CN114608794B - 一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法 - Google Patents

一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法，通过在模型风洞虚拟飞行试验***中增加天平测量模型运动过程中的三轴气动力，利用参数辨识方法获取模型质量和质心参数，通过多轴系的转换和惯性力修正，从天平采集的气动力中提取出模型的升力系数、阻力系数和侧力系数。该方法弥补了线位移约束风洞虚拟飞行试验无法准确获取气动力系数的问题，为风洞虚拟飞行试验数据综合分析提供了支撑，本发明提高了三自由度虚拟飞行试验信息获取能力,进而提高了试验的真实度。

Description

一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法
技术领域
本发明属于低速风洞虚拟飞行试验技术领域，涉及一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法。
背景技术
模型风洞虚拟飞行试验是一项特殊的动态试验技术，主要通过将动力学相似模型安装在风洞试验段内具有三个旋转自由度的轴承支撑装置上，模型在舵面受激励后可自由转动或者在闭环控制律作用下实现定姿指令运动，从而较为真实地模拟飞行器的飞行过程，同时实时提供飞行器的运动轨迹和姿态。与外场大气飞行试验相比具有效率高、成本低、风险小、可重复实现及环境干扰小等优点，是目前国内外开展非定常气动力研究、飞行控制律验证及飞行动力学分析等工作的一项新技术。现有的虚拟飞行试验技术只能采集模型的状态变量，无法精确的测量三轴气动力的变化，影响了三自由度虚拟飞行试验结果与六自由度飞行试验结果之间的对比分析。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法，弥补现有虚拟飞行试验技术数据获取技术的不足，解决了在线位移约束和角自由度放开的模型虚拟飞行试验条件下，模型重心位置不明确，模型转动状态下惯性量实时变化，气动力数据难以准确测量的问题。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法，所述气动力系数包括模型的升力系数、阻力系数和侧力系数，方法步骤如下：
（1）依次连接三自由度运动机构、杆式应变天平和支撑底座，三自由度运动机构具有绕俯仰轴、偏航轴和滚转轴的三个角自由度，将三自由度运动机构角度定零，通过VXI采集***采集无风状态下的天平数据和姿态角数据；
（2）将模型与三自由度运动机构连接，依据各部件尺寸计算获得模型转心相对天平校心位置x、y、z，分别改变俯仰角、偏航角和滚转角，并采集不同姿态角下的天平数据，根据步骤（1）获得的天平零点，基于模型重力与天平气动力/力矩的物理关系，采用最小二乘法获得模型质量m和质心相对模型转心的位置
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
；
（3）将模型姿态角调至0°，并锁死三个角自由度，采集天平和姿态角数据，之后将三个角自由度放开，进行正式的风洞虚拟飞行试验，实时采集起风后的天平和姿态角数据；
（4）根据步骤（3）获得的无风和起风时的天平数据，经过天平公式迭代后得到三元力系数，经转换矩阵（a）-（d），将天平轴三元力系数转换为风轴系下气动力数据，并对模型三轴惯性力修正，其中，在三元气动力数据处理过程中利用模型姿态角变化数据对模型转动惯性力带来的气动力增量进行了修正，模型质心相对转心前上右方向为正；模型运动的角速度为俯仰角速度
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
、偏航角速度
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
、滚转角速度
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
；模型运动时在体轴系下X、Y、Z三个轴的线速度分别为u、v、w，获得三轴惯性力修正公式：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
，
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
为X方向惯性量、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
为Y方向惯性量、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
为Z方向惯性量；
获得的升力系数、阻力系数和侧力系数，转换矩阵如下：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
(a)
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
(b)
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
(c)
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
(d)
式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
为中苏坐标系到英美坐标系转换矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
为角度机构坐标系到英美天平坐标系转换矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
为角度机构坐标系到机体坐标系转换矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
为气流坐标系到机体坐标系转换矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE046
为天平坐标系相对角度机构坐标系的方位角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE052
为机体坐标系相对角度机构坐标系的方位角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE054
