CN105136422B - 风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，包括以下步骤：设定预定姿态角，并根据预定姿态角换算出控制姿态角；根据控制姿态角控制机构发生动作使飞行器模型达到预定姿态角；向飞行器模型吹风，采集飞行器模型的受力值；根据受力值计算飞行器模型的实际姿态角，并根据实际姿态角与预定姿态角的差值计算修正姿态角；以及根据修正姿态角控制机构发出修正动作，对实际姿态角进行修正；并连续重复上述步骤，对飞行器侧滑弹性角不断修正至允许误差范围内。本发明方法用于在模拟飞行器飞行姿态的风洞试验过程中，对飞行器模型侧滑弹性角的不断修正，以适应飞行器的高精度试验的要求。

Description

风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法

技术领域

本发明涉及试验空气动力学测控技术领域。更具体地说，本发明是涉及一种风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，适用于低速、亚跨超和高超声速风洞吹风时飞行器模型侧滑弹性角的修正及精确控制。

背景技术

风洞试验的直接目的是获得具有高精准度的可靠空气动力数据，其测试对象是飞行器模型在流场中的气动载荷，所以飞行器模型的高精度姿态控制直接决定了风洞试验数据的精准度。

飞行器模型的高精度姿态控制由模型支撑系统完成，根据结构和用途不同，模型支撑系统可分为尾支撑、侧支撑、腹(背)支撑以及张线、磁悬挂等不同支撑方式，尾支撑由于其结构简单、通用性好、支撑干扰较小而被广泛采用。

在吹风时由于模型受到气动力载荷，会导致天平和支杆发生弹性变形，使得测试模型的实际姿态角偏离预期姿态角。二者之间的差量称为弹性角(包括攻角弹性角，侧滑弹性角和滚转弹性角)，关系到是否对风洞试验的自变量进行了准确模拟，试验后需要对弹性角的影响进行合理的修正或处理。通常通过天平测量的载荷和弹性角校准公式计算出弹性角，然后将弹性角和机构姿态角相加，得到模型实际姿态角和所对应的气动载荷作为试验结果。对于攻角，通常采用插值求整来得到期望攻角的数据，但是对于侧滑角，由于数据点通常较少，无法插值求整，导致较大的试验数据误差。尤其是在大尺度风洞试验中，模型气动力载荷大，支杆长，飞行器模型的侧滑角方向的弹性角就更大，使得飞行器的预期姿态角与飞行器模型的实际姿态角发生很大偏差，现有侧滑弹性角修正方法的不足会带来更大的试验数据误差。所以，有必要发展一种能够在风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，实现对飞行器模型姿态角的精确控制，以提高风洞试验数据精准度，为航空航天飞行器研制提供有力技术支撑。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题，并提供至少后面将说明的优点。

本发明还有一个目的是提供一种风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，本发明修正了风洞吹风时由天平和支杆形变引起的飞行器模型的侧滑角变形，可以实现对侧滑角精确控制。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种风洞试验中修正飞行器模型实际姿态角的方法，用于在模拟飞行器飞行姿态的风洞试验过程中，对飞行器模型的侧滑弹性角的不断修正，直至所述侧滑弹性角达到预定姿态角的允许误差范围内，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、设定预定姿态角，并根据预定姿态角换算出控制姿态角；

