CN116412991B - 在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法 - Google Patents

在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，涉及风洞流场控制领域，包括：S100，将试验模型目标飞行高度转换为风洞试验舱段当地静压目标；S200，根据风洞试验要求，确定风洞试验运行条件参数，进行风洞引射充压启动；S300，进行流场稳定判定，根据判定结果转入S400或进行风洞闭环控制；S400，进行风洞流场测量并判定是否完成所有风洞试验模型姿态调整，根据判定结果重新转入S300或风洞关车。本发明提供一种在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，能够同时实现对试验对象飞行所在高度、飞行速度的模拟，提高风洞试验模拟能力和相应试验结果的置信度。

Description

在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法
技术领域
本发明涉及风洞流场控制领域。更具体地说，本发明涉及一种在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法。
背景技术
精确的气动试验数据是各型航空、航天飞行器设计研制、技战术性能考核评估、气动力技术研发的基础与依据，也是提高飞行器设计研制水平、缩短研制周期、降低研制成本的关键保障。尽管计算流体力学专业近年来已取得了长足进步，能实现对大型复杂气动问题的准确求解，但是通过风洞试验对全尺寸或缩比试验模型进行吹风试验仍是获取高置信度气动数据不可或缺的关键手段。
传统风洞试验主要关注于对试验对象（模型）飞行速度进行精确模拟，通过调节风洞喷管不同的成型型面等手段以实现这一目的。但对于某些飞行器或部件，同一飞行速度在不同飞行高度下往往具有不同特性，如飞行器发动机、环控系统的高度特性。因此，在风洞试验中实现对飞行器的飞行高度、飞行速度的同步精确模拟对飞行器设计研制和性能考核评估具有十分重要的现实意义，而现有技术中难以在风洞试验中实现对飞行器的飞行高度、飞行速度的同步精确模拟。
发明内容
本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，包括：
S100、将试验模型目标飞行高度h转换为风洞试验舱段的当地静压目标；
S200、根据风洞试验要求，确定相应风洞试验运行条件参数，进行风洞引射充压启动；
S300、根据风洞试验运行试验舱段当地静压、试验运行马赫数/>、引射器集气室压力进行流场稳定判定，根据判定结果转入S400，或进行风洞闭环控制；
S400、进行风洞流场测量并判定是否完成所有风洞试验模型姿态调整，根据判定结果重新转入S300，或风洞关车；
其中，在S300中，所述风洞闭环控制包括飞行速度、调压阀开度、飞行高度、风洞引射压力、引射调压阀开度的控制，且所述飞行速度和飞行高度闭环控制被配置为并行控制。
优选的是，在S100中，基于下式将试验模型目标飞行高度转换为风洞试验舱段当地静压目标：
其中，H表示试验模型目标飞行高度h相对应的地势高度，R 0表示地球半径为6356.766公里，P sl 表示地面标准大气压为101.325kPa。
优选的是，在S200中，所述风洞试验运行条件参数包括：
基于试验模拟目标飞行速度确定的风洞试验运行马赫数目标，风洞试验舱段当地静压目标/>，总压初始目标/>，引射压力初始目标/>，调压阀预置开度/>、引射调压阀预置开度/>，静压偏差阈值/>，马赫数偏差阈值/>，引射压力偏差阈值/>；
所述风洞引射充压启动方式包括：
以开环控制方式将引射调压阀打开至预置开度，待风洞引射器集气室压力/>达到引射压力初始目标/>的设定阈值/>后，以开环控制方式将调压阀打开至预置开度，待风洞稳定段总压达到总压初始目标的设定阈值，风洞引射充压启动完成。
优选的是，在S300中，所述流场稳定判定的方式为：
将风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>的偏差是否小于静压偏差阈值/>作为判定条件一；
将试验运行马赫数与马赫数目标/>的偏差是否小于马赫数偏差阈值/>作为判定条件二；
将引射器集气室压力与引射压力目标/>的偏差是否小于引射压力偏差阈值作为判定条件三，
其中，在第一次运行时，引射压力目标为引射压力初始目标/>；
当且仅当上述三个判定条件均为真时转入S400，否则进行风洞闭环控制。
优选的是，在S300中，飞行速度控制是采用增量式马赫数PID控制器，根据试验运行马赫数与马赫数目标/>，更新调压阀开度目标/>，所述/>的获取方式为：
设在当前时刻k，试验运行马赫数与马赫数目标/>的马赫数偏差/>为：
则根据，马赫数PID控制器通过下式计算得到/>：
其中，、/>为增量式马赫数PID控制器控制参数，/>为上一时刻调压阀开度目标。
优选的是，在S300中，所述调压阀开度随动控制是采用增量式调压阀开度PID控制器，根据计算得到的调压阀开度目标和测量得到的当前时刻k调压阀开度/>，更新调压阀开度指令/>，以控制调压阀开度，所述/>的获取方式为：