和
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE056
分别为迎角侧滑角。
进一步的，所述的三自由度运动机构内部安装有3台编码器，编码器直径不超过15mm，编码器分辨率不超过0.09°。
本发明通过在模型风洞虚拟飞行试验***中增加天平测量模型运动过程中的三轴气动力，利用参数辨识方法获取模型质量和质心参数，建立了多轴系的转换和惯性力修正方法，从天平采集的气动力中提取出模型的升力系数、阻力系数和侧力系数，弥补了线位移约束风洞虚拟飞行试验无法测量气动力系数的问题，为风洞虚拟飞行试验数据综合分析提供了支撑。本发明提高了三自由度虚拟飞行试验信息获取能力, 进而提高了试验的真实度。
附图说明
图1为本发明总体流程示意图；
图2为应用本发明测得的升力系数随时间和迎角变化曲线图。
具体实施方式
本发明首先将支撑机构、三自由度运动机构和天平安装在风洞中，在无风状态下采集天平零读数。其次安装模型，并通过改变模型姿态角获得模型重心偏移量对天平气动力的影响量，通过最小二乘法计算出模型质量和模型质心相对模型转心的位置。随后将模型姿态固定在0°，采集天平零度数，之后将模型姿态放开，开始正式虚拟飞行试验，并在虚拟飞行试验过程中实时采集天平数据。最后对天平数据进行扣零点处理，完成天平迭代和轴系转换，并进行模型惯性力修正，最后获得模型虚拟飞行试验升力系数、阻力系数和侧力系数。
下面举例对本发明的气动力系数测量方法，做进一步的说明：
实施例1
如图1所示，一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法，具体包含以下步骤：
（1）依次连接三自由度运动机构、杆式应变天平和支撑底座，三自由度运动机构具有绕俯仰轴、偏航轴和滚转轴的三个角自由度，三自由度运动机构内部安装有3台编码器，编码器直径不超过15mm，编码器分辨率不超过0.09°，将三自由度运动机构角度定零，通过VXI采集***采集无风状态下天平数据和姿态角数据Data0；
（2）将模型与三自由度运动机构连接，依据各部件尺寸计算获得模型转心相对天平校心位置x、y、z，分别改变俯仰角、偏航角和滚转角，并采集不同姿态角下的天平数据DataM1、DataM2、DataM3……，根据步骤（1）获得的天平零点，基于模型重力与天平气动力/力矩的物理关系，采用最小二乘法获得模型质量m和质心相对模型转心的位置
Figure 472470DEST_PATH_IMAGE002
，
Figure 327293DEST_PATH_IMAGE004
，
Figure 44713DEST_PATH_IMAGE006
；
（3）将模型姿态角调至0°，并锁死三个角自由度，采集天平和姿态角数据dataOff，之后将三个角自由度放开，进行正式的风洞虚拟飞行试验，实时采集起风后的天平和姿态角数据dataOn。
（4）根据步骤（3）获得的无风和起风时的天平数据，经过天平公式迭代后得到三元力系数Data，经转换矩阵（a）-（d），将天平轴三元力系数Data转换为风轴系下气动力数据，并修正模型惯性力，获得升力系数、阻力系数和侧力系数，转换矩阵如下
Figure 315289DEST_PATH_IMAGE026
(a)
Figure 129661DEST_PATH_IMAGE028
(b)
Figure 889807DEST_PATH_IMAGE030
(c)
Figure 94523DEST_PATH_IMAGE032
(d)
式中，
Figure 231106DEST_PATH_IMAGE034
为中苏坐标系到英美坐标系转换矩阵，
Figure 899985DEST_PATH_IMAGE036
为角度机构坐标系到英美天平坐标系转换矩阵，
Figure 768715DEST_PATH_IMAGE038
为角度机构坐标系到机体坐标系转换矩阵，
Figure 523044DEST_PATH_IMAGE040
为气流坐标系到机体坐标系转换矩阵，
Figure 135422DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 596491DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 964018DEST_PATH_IMAGE046
为天平坐标系相对角度机构坐标系的方位角，
Figure 205644DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 418450DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure 987886DEST_PATH_IMAGE052
为机体坐标系相对角度机构坐标系的方位角，
Figure 323052DEST_PATH_IMAGE054
和
Figure 989657DEST_PATH_IMAGE056
分别为迎角侧滑角。
本实施例在三元气动力数据处理过程中利用模型姿态角变化数据对模型转动惯性力带来的气动力增量进行了修正，模型质心相对转心前上右方向为正；模型运动的角速度为俯仰角速度
Figure 6154DEST_PATH_IMAGE008
、偏航角速度
Figure 504132DEST_PATH_IMAGE010
、滚转角速度
Figure 213462DEST_PATH_IMAGE012
；模型运动时在体轴系下X、Y、Z三个轴的线速度分别为u、v、w，获得三轴惯性力修正公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE014A
Figure DEST_PATH_IMAGE016A
Figure 977150DEST_PATH_IMAGE018
，
其中，
Figure 797338DEST_PATH_IMAGE020
为X方向惯性量、
Figure 87505DEST_PATH_IMAGE022
为Y方向惯性量、
Figure 967736DEST_PATH_IMAGE024
为Z方向惯性量。
实施例2
本实施例通过实施例1的气动力系数测量方法获得了如图2所示的试验模型在俯仰运动过程中的升力系数变化曲线，说明本方法能够准确获得了模型虚拟飞行试验升力系数、阻力系数和侧力系数，为风洞虚拟飞行试验数据综合分析提供了支撑。