步骤二、风洞试验开始前，根据控制姿态角控制机构发生动作使飞行器模型达到预定姿态角；

步骤三、向飞行器模型吹风，采集飞行器模型的受力值；

步骤四、根据步骤三中所述受力值计算飞行器模型的实际姿态角，并将所述实际姿态角与步骤一中所述控制姿态角进行差值计算获得修正姿态角；以及

步骤五，根据所述步骤四中获得的所述修正姿态角控制机构发出修正动作，对姿态角控制机构的实际姿态角进行修正，并带动飞行器模型同步修正其侧滑弹性角；

之后，连续依次重复步骤三、步骤四和步骤五，直至将实际姿态角或者侧滑弹性角修正至允许误差内。

优选的是，其中，当所述控制机构为单转轴机构时，所述步骤一中，根据预定姿态角换算出控制姿态角的计算公式为：

其中，预定姿态角包括期望攻角α和期望侧滑角β，控制姿态角包括期望机构攻角α_m和期望机构滚转角

优选的是，其中，所述步骤三中，所述受力值包括：单转轴机构中的天平测量的天平杆受力和力矩。

优选的是，其中，所述步骤四还包括以下步骤：

4.1应用弹性角公式根据所述受力值计算出攻角误差Δα和侧滑角误差Δβ，弹性角公式为：

其中，为滚转角误差，C₁，C₂，C₃，C₄，C₅为天平杆的弹性角系数，由地面加载试验可以得到，M_X为滚转力矩，M_Y为偏航力矩，M_Z为俯仰力矩，Y为法向力，Z为侧向力；4.2之后根据Δα和Δβ计算飞行器模型的实际姿态角，具体计算公式为：

其中，实际姿态角包括实际机构攻角α_mm和实际机构滚转角并根据实际姿态角与控制姿态角的差值计算修正姿态角，所述修正姿态角包括修正攻角Δα_m和修正滚转角

优选的是，其中，根据所述修正攻角Δα_m和修正滚转角控制姿态角控制机构发出动作，行走修正攻角Δα_m和修正滚转角进行修正。

优选的是，其中，当所述控制机构为双转轴机构时，所述步骤一中，根据预定姿态角换算出控制姿态角的计算公式为：

其中，预定姿态角包括期望攻角α和期望侧滑角β，控制姿态角包括期望机构攻角α_m和双转轴系统的期望前轴机构滚转角以及期望后轴机构滚转角θ为前轴轴线与后轴轴线的夹角。

优选的是，其中，所述步骤三中所述受力值包括：双转轴机构中的天平测量的天平杆受力和力矩。

优选的是，其中，所述步骤四还包括以下步骤：

4.1应用弹性角公式根据所述受力值计算出攻角误差Δα和侧滑角误差Δβ，弹性角公式为：

其中，为滚转角误差，C₁，C₂，C₃，C₄，C₅为天平杆的弹性角系数，由地面加载试验可以得到，M_X为滚转力矩，M_Y为偏航力矩，M_Z为俯仰力矩，Y为法向力，Z为侧向力；

4.2之后根据Δα和Δβ计算飞行器模型的实际姿态角，具体计算公式为：

其中，实际姿态角包括实际机构攻角α_mm、前轴机构实际滚转角和后轴机构实际滚转角并根据实际姿态角与控制姿态角的差值计算修正姿态角包括修正攻角Δα_m、前轴机构修正滚转角和后轴机构修正滚转角

优选的是，其中，根据所述修正姿态角控制姿态角控制机构发出动作，行走修正攻角Δα_m、前轴机构修正滚转角和后轴机构修正滚转角进行修正。

本发明至少包括以下有益效果：

本发明方法用于风洞试验过程中对飞行器侧滑弹性角进行修正，首先以控制机构的实际姿态角为基准与飞行器模型的预定姿态角对应的控制姿态角进行比较，之后通过修正实际姿态角对飞行器模型的侧滑弹性角进行同步修正，修正了风洞试验中吹风时由天平和支杆形变引起的飞行器模型的侧滑角变形，实现了对飞行器模型的侧滑角精确控制；

并且还根据支撑机构的不同，分别为单轴支撑机构和双轴支撑机构设定了不同的计算方法，以适应不同支撑机构的风洞试验的使用，实现对飞行器模型的侧滑角精确控制，提高其普遍适用性。

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为本发明方法的一个实施方式的流程图；

图2为现有风洞试验中单臂支撑和双臂支撑机构示意图；

图3为现有风洞试验中变攻角和单转轴变滚转角尾支撑机构；

图4为现有风洞试验中变攻角和双转轴变滚转角尾支撑机构。

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。

应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。

如图1所示，本发明提供的一种风洞试验中修正飞行器模型实际姿态角的方法，用于在模拟飞行器飞行姿态的风洞试验过程中，对飞行器模型的侧滑弹性角的不断修正，直至所述侧滑弹性角达到预定姿态角的允许误差范围内，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、设定预定姿态角，并根据预定姿态角换算出控制姿态角；