设在当前时刻k，调压阀开度目标和调压阀开度/>的开度偏差/>为：
则根据，增量式调压阀开度PID控制器通过下式得到/>：
其中，、/>为增量式调压阀开度PID控制器控制参数，/>为上一时刻调压阀开度指令。
优选的是，在S300中，所述飞行高度控制由静压闭环控制器根据当前时刻k风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>，以及上一时刻引射压力目标/>，更新引射压力目标/>，包含以下步骤：
S301、在当前时刻k，测量风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>，并通过下式得到两者静压偏差/>：
S302、基于S301中得到的，通过下式确定引射压力目标补偿量/>：
其中，函数f( )表示补偿函数，表示风洞试验舱段当前时刻k风洞试验舱段当地静压/>与当地静压目标/>差值的绝对值，sgn( )符号函数为：
S303、基于S302得到的和上一时刻引射压力目标/>，通过下式确定引射压力目标/>为：
。
优选的是，在S300中，所述风洞引射压力随动控制中采用增量式引射压力PID控制器，根据当前时刻k引射压力目标和当前风洞引射器集气室压力/>，更新引射调压阀开度目标/>，所述/>的获取方式为：
设在当前时刻k，风洞引射器集气室压力与引射压力目标/>的引射压力偏差为：
则根据，增量式引射压力PID控制器通过下式得到/>：
其中，、/>为增量式引射压力PID控制器控制参数，/>为上一时刻引射调压阀开度目标。
优选的是，在S300中，所述引射调压阀开度随动控制是采用增量式引射调压阀开度PID控制器，并根据当前时刻k引射调压阀开度目标和测量得到的引射调压阀开度/>，确定引射调压阀开度指令/>，控制引射调压阀开度，所述/>的获取方式为：
设在当前时刻k，引射调压阀开度目标与引射调压阀开度/>的开度偏差/>为：
则根据，增量式引射调压阀开度PID控制器通过下式得到/>：
其中，、/>为增量式引射调压阀开度PID控制器控制参数，/>为上一时刻引射调压阀开度指令。
本发明至少包括以下有益效果：本发明通过将试验模型目标飞行高度转换为风洞试验舱段当地静压目标，进一步通过对风洞试验舱段中来流总压和当地静压的分别调节，来实现风洞试验中对于试验对象（模型）目标飞行高度和目标飞行速度的同步精确模拟，从而进一步提高风洞试验模拟能力和相应试验结果的置信度，满足飞行器风洞试验需求。
本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
图1为本发明的试验流程图；
图2为本发明的风洞马赫数试验曲线；
图3为本发明的风洞引射压力试验曲线；
图4为本发明的风洞试验舱静压试验曲线。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
S100、试验模型目标飞行高度h转换为风洞试验舱段的当地静压目标；
根据标准大气参数表，采用下述公式，将试验模型目标飞行高度h转换为风洞试验舱段当地静压目标：
其中，H表示试验模型目标飞行高度h相对应的地势高度，R 0表示地球半径为6356.766公里，P sl 表示地面标准大气压为101.325kPa。
S200、根据风洞试验要求，确定风洞试验运行条件。
风洞试验运行条件包括依据试验模拟目标飞行速度确定的风洞试验运行马赫数目标，风洞试验舱段当地静压目标/>，总压初始目标/>，引射压力初始目标/>，调压阀预置开度/>、引射调压阀预置开度/>，静压偏差阈值/>，马赫数偏差阈值/>，引射压力偏差阈值/>。
S300、风洞引射充压启动。
以开环控制方式将引射调压阀打开至预置开度，待风洞引射器集气室压力/>达到引射压力初始目标/>的设定阈值/>后，以开环控制方式将调压阀打开至预置开度，待风洞稳定段总压/>达到总压初始目标/>的设定阈值/>，风洞引射充压启动完成。
S400、风洞闭环控制。
为实现对试验对象（模型）飞行高度、飞行速度的精确模拟，风洞开启闭环控制。
S410、流场稳定判定。判定风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>的偏差是否小于静压偏差阈值/>，试验运行马赫数/>与马赫数目标/>的偏差是否小于马赫数偏差阈值/>，以及引射器集气室压力/>与引射压力目标/>（当第一次运行时，引射压力目标为引射压力初始目标/>）偏差是否小于引射压力偏差阈值/>。当且仅当上述三个判定条件均为真，则直接跳转至S500，否则转入如下的闭环控制。
S420、飞行速度控制。由马赫数闭环控制器根据试验运行马赫数与马赫数目标，以及其他可能控制器补偿量，包含但不限于当前气源压力、大气压等，更新调压阀开度目标/>。
S430、调压阀开度随动控制。由调压阀开度控制器根据计算得到的调压阀开度目标和测量得到的当前调压阀开度S，更新调压阀开度指令/>，控制调压阀开度。
S440、飞行高度控制。由静压闭环控制器根据风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>，以及前一时刻引射压力目标/>，更新引射压力目标/>，包含以下步骤：
