CN106840572B - 一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，包括风洞试验基本状态数据修正、平尾安装角调整和风洞试验舵效数据修正。本发明结合国内现有风洞试验试验条件，通过气动弹性和流体力学分析手段，完成了对刚体外形风洞试验数据的修正。本发明方法能够为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据，保证该飞行器能够在临近空间大变形的情况下稳定飞行。

Description

一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法

技术领域

本发明涉及一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，用于临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真，属于空气动力学领域。

背景技术

随着科学理论、工程设计与制造技术的不断发展，超长的滞空能力成为现代无人机发展的一个重要方向，临近空间大展弦比柔性飞行器以太阳能无人机为典型代表，如欧洲的Zephyr、Heliplat、Solar Impulse，美国的Vulture、SolarEagle，国内的CH-T3、CH-T4等，其在总体上的首要设计目标是提高飞行器的巡航高度及实现飞行器的超长滞空能力，并以这两项性能为基础，达成包括侦察、通信、科研、预警等在内的诸多军、民用用途。

目前，国内外临近空间太阳能无人机多采用大展弦比机翼加单尾撑或双尾撑布局。此类无人机展弦比一般大于25，而且由于其柔性结构、低翼载等特点，在气动载荷的作用下，会发生明显的变形，其中机翼的变形尤为显著，翼尖最大弯曲变形可达半翼展的25％。随着变形的增加，无人机的结构动力学特性以及气动特性均发生较大的改变。

目前，国内的临近空间太阳能无人机风洞试验还是采用常规低速风洞缩比模型的试验方法。然而，常规低速风洞试验方法无法准确模拟太阳能无人机在受到气动载荷后气动特性，风洞试验结果与实际结果相差较大，无法为控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据。如何获得临近空间太阳能无人机气动特性，是亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据。

本发明的技术解决方案是：一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，包括如下步骤：

步骤一：利用气弹分析和数值模拟方法对风洞试验基本状态数据进行修正，得到修正后的飞行器横航向数据；

步骤二：利用气弹分析方法对风洞试验得到的平尾安装角进行调整；

步骤三：通过实验和气弹分析对风洞试验舵效数据进行修正，得到修正后的舵效数据。

所述步骤一的实现方法为：

(2.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的结构特性，利用气弹分析软件得到飞行器变形数据；

(2.2)通过流体力学分析软件分别对飞行器初始刚体外形和变形后的气弹外形进行CFD数值模拟，得到每组攻角和侧滑角下初始刚体外形和气弹外形的气动力与气动力矩；

(2.3)根据气动力与气动力矩，计算每个攻角下初始刚体外形和气弹外形的侧力系数侧滑角导数、滚转力矩系数侧滑角导数、偏航力矩系数侧滑角导数，并据此进一步计算变形前后的侧力系数侧滑角导数变化率K(c_z ^β)、滚转力矩系数侧滑角导数变化率K(m_x ^β)、偏航力矩系数侧滑角导数变化率K(m_y ^β)；

(2.4)利用不同攻角下的K(c_z ^β)、K(m_x ^β)和K(m_y ^β)对风洞试验数据中对应攻角下的横航向数据c_z，m_x，m_y进行修正，修正公式如下：

c_z′＝c_z·K(c_z ^β)

m_x′＝m_x·K(m_x ^β)

m_y′＝m_y·K(m_y ^β)

其中c_z′，m_x′，m_y′为修正后的飞行器横航向数据。

所述步骤二的实现方法为：

(3.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的风洞试验结果，得到平尾的安装角、舵偏关系和升降舵舵效m_z ^δz；

(3.2)利用气弹分析软件得到尾撑杆在气动力与自身重力作用下的弯曲变形，根据所述弯曲变形和升降舵舵效m_z ^δz，得到补偿舵偏角δ₁，以保证飞行器处于配平状态，进入步骤(3.3)；

(3.3)判断补偿舵偏角δ₁是否为0，如果补偿舵偏角δ₁不为0，则根据舵偏关系和补偿舵偏角δ₁对平尾安装角进行调整，得到调整后的平尾安装角，然后返回步骤(3.2)，更新补偿舵偏角δ₁；否则，平尾安装角调整结束。

所述步骤三的实现方法为：

(4.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的风洞试验结果，得到升降舵的操纵效率，即舵效m_z ^δz；

(4.2)在飞行器平尾加载1kg的力，测量尾撑杆末端偏转角度Δα；

(4.3)根据舵效得到舵面偏转1°平尾产生的力f₀，据此得到舵面偏转1°引起的变形角度f₀·Δα，进而得到实际偏转角度(1-f₀·Δα)以及平尾产生的力f₁＝(1-f₀·Δα)·f₀；

(4.4)按照(4.3)的方法，根据平尾产生的力继续计算实际偏转角度和该偏转角度下平尾产生的力，不断循环，直到平尾产生的力f_n不变为止；

(4.5)对升降舵舵效进行修正，修正公式如下：

m_z ^δz'＝m_z ^δz·f_n/f₀

其中f_n/f₀为舵效衰减系数。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明提供了一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，综合考虑国内现有风洞试验条件，结合气动弹性和流体力学分析手段，完成了对刚体外形风洞试验数据的修正。通过本发明方法，为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据，保证该飞行器能够在临近空间大变形的情况下稳定飞行。

