置驱动试验模型基于目标αi和βi绕滚转轴做正弦振荡，达到指定振荡周期后停止，振荡过程中同步采集天平数据记为DynamicDataON{αi，βi}，风洞停车；
(g)通过停风和起风获取的静态和动态数据获得Cl{αi,βi}、
Figure RE-FDA0003826245570000015
其中
Figure RE-FDA0003826245570000016
Figure RE-FDA0003826245570000017
联立公式3和公式4，求得{αi,βi}状态下的待辨识参数c1i和c2i；
(h)重复步骤d、步骤e、步骤f和步骤g，辨识获得不同迎角侧滑角状态下的滚转力矩模型参数，进而构建完整迎角侧滑角包线的滚转力矩数学模型，通过相似准则推导转化为真机滚转力矩数学模型。
3.根据权利要求2所述的一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型的参数辨识方法，其特征在于，应变片天平综合加载重复性小于0.05％F.S，综合加载误差小于0.07％F.S。
4.根据权利要求2所述的一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型的参数辨识方法，其特征在于，动导数试验装置的迎角变化范围为-10°～110°，侧滑角变化范围为±40°。
5.根据权利要求2-3任一项所述的一种小展弦比飞翼飞行器滚转力矩模型的参数辨识方法，其特征在于，所述步骤e和步骤f的正弦振荡函数表达式为φ＝φA×sin(2×π×f×t)，其中φ为滚转角、φA为滚转振荡振幅、f为振荡频率、t为振荡时间。
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