S441、测量当前风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>，并计算两者静压偏差:
其中表示风洞试验舱段当地静压/>与当地静压目标/>差值。
S442、根据计算得到的风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>差值，通过下式确定引射压力目标补偿量:
其中函数f( )表示设计的补偿函数，表示风洞试验舱段当地静压/>与当地静压目标/>差值的绝对值，符号函数sgn( )为:
S443：根据计算得到的引射压力目标补偿量和上一时刻引射压力目标/>，确定为进行高度控制，修正后的引射压力目标/>为：
S450、风洞引射压力随动控制。由引射压力控制器根据计算得到的修正后引射压力目标和当前风洞引射器集气室压力/>，以及其他可能的控制器补偿量，包含但不限定于当前气源压力、大气压等，确定引射调压阀开度目标/>。
S460、引射调压阀开度随动控制。由引射调压阀开度控制器根据计算得到的引射调压阀开度目标和测量得到的当前引射调压阀开度/>，确定引射调压阀开度指令/>，控制引射调压阀开度。
需要注意的是，在实际的应时，S420至S430以及S440至S460分别为同时并行运行。
S500、风洞流场测量。
试验流场稳定，达到试验要求条件，风洞测量系统采集风洞试验数据。
S510、判定是否完成所有风洞试验模型姿态调整。当判定为假（即没有完成），则跳转至S600；当判定为真（即已完成），则跳转至S700。
S600：调整风洞试验模型姿态，并跳转至S400。
重复S400至S600直至完成所有不同试验模型姿态下风洞试验数据采集，由S510跳转至S700。
S700、风洞关车。
将调压阀开度目标置为0，待调压阀开度S减小至关车设定目标/>时，将引射调压阀开度目标/>置为0，待引射调压阀开度/>和调压阀开度S均关为0，风洞关车完毕。
实施例：
S100、试验模型目标飞行高度转换为风洞试验舱段当地静压目标；
根据标准大气参数表，采用如下公式，将试验模型目标飞行高度h（8km）转换为风洞试验舱段当地静压目标为35.6515kPa：
其中，H表示试验模型目标飞行高度h相对应的地势高度，R 0表示地球半径为6356.766公里，P sl 表示地面标准大气压为101.325kPa。
S200、根据风洞试验要求，确定风洞试验运行条件。
风洞试验运行条件包括依据试验模拟目标飞行速度确定的风洞试验运行马赫数目标为0.7，风洞试验舱段当地静压目标/>为35.6515 kPa，总压初始目标/>为50.8054kPa，引射压力初始目标/>为872 kPa，调压阀预置开度/>为241mm、引射调压阀预置开度为434.081mm，静压偏差阈值/>为0.65 kPa，马赫数偏差阈值/>为0.01，引射压力偏差阈值/>为1%。
S300、风洞引射充压启动。
以开环控制方式将引射调压阀打开至预置开度，待风洞引射器集气室压力/>达到引射压力初始目标/>的设定阈值/>（为96%），而后以开环控制方式将调压阀打开至预置开度/>，待风洞稳定段总压/>达到总压初始目标/>的设定阈值/>（为95%），风洞引射充压启动完成。
S400、风洞闭环控制。
为实现对试验对象（模型）飞行高度、飞行速度的精确模拟，风洞开启闭环控制。
S410、流场稳定判定。判定风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>的偏差是否小于静压偏差阈值/>，试验运行马赫数/>与马赫数目标/>的偏差是否小于马赫数偏差阈值/>，以及引射器集气室压力/>与引射压力目标/>（当第一次运行时，引射压力目标为引射压力初始目标/>）偏差是否小于引射压力偏差阈值/>。当且仅当上述三个判定条件均为真，则直接跳转至S500，否则转入如下闭环控制。
S420、飞行速度控制。优选的，采用增量式马赫数PID控制器根据试验运行马赫数与马赫数目标/>，更新调压阀开度目标。
当前时刻k试验运行马赫数与马赫数目标/>的马赫数偏差/>为：
根据马赫数偏差，由马赫数PID控制器计算得到调压阀开度目标/>为：
其中，、/>为增量式马赫数PID控制器控制参数，/>为上一时刻调压阀开度目标。
S430、调压阀开度随动控制。优选的，采用增量式调压阀开度PID控制器根据计算得到的调压阀开度目标和测量得到的当前时刻k调压阀开度/>，更新调压阀开度指令/>，以控制调压阀开度，控制调压阀开度。
当在当前时刻k，调压阀开度目标和调压阀开度/>的开度偏差/>为：
根据调压阀开度偏差，由增量式调压阀开度PID控制器根据计算调压阀开度指令/>为：
其中，、/>为增量式调压阀开度PID控制器控制参数，/>为上一时刻调压阀开度指令。
S440、飞行高度控制。由静压闭环控制器根据当前时刻k风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>，以及上一时刻引射压力目标/>，更新引射压力目标/>，包含以下步骤：
S441、测量当前时刻k风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>，并计算两者静压偏差/>：