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为本发明风洞试验基本状态数据修正方法流程图；

图3为本发明平尾安装角调整方法流程图；

图4为本发明舵效数据修正方法流程图。

具体实施方式

目前国内的风洞试验是通过设计合理的飞行器缩比模型，进行刚体模型的常规测力试验。试验项目主要包括三项：

1)尾翼安装角试验：通过试验方法寻找合适的尾翼安装角。

2)基本状态试验：测得不同攻角α和侧滑角β下的气动力c_x，c_y，c_z与气动力距m_x，m_y，m_z。其中c_x为阻力系数，c_y为升力系数，c_z为侧力系数，m_x为滚转力矩系数，m_y为偏航力矩系数，m_z为俯仰力矩系数。

3)舵效试验：测得操纵舵面偏转角度时，不同α和β下的c_x，c_y，c_z，m_x，m_y，m_z变化量。

本发明根据已有的刚体模型风洞试验数据，结合气动弹性和流体力学分析手段，对风洞试验数据进行修正。本发明整体流程如图1所示，具体步骤如下：

(1)对风洞试验基本状态数据进行修正，流程图如图2所示，具体修正步骤如下：

(1.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的复合材料结构特性，利用气弹分析软件，给出全机变形数据；

(1.2)根据气弹分析软件得到的全机变形数据，通过三维数模软件建模得到飞行器初始刚体外形和变形后的气弹外形，然后通过流体力学分析软件分别对刚体外形和气弹外形进行CFD数值模拟，得到每组α和β下，刚体外形的六分量气动力与气动力距c_x1，c_y1，c_z1，m_x1，m_y1，m_z1，和气弹外形的六分量气动力与气动力距c_x2，c_y2，c_z2，m_x2，m_y2，m_z2。其中，目前流体力学分析软件种类较多，在进行本步骤前对所选定的流体力学分析软件需进行风洞试验标模验证，以保证该分析软件计算结果的准确性与可靠性。

(1.3)根据流体力学分析软件得到的气动力和气动力矩，通过线性拟合的方法得到每个攻角α下初始刚体外形的侧力系数侧滑角导数c_z1 ^β、滚转力矩系数侧滑角导数m_x1 ^β、偏航力矩系数侧滑角导数m_y1 ^β，以及气弹外形的侧力系数侧滑角导数c_z2 ^β、滚转力矩系数侧滑角导数m_x2 ^β、偏航力矩系数侧滑角导数m_y2 ^β，然后计算得到每个攻角下飞行器受气弹变形前后的侧力系数侧滑角导数变化率K(c_z ^β)、滚转力矩系数侧滑角导数变化率K(m_x ^β)、偏航力矩系数侧滑角导数变化率K(m_y ^β)；K(c_z ^β)＝c_z2 ^β/c_z1 ^β,

K(m_x ^β)＝m_x2 ^β/m_x1 ^β,K(m_y ^β)＝m_y2 ^β/m_y1 ^β。

(1.4)利用不同攻角下的K(c_z ^β)、K(m_x ^β)和K(m_y ^β)对风洞试验数据中对应攻角下的横航向数据c_z，m_x，m_y进行修正，修正公式如下：

c_z′＝c_z·K(c_z ^β)

m_x′＝m_x·K(m_x ^β)

m_y′＝m_y·K(m_y ^β)

其中c_z′，m_x′，m_y′为修正后的飞行器横航向数据。

由于临近空间大展弦比柔性飞行器气弹变形对纵向气动数据影响较小，故纵向c_x，c_y，m_z不作修正。

(2)对平尾安装角进行调整，流程图如图3所示，具体过程为：

(2.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的刚体风洞试验结果，得到飞行器在巡航状态下实现自配平需要的平尾安装角φ₀，升降舵舵效m_z ^δz以及平尾安装角与升降舵偏转角的等效关系(注：通常，风洞试验可以得到偏转1°平尾安装角所产生的俯仰力矩m_z变化量等效于多少度升降舵偏转角)。

(2.2)根据平尾安装角和升降舵舵效，利用气弹分析软件计算飞行器的变形数据，得到尾撑杆在气动力与自身重力作用下的弯曲变形，从而得到全机自配平还需要的补偿舵偏角δ₁，进入步骤(2.3)。

(2.3)根据得到的补偿舵偏角δ₁调整平尾安装角，然后利用气弹分析软件重复(2.2)，循环迭代直到补偿舵偏角δ₁为0°。

迭代结束后，得到最终的平尾安装角φ_n，即为巡航状态平尾安装角。

(3)对舵效数据进行修正，流程如图4所示，具体过程为；

(3.1)首先根据临近空间大展弦比柔性飞行器的刚体风洞试验结果，得到升降舵的操纵效率，即舵效m_z ^δz。

(3.2)通过在平尾上加载1kg的力，得到尾撑杆末端因变形引起的偏转角度Δα。目前可以通过两种方法实现这一步，第一种是：利用气弹分析软件实现在尾撑杆末端加载1kg的力，计算得到因变形引起的偏转角度Δα；第二种是在生产出来的结构样件上加载1kg的砝码，实测偏转角度Δα。第二种方法更接近真实值。