步骤二、风洞试验开始前，根据控制姿态角控制机构发生动作使飞行器模型达到预定姿态角；

步骤三、向飞行器模型吹风，采集飞行器模型的受力值；

步骤四、根据步骤三中所述受力值计算飞行器模型的实际姿态角，并将所述实际姿态角与步骤一中所述控制姿态角进行差值计算获得修正姿态角；以及

步骤五，根据所述步骤四中获得的所述修正姿态角控制机构发出修正动作，对姿态角控制机构的实际姿态角进行修正，并带动飞行器模型同步修正其侧滑弹性角；

之后，连续依次重复步骤三、步骤四和步骤五，直至将实际姿态角或者侧滑弹性角修正至允许误差内。

在一个实施方案中，当所述控制机构为单转轴机构时，所述步骤一中，根据预定姿态角换算出控制姿态角的计算公式为：

其中，预定姿态角包括期望攻角α和期望侧滑角β，控制姿态角包括期望机构攻角α_m和期望机构滚转角

在一个实施方案中，所述步骤三中，所述受力值包括：单转轴机构中的天平测量的天平杆受力和力矩。

在一个实施方案中，所述步骤四还包括以下步骤：

4.1应用弹性角公式根据所述受力值计算出攻角误差Δα和侧滑角误差Δβ，弹性角公式为：

其中，为滚转角误差，C₁，C₂，C₃，C₄，C₅为天平杆的弹性角系数，由地面加载试验可以得到，M_X为滚转力矩，M_Y为偏航力矩，M_Z为俯仰力矩，Y为法向力，Z为侧向力；

4.2之后根据Δα和Δβ计算飞行器模型的实际姿态角，具体计算公式为：

其中，实际姿态角包括实际机构攻角α_mm和实际机构滚转角并根据实际姿态角与控制姿态角的差值计算修正姿态角，所述修正姿态角包括修正攻角Δα_m和修正滚转角

在一个实施方案中，根据所述修正攻角Δα_m和修正滚转角控制姿态角控制机构发出动作，行走修正攻角Δα_m和修正滚转角进行修正。

在一个实施方案中，当所述控制机构为双转轴机构时，所述步骤一中，根据预定姿态角换算出控制姿态角的计算公式为：

其中，预定姿态角包括期望攻角α和期望侧滑角β，控制姿态角包括期望机构攻角α_m和双转轴系统的期望前轴机构滚转角以及期望后轴机构滚转角θ为前轴轴线与后轴轴线的夹角。

在一个实施方案中，所述步骤三中所述受力值包括：双转轴机构中的天平测量的天平杆受力和力矩。

在一个实施方案中，所述步骤四还包括以下步骤：

4.1应用弹性角公式根据所述受力值计算出Δα和Δβ，弹性角公式为：

其中，Δα为攻角误差，Δβ为侧滑角误差，为滚转角误差，C₁，C₂，C₃，C₄，C₅为天平杆的弹性角系数，由地面加载试验可以得到，M_X为滚转力矩，M_Y为偏航力矩，M_Z为俯仰力矩，Y为法向力，Z为侧向力；

4.2之后根据Δα和Δβ计算飞行器模型的实际姿态角，具体计算公式为：

其中，实际姿态角包括实际机构攻角α_mm、前轴机构实际滚转角和后轴机构实际滚转角并根据实际姿态角与控制姿态角的差值计算修正姿态角包括修正攻角Δα_m、前轴机构修正滚转角和后轴机构修正滚转角

在一个实施方案中，根据所述修正姿态角控制姿态角控制机构发出动作，行走修正攻角Δα_m、前轴机构修正滚转角和后轴机构修正滚转角进行修正。

在实际应用中，本发明涉及的风洞模型姿态角运行系统其攻角和滚转角可变，用于变攻角的尾支撑机构可以是如图2(a)所示的双臂支撑也可以是图2(b)所示的单臂支撑，用于变滚转角的自动滚转机构可以是如图3所示的单转轴机构，也可以是图4所示的双转轴机构。