S442、根据计算得到的当前时刻k风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>差值/>，确定引射压力目标补偿量/>：
其中，函数f( )表示补偿函数，表示风洞试验舱段当前时刻k风洞试验舱段当地静压/>与当地静压目标/>差值的绝对值，sgn( )符号函数为/>
S443、根据计算得到的引射压力目标补偿量和上一时刻引射压力目标/>，确定为进行高度控制，修正后的引射压力目标/>为：
S450、风洞引射压力随动控制。优选的，采用增量式引射压力PID控制器根据当前时刻k引射压力目标和当前风洞引射器集气室压力/>，更新引射调压阀开度目标/>。
当前时刻k，风洞引射器集气室压力与引射压力目标/>的引射压力偏差/>为：
根据引射压力偏差，由增量式引射压力PID控制器计算得到的引射调压阀开度目标/>为：
其中，、/>为增量式引射压力PID控制器控制参数，/>为上一时刻引射调压阀开度目标。
S460、引射调压阀开度随动控制。优选的，采用增量式引射调压阀开度PID控制器根据当前时刻k引射调压阀开度目标和测量得到的引射调压阀开度/>，确定引射调压阀开度指令/>，控制引射调压阀开度。
当前时刻当前时刻k，引射调压阀开度目标与引射调压阀开度/>的开度偏差为：
根据引射调压阀开度偏差，由增量式引射调压阀开度PID控制器计算得到的调压阀开度指令/>为：
其中，、/>为增量式引射调压阀开度PID控制器控制参数，/>为上一时刻引射调压阀开度指令。
需要注意的是，S420至S430，和S440至S460为同时并行运行。
S500、风洞流场测量。
试验流场稳定，达到试验要求条件，风洞测量系统采集风洞试验数据。
S510、判定是否完成所有风洞试验模型姿态调整。当判定为假（即没有完成），则跳转至S600；当判定为真（即已完成），则跳转至S700。
S600、调整风洞试验模型姿态，并跳转至S400。
重复S400至S600直至完成所有不同试验模型姿态下风洞试验数据采集，由S510跳转至S700。
S700、风洞关车。
将调压阀开度目标置为0，待调压阀开度S减小至关车设定目标/>时，将引射调压阀开度目标/>置为0，待引射调压阀开度/>和调压阀开度均关为0，风洞关车完毕。
图1给出本发明的飞行高度、飞行速度同步精确模拟方法的试验流程图，在这一方法作用下，图2给出了风洞马赫数试验曲线，可看出在风洞开车后25s左右已将马赫数稳定控制在目标马赫数±0.01稳定带内，并在试验全程保持稳定在这一带内，实现了飞行速度的精确稳定控制；
图3给出了风洞引射压力试验曲线，可看出在风洞开车后12s左右已将引射压力稳定控制在目标引射压力±0. 1%稳定带内，并在试验全程保持稳定这一带内，且通过不断调节引射压力，进一步实现了对风洞试验舱静压的稳定控制。
进一步地，从图4给出的风洞试验舱静压试验曲线可以看出，通过调节引射压力，在风洞开车后15s左右，试验舱静压已稳定在目标试验舱静压±0.65kPa带内，实现了飞行高度的精确稳定控制，其中，图2-图4中箭头端所指区域是对箭头引出端所在区域进行的放大处理。
以上方案只是一种较佳实例的说明，但并不局限于此。在实施本发明时，可以根据使用者需求进行适当的替换和/或修改。
这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用。它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (8)

1.一种在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，其特征在于，包括：
S100、将试验模型目标飞行高度h转换为风洞试验舱段当地静压目标
S200、根据风洞试验要求，确定相应风洞试验运行条件参数，进行风洞引射充压启动；
S300、根据风洞试验运行试验舱段当地静压Ps、试验运行马赫数Ma、引射器集气室压力Pe进行流场稳定判定，根据判定结果转入S400，或进行风洞闭环控制；
S400、进行风洞流场测量并判定是否完成所有风洞试验模型姿态调整，根据判定结果重新转入S300，或风洞关车；
其中，在S300中，所述风洞闭环控制包括飞行速度控制、调压阀开度随动控制、飞行高度控制、风洞引射压力随动控制、引射调压阀开度随动控制，且所述飞行速度和飞行高度在闭环控制中被配置为并行控制；
在S300中，所述飞行高度控制由静压闭环控制器根据当前时刻k风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>以及上一时刻引射压力目标/>更新引射压力目标Per，包含以下步骤：
S301、在当前时刻k，测量风洞试验舱段当地静压与当地静压目标/>并通过下式得到两者静压偏差/>
S302、基于S301中得到的通过下式确定引射压力目标补偿量/>
其中，函数f()表示补偿函数，表示风洞试验舱段当前时刻k风洞试验舱段当地静压/>与当地静压目标/>差值的绝对值，sgn()符号函数为：
S303、基于S302得到的和上一时刻引射压力目标/>通过下式确定引射压力目标为：