(3.3)根据舵效，利用公式f₀＝m_z ^δz·ρV²/2·S·c/L可以得到升降舵偏转1°所产生的力f₀，，其中，ρV²/2表示动压，S表示参考面积，c表示参考长度，L表示平尾压心到重心的距离。

根据以上两步得到舵偏1°产生的f₀和加载1kg力引起的变形角度Δα，从而可得到舵面偏转1°引起的变形角度f₀·Δα，然后得到实际偏转角度为

(1-f₀·Δα)，相应产生的力为f₁＝(1-f₀·Δα)·f₀；

根据f₁得到偏转角度(1-f₁·Δα)，进而得到力为f₂＝(1-f₁·Δα)·f₀；根据f₂得到偏转角度(1-f₂·Δα)，进而得到力为f₃＝(1-f₂·Δα)·f₀，..........

循环迭代，直到f_n不变。其中f₀,f₁......f_n表示舵面偏转所产生的力。

(3.4)计算舵效衰减系数f_n/f₀，然后对风洞试验数据中升降舵舵效m_z ^δz进行修正，得到新的舵效m_z ^δz′，m_z ^δz′＝m_z ^δz·f_n/f₀。

本发明综合考虑国内现有风洞试验条件，结合气动弹性和流体力学分析手段，完成了对刚体外形风洞试验数据的修正。该方法已经经过飞行试验验证，能够为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据，保证飞行器能够在临近空间大变形的情况下稳定飞行。

本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤一：利用气弹分析和数值模拟方法对风洞试验基本状态数据进行修正，得到修正后的飞行器横航向数据；

实现方法为：

(2.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的结构特性，利用气弹分析软件得到飞行器变形数据；

(2.2)通过流体力学分析软件分别对飞行器初始刚体外形和变形后的气弹外形进行CFD数值模拟，得到每组攻角和侧滑角下初始刚体外形和气弹外形的气动力与气动力矩；

(2.3)根据气动力与气动力矩，计算每个攻角下初始刚体外形和气弹外形的侧力系数侧滑角导数、滚转力矩系数侧滑角导数、偏航力矩系数侧滑角导数，并据此进一步计算变形前后的侧力系数侧滑角导数变化率K(c_z ^β)、滚转力矩系数侧滑角导数变化率K(m_x ^β)、偏航力矩系数侧滑角导数变化率K(m_y ^β)；

(2.4)利用不同攻角下的K(c_z ^β)、K(m_x ^β)和K(m_y ^β)对风洞试验数据中对应攻角下的横航向数据c_z，m_x，m_y进行修正，修正公式如下：

c_z′＝c_z·K(c_z ^β)

m_x′＝m_x·K(m_x ^β)

m_y′＝m_y·K(m_y ^β)

其中c_z′，m_x′，m_y′为修正后的飞行器横航向数据；

步骤二：利用气弹分析方法对风洞试验得到的平尾安装角进行调整；

步骤三：通过实验和气弹分析对风洞试验舵效数据进行修正，得到修正后的舵效数据。

2.根据权利要求1所述的一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，其特征在于：所述步骤二的实现方法为：

(3.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的风洞试验结果，得到平尾的安装角、舵偏关系和升降舵舵效m_z ^δz；

(3.2)利用气弹分析软件得到尾撑杆在气动力与自身重力作用下的弯曲变形，根据所述弯曲变形和升降舵舵效m_z ^δz，得到补偿舵偏角δ₁，以保证飞行器处于配平状态，进入步骤(3.3)；

(3.3)判断补偿舵偏角δ₁是否为0，如果补偿舵偏角δ₁不为0，则根据舵偏关系和补偿舵偏角δ₁对平尾安装角进行调整，得到调整后的平尾安装角，然后返回步骤(3.2)，更新补偿舵偏角δ₁；否则，平尾安装角调整结束。

3.根据权利要求1所述的一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，其特征在于：所述步骤三的实现方法为：

(4.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的风洞试验结果，得到升降舵的操纵效率，即舵效m_z ^δz；

(4.2)在飞行器平尾加载1kg的力，测量尾撑杆末端偏转角度Δα；

(4.3)根据舵效得到舵面偏转1°平尾产生的力f₀，据此得到舵面偏转1°引起的变形角度f₀·Δα，进而得到实际偏转角度1-f₀·Δα以及平尾产生的力f₁＝(1-f₀·Δα)·f₀；

(4.4)按照(4.3)的方法，根据平尾产生的力继续计算实际偏转角度和该偏转角度下平尾产生的力，不断循环，直到平尾产生的力f_n不变为止；

(4.5)对升降舵舵效进行修正，修正公式如下：

m_z ^δz'＝m_z ^δz·f_n/f₀

其中f_n/f₀为舵效衰减系数。