具体步骤如图1所示：步骤401，首先根据风洞试验计划设计模型期望攻角α和侧滑角β；步骤402，判断自动滚转机构是单转轴系统还是双转轴系统；如果是单转轴系统，则执行步骤403，经过单转轴角度换算公式(11)：

将期望攻角α和侧滑角β转换成期望的机构攻角α_m和机构滚转角单转轴系统实施例中期望攻角为10°，期望侧滑角为8°，转换成期望的机构攻角α_m为12.78°，期望的机构滚转角为为38.94°。

如果是步骤402判断结果是双转轴系统，则执行步骤405，经过双转轴角度换算公式(12)：

将期望攻角α和侧滑角β转换成期望的机构攻角α_m和双转轴系统前轴机构滚转角以及后轴机构滚转角双转轴系统实施例中期望攻角为10°，期望侧滑角为-8°，转换成期望的机构攻角α_m为6.14°，期望的前轴滚转角为为-26.60°，期望的后轴滚转角为为26.33°，前轴轴线与后轴轴线的夹角θ为18°。

步骤404，单转轴系统控制攻角机构变化期望角度α_m，控制自动滚转机构变化期望滚转角

步骤405，双转轴系统控制攻角机构变化期望角度α_m，控制双转轴前轴机构变化期望滚转角以及后轴机构变化期望滚转角

步骤407，数据采集处理计算机采集天平测量的模型受力情况；

步骤408，将模型受力带入弹性角计算公式(13)：

计算出模型实际的攻角α+Δα和侧滑角β+Δβ，公式中的参数C₁，C₂，C₃，C₄，C₅由天平和支杆决定，力和力矩由天平测量；

步骤409，实际值与期望值相减，计算出攻角误差Δα和侧滑角误差Δβ，判断是否在允许误差范围内；如果在误差范围内则机构到位，结束控制程序，如果不在误差范围内，则执行步骤410，判断是单转轴系统还是双转轴系统，如果是单转轴系统，则执行步骤411，根据实际攻角α+Δα和侧滑角β+Δβ，调用单转轴角度换算公式(14)：

将实际攻角α+Δα和侧滑角β+Δβ转换成实际的机构攻角α_mm和实际机构滚转角并继续执行步骤412，单转轴系统的实际值与期望值相减求出修正攻角Δα_m和修正滚转角

然后调用步骤404继续前面的循环直到攻角和侧滑角在误差允许范围内，控制程序结束，攻角和侧滑角到达期望值。单转轴系统实施例中弹性角计算公式系数分别为0.1599、0.0194、0.3488、-0.0208、0.3646，修正攻角Δα_m为-1.73°，修正滚转角为2.42°，经过三个循环攻角误差Δα为0.008°，侧滑角误差Δβ为0.001°。

如果步骤411判断结果是是双转轴系统，则执行步骤413，调用双转轴角度换算公式(15)：

将实际攻角α+Δα和侧滑角β+Δβ转换成实际机构攻角α_mm、前轴机构实际滚转角和后轴机构实际滚转角并继续执行步骤414，双转轴系统的实际值与期望值相减求出修正攻角Δα_m、前轴机构修正滚转角和后轴机构修正滚转角然后调用步骤406继续前面的循环直到攻角和侧滑角在误差允许范围内，控制程序结束，攻角和侧滑角到达期望值。单转轴系统实施例中弹性角计算公式系数分别为0.1599、0.0194、0.3488、-0.0208、0.3646，修正攻角Δα_m为2.04°，前轴机构修正滚转角为2.20°，后轴机构修正滚转角为-1.90°，经过三个循环攻角误差Δα为-0.04°，侧滑角误差Δβ为0.002°。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

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)