2.如权利要求1所述的在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，其特征在于，在S100中，基于下式将试验模型目标飞行高度h转换为风洞试验舱段当地静压目标
其中，H表示试验模型目标飞行高度h相对应的地势高度，R0表示地球半径为6356.766公里，Psl表示地面标准大气压为101.325kPa。
3.如权利要求1所述的在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，其特征在于，在S200中，所述风洞试验运行条件参数包括：
基于试验模拟目标飞行速度确定的风洞试验运行马赫数目标Mar，风洞试验舱段当地静压目标总压初始目标/>引射压力初始目标/>调压阀预置开度Sini、引射调压阀预置开度/>静压偏差阈值/>马赫数偏差阈值σMa，引射压力偏差阈值/>
所述风洞引射充压启动方式包括：
以开环控制方式将引射调压阀打开至预置开度待风洞引射器集气室压力Pe达到引射压力初始目标/>的设定阈值/>后，以开环控制方式将调压阀打开至预置开度Sini，待风洞稳定段总压P0达到总压初始目标/>的设定阈值/>风洞引射充压启动完成。
4.如权利要求1所述的在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，其特征在于，在S300中，所述流场稳定判定的方式为：
将风洞试验舱段当地静压Ps与当地静压目标的偏差是否小于静压偏差阈值/>作为判定条件一；
将试验运行马赫数Ma与马赫数目标Mar的偏差是否小于马赫数偏差阈值σMa作为判定条件二；
将引射器集气室压力Pe与引射压力目标的偏差是否小于引射压力偏差阈值/>作为判定条件三，其中，在第一次运行时，引射压力目标/>为引射压力初始目标/>
当且仅当上述三个判定条件均为真时转入S400，否则进行风洞闭环控制。
5.如权利要求1所述的在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，其特征在于，在S300中，飞行速度控制是采用增量式马赫数PID控制器，根据试验运行马赫数Ma与马赫数目标Mar，更新调压阀开度目标所述/>的获取方式为：
设在当前时刻k，试验运行马赫数Mak与马赫数目标Mar的马赫数偏差为：
则根据马赫数PID控制器通过下式计算得到/>
其中，为增量式马赫数PID控制器控制参数，/>为上一时刻调压阀开度目标。
6.如权利要求1所述的在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，其特征在于，在S300中，所述调压阀开度随动控制是采用增量式调压阀开度PID控制器，根据计算得到的调压阀开度目标和测量得到的当前时刻k调压阀开度Sk，更新调压阀开度指令/>以控制调压阀开度，所述/>的获取方式为：
设在当前时刻k，调压阀开度目标和调压阀开度Sk的开度偏差/>为：
则根据增量式调压阀开度PID控制器通过下式得到/>
其中，为增量式调压阀开度PID控制器控制参数，/>为上一时刻调压阀开度指令。
7.如权利要求1所述的在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，其特征在于，在S300中，所述风洞引射压力随动控制中采用增量式引射压力PID控制器，根据当前时刻k引射压力目标和当前风洞引射器集气室压力/>更新引射调压阀开度目标/>所述的获取方式为：
设在当前时刻k，风洞引射器集气室压力与引射压力目标/>的引射压力偏差/>为：
则根据增量式引射压力PID控制器通过下式得到/>
其中，为增量式引射压力PID控制器控制参数，/>为上一时刻引射调压阀开度目标。
8.如权利要求1所述的在风洞流场试验中同步模拟飞行高度、飞行速度的方法，其特征在于，在S300中，所述引射调压阀开度随动控制是采用增量式引射调压阀开度PID控制器，并根据当前时刻k引射调压阀开度目标和测量得到的引射调压阀开度/>确定引射调压阀开度指令/>控制引射调压阀开度，所述/>的获取方式为：
设在当前时刻k，引射调压阀开度目标与引射调压阀开度/>的开度偏差/>为：
则根据增量式引射调压阀开度PID控制器通过下式得到/>
其中，为增量式引射调压阀开度PID控制器控制参数，/>为上一时刻引射调压阀开度指令。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117744250B (zh) * 2024-02-21 2024-05-17 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高超飞行器流场高效复用方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5627311A (en) * 1994-08-23 1997-05-06 National Aerospace Laboratory Of Science & Technology Agency Transportable three-dimensional calibration wind tunnel system, verification method of flight control system and flight simulator using same