Claims (2)

1.一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法，所述气动力系数包括模型的升力系数、阻力系数和侧力系数，其特征在于，方法步骤如下：
（1）依次连接三自由度运动机构、杆式应变天平和支撑底座，三自由度运动机构具有绕俯仰轴、偏航轴和滚转轴的三个角自由度，将三自由度运动机构角度定零，通过VXI采集***采集无风状态下的天平数据和姿态角数据；
（2）将模型与三自由度运动机构连接，依据各部件尺寸计算获得模型转心相对天平校心位置x、y、z，分别改变俯仰角、偏航角和滚转角，并采集不同姿态角下的天平数据，根据步骤（1）获得的天平零点，基于模型重力与天平气动力/力矩的物理关系，采用最小二乘法获得模型质量m和质心相对模型转心的位置
Figure DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure DEST_PATH_IMAGE006
；
（3）将模型姿态角调至0°，并锁死三个角自由度，采集天平和姿态角数据，之后将三个角自由度放开，进行正式的风洞虚拟飞行试验，实时采集起风后的天平和姿态角数据；
（4）根据步骤（3）获得的无风和起风时的天平数据，经过天平公式迭代后得到三元力系数，经转换矩阵（a）-（d），将天平轴三元力系数转换为风轴系下气动力数据，并对模型三轴惯性力修正，在三元气动力数据处理过程中利用模型姿态角变化数据对模型转动惯性力带来的气动力增量进行了修正，模型质心相对转心前上右方向为正；模型运动的角速度为俯仰角速度
Figure DEST_PATH_IMAGE008
、偏航角速度
Figure DEST_PATH_IMAGE010
、滚转角速度
Figure DEST_PATH_IMAGE012
；模型运动时在体轴系下X、Y、Z三个轴的线速度分别为u、v、w，获得三轴惯性力修正公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
Figure DEST_PATH_IMAGE016
Figure DEST_PATH_IMAGE018
，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为X方向惯性量、
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为Y方向惯性量、
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为Z方向惯性量；
获得的升力系数、阻力系数和侧力系数，转换矩阵如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE026
(a)
Figure DEST_PATH_IMAGE028
(b)
Figure DEST_PATH_IMAGE030
(c)
Figure DEST_PATH_IMAGE032
(d)
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为中苏坐标系到英美坐标系转换矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为角度机构坐标系到英美天平坐标系转换矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE038
为角度机构坐标系到机体坐标系转换矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
为气流坐标系到机体坐标系转换矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure DEST_PATH_IMAGE046
为天平坐标系相对角度机构坐标系的方位角，
Figure DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure DEST_PATH_IMAGE052
为机体坐标系相对角度机构坐标系的方位角，
Figure DEST_PATH_IMAGE054
和
Figure DEST_PATH_IMAGE056
分别为迎角侧滑角。
2.据权利要求1所述的一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法，其特征在于：所述的三自由度运动机构内部安装有3台编码器，编码器直径不超过15mm，编码器分辨率不超过0.09°。
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