1.一种风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，用于在模拟飞行器飞行姿态的风洞试验过程中，对飞行器模型的侧滑弹性角的不断修正，直至所述侧滑弹性角达到预定姿态角的允许误差范围内，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、设定预定姿态角，并根据预定姿态角换算出控制姿态角；

步骤二、风洞试验开始前，根据控制姿态角控制机构发生动作使飞行器模型达到预定姿态角；

步骤三、向飞行器模型吹风，采集飞行器模型的受力值；

步骤四、根据步骤三中所述受力值计算飞行器模型的实际姿态角，并将所述实际姿态角与步骤一中所述控制姿态角进行差值计算获得修正姿态角；

步骤五，根据所述步骤四中获得的所述修正姿态角控制机构发出修正动作，对姿态角控制机构的实际姿态角进行修正，并带动飞行器模型同步修正其侧滑弹性角；

之后，连续依次重复步骤三、步骤四和步骤五，直至将实际姿态角或者侧滑弹性角修正至允许误差内；当所述控制机构为单转轴机构时，所述步骤一中，根据预定姿态角换算出控制姿态角的计算公式为：

其中，预定姿态角包括期望攻角α和期望侧滑角β，控制姿态角包括期望机构攻角α_m和期望机构滚转角

2.如权利要求1所述的风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，其特征在于，所述步骤三中，所述受力值包括：单转轴机构中的天平测量的天平杆受力和力矩。

3.如权利要求2所述的风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，其特征在于，所述步骤四还包括以下步骤：

4.1应用弹性角公式根据所述受力值计算出攻角误差Δα和侧滑角误差Δβ，弹性角 公式为：

其中，为滚转角误差，C₁，C₂，C₃，C₄，C₅为天平杆的弹性角系数，由地面加载试验可以得到，M_X为滚转力矩，M_Y为偏航力矩，M_Z为俯仰力矩，Y为法向力，Z为侧向力；

4.2之后根据攻角误差Δα和侧滑角误差Δβ计算飞行器模型的实际姿态角，具体计算公式为：

其中，实际姿态角包括实际机构攻角α_mm和实际机构滚转角并根据实际姿态角与控制姿态角的差值计算修正姿态角，所述修正姿态角包括修正攻角Δα_m和修正滚转角

4.如权利要求3所述的风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，其特征在于，根据所述修正攻角Δα_m和修正滚转角控制姿态角控制机构发出动作，行走修正攻角Δα_m和修正滚转角进行修正。

5.如权利要求1所述的风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，其特征在于，当所述控制机构为双转轴机构时，所述步骤一中，根据预定姿态角换算出控制姿态角的计算公式为：

其中，预定姿态角包括期望攻角α和期望侧滑角β，控制姿态角包括期望机构攻角α_m和双转轴系统的期望前轴机构滚转角以及期望后轴机构滚转角θ为前轴轴线与后轴轴线的夹角。

6.如权利要求5所述的风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，其特征在于，所述步骤三中所述受力值包括：双转轴机构中的天平测量的天平杆受力和力矩。

7.如权利要求6所述的风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，其特征在于，所述步骤四还包括以下步骤：

4.1应用弹性角公式根据所述受力值计算出攻角误差Δα和侧滑角误差Δβ，弹性角公式为：

其中，为滚转角误差，C₁，C₂，C₃，C₄，C₅为天平杆的弹性角系数，由地面加载试验可以得到，M_X为滚转力矩，M_Y为偏航力矩，M_Z为俯仰力矩，Y为法向力，Z为侧向力；

4.2之后根据Δα和Δβ计算飞行器模型的实际姿态角，具体计算公式为：

其中，实际姿态角包括实际机构攻角α_mm、前轴机构实际滚转角和后轴机构实际滚转角并根据实际姿态角与控制姿态角的差值计算修正姿态角包括修正攻角Δα_m、前轴机构修正滚转角和后轴机构修正滚转角

8.如权利要求7所述的风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，其特征在于，根据所述修正姿态角控制姿态角控制机构发出动作，行走修正攻角Δα_m、前轴机构修正滚转角和后轴机构修正滚转角进行修正。