RU2005106495A (ru) * 2005-03-09 2006-08-20 Евгений Борисович Пашуков (RU) Способ и устройство для обнаружения вихревого образования над (перед) винтом летательного аппарата (варианты)
CN111024357A (zh) * 2019-12-11 2020-04-17 中国航天空气动力技术研究院 一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法
CN113280834A (zh) * 2021-05-24 2021-08-20 北京安达维尔民用航空技术有限公司 一种飞机综合备份电子仪表系统
CN114154441A (zh) * 2022-02-10 2022-03-08 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种飞行器的环境湍流场生成与模拟计算方法
CN114383801A (zh) * 2021-12-20 2022-04-22 中国航天空气动力技术研究院 一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法
CN114878133A (zh) * 2022-05-18 2022-08-09 西北工业大学 一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法
CN115290287A (zh) * 2022-10-08 2022-11-04 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种高空低密度风洞试验系统、方法及风速测量方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5627311A (en) * 1994-08-23 1997-05-06 National Aerospace Laboratory Of Science & Technology Agency Transportable three-dimensional calibration wind tunnel system, verification method of flight control system and flight simulator using same
RU2005106495A (ru) * 2005-03-09 2006-08-20 Евгений Борисович Пашуков (RU) Способ и устройство для обнаружения вихревого образования над (перед) винтом летательного аппарата (варианты)
CN111024357A (zh) * 2019-12-11 2020-04-17 中国航天空气动力技术研究院 一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法
CN113280834A (zh) * 2021-05-24 2021-08-20 北京安达维尔民用航空技术有限公司 一种飞机综合备份电子仪表系统
CN114383801A (zh) * 2021-12-20 2022-04-22 中国航天空气动力技术研究院 一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法
CN114154441A (zh) * 2022-02-10 2022-03-08 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种飞行器的环境湍流场生成与模拟计算方法
CN114878133A (zh) * 2022-05-18 2022-08-09 西北工业大学 一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法
CN115290287A (zh) * 2022-10-08 2022-11-04 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种高空低密度风洞试验系统、方法及风速测量方法

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* Cited by examiner, † Cited by third party
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一种临近空间飞行器静/动态气动特性研究;李乾 等;空气动力学学报;第35卷(第04期);第504-509页 *

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