CN115290282B - 一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法，属于低速风洞试验技术领域。本发明使用的试验模型为形状和偏航轴惯性相似模型，采用金属框架和碳纤维蒙皮结构，可采用常规动态试验模型配重后开展本试验，通过自由偏航运动装置模拟飞行器航向运动特性，并利用编码器获得不同俯仰角、舵面偏度下的航向运动历程，通过数据分析可以获得舵面偏转对航向运动特性的影响，为分析飞翼飞行器舵面航向控制效能提供参考依据。气流经过模型的非线性、非定常现象与真实飞行器一致，舵面航向控制效能试验结果可靠。本发明试验方法操作简单、结果可靠，可以用于识别潜在的航向非指令运动，能够对全尺寸真机的舵面航向控制效能进行评估。

Description

一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法
技术领域
本发明属于低速风洞试验技术领域，具体涉及一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法。
背景技术
飞翼布局飞行器由于其取消了平尾和垂尾使得其三轴稳定性降低，其中航向的稳定性问题尤为突出，需要利用新型的控制舵面来保证安全飞行，如开裂式阻力方向舵、全动翼尖等。
目前评估航向操纵面是否能够满足控制需求，主要利用静态气动力(矩)和动稳定性导数数据进行操稳特性分析，但飞翼布局大攻角时空间流场具有复杂的非定常特性，而由于动稳定性导数获取过程中采用了线性小扰动假设，非线性、非定常特征描述不全面，影响控制效能评估结果。为了促进飞翼布局的工程应用进程，需要发展一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法，采用风洞***试验直接进行评估，解决了采用静态气动力(矩)和动稳定性导数建模仿真时非线性、非定常气动现象描述不全面的问题。
本发明所采用的技术方案如下：一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法，步骤如下：
(a)加工操纵面偏度可变的航向惯量特性相似试验模型，试验模型具有金属骨架和碳纤维蒙皮，按照惯量相似关系对模型配重，相似关系满足如下公式：
Figure BDA0003705104850000011
式中Iz,model为试验模型偏航轴转动惯量，Iz,airplane为真机偏航轴转动惯量，bmodel为试验模型参考长度，bairplane为真机参考长度；
(b)试验模型内置自由偏航运动装置，支杆穿过试验模型背部与自由偏航运动装置连接，支杆固定在风洞俯仰角运动机构上，自由偏航装置内的编码器数据线与风洞采集***连接；
(c)低速风洞试验前，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，并确定模型零偏航角位置；
(d)通过舵面角片改变操纵面角度，使舵偏角达到目标值δcontral；
(e)通过风洞俯仰角机构调节试验模型俯仰角，使试验模型俯仰角达到目标值θ，并将模型偏航角置于目标初始位置ψstart，通过远程操纵锁死自由偏航装置偏航自由度；
(f)启动风洞，风速达到目标值V后，启动风洞数据采集***，采集试验模型偏航运动历程，10s后远程释放自由偏航装置偏航自由度，再过60s后停止采集，停风；
(g)重复步骤e和步骤f，获得同一舵面偏度不同俯仰角下的偏航运动历程数据；
(h)重复步骤d、步骤e、步骤f和步骤g，获得不同舵面偏度下的偏航运动历程数据，结束舵面航向控制效能风洞试验；
(i)综合分析不同迎角下不同舵面组合偏度对航向运动特性的影响，获得舵面航向控制效能，所述的综合分析采用品质因数Pp-v值对舵面航向控制效能进行评价，公式如下，
Figure BDA0003705104850000021
式中Δψ为偏航振荡运动波峰到最近波谷的振幅变化绝对值，Δt为对应运动所需的时间。
进一步的，如上所述的自由偏航运动装置运动范围为±360°，能够连续多周旋转，编码器测量精度为0.09°。
进一步的，如上所述的步骤a,试验模型配重后偏航轴惯性量偏差不超过理论值的3％。
进一步的，如上所述的步骤e,偏航角初始位置ψstart分为三个，分别为-0.5°、0°和0.5°，以获取试验模型不同的振荡平衡点。
进一步的，如上所述的步骤f，采集***的采样频率为200kHz。
本发明的有益效果及优点：本发明利用外形和惯量相似的试验模型在风洞中进行舵面航向控制效能试验，气流经过模型的非线性、非定常现象与真实飞行器一致，舵面航向控制效能试验结果可靠。试验模型可以采用常规动态试验模型进行配重后获得，提高了风洞试验模型的通用性，降低了风洞试验成本。试验方法操作简单、结果可靠，可以用于识别潜在的航向非指令运动，评估非线性、非定常空气动力问题，通过相似关系，对全尺寸真机的舵面航向控制效能进行评估。
附图说明
图1为风洞试验***结构图；
图2为本发明获得的舵面航向控制效能图；
其中，1、试验模型，2、自由偏航运动装置，3、支杆，4、俯仰角运动机构，5、风洞开口试验段入口。
具体实施方式
下面根据说明书附图举例对本发明做进一步的说明：
实施例1
一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法，方法步骤如下:
(a)加工操纵面偏度可变的航向惯量特性相似试验模型，试验模型具有金属骨架和碳纤维蒙皮，按照惯量相似关系对模型配重，试验模型配重后偏航轴惯性量偏差不超过理论值的3％，相似关系满足如下公式：
Figure BDA0003705104850000031
式中Iz,model为试验模型偏航轴转动惯量，Iz,airplane为真机偏航轴转动惯量，bmodel为试验模型参考长度，bairplane为真机参考长度；
(b)如图1所示，试验模型内置自由偏航运动装置，支杆穿过试验模型背部与自由偏航运动装置连接，支杆固定在风洞俯仰角运动机构上，自由偏航装置内的编码器数据线与风洞采集***连接，自由偏航运动装置运动范围为±360°，能够连续多周旋转，编码器测量精度为0.09°；
(c)低速风洞试验前，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，并确定模型零偏航角位置；
(d)通过舵面角片改变操纵面角度，使舵偏角达到目标值δcontral；
(e)通过风洞俯仰角机构调节试验模型俯仰角，使试验模型俯仰角达到目标值θ，并将模型偏航角置于目标初始位置ψstart，通过远程操纵锁死自由偏航装置偏航自由度，偏航角初始位置ψstart分为三个，分别为-0.5°、0°和0.5°，以获取试验模型不同的振荡平衡点；
(f)启动风洞，风速达到目标值V后，启动风洞数据采集***，采集***的采样频率为200kHz，采集试验模型偏航运动历程，10s后远程释放自由偏航装置偏航自由度，再过60s后停止采集，停风；
(g)重复步骤e和步骤f，获得同一舵面偏度不同俯仰角下的偏航运动历程数据；
(h)重复步骤d、步骤e、步骤f和步骤g，获得不同舵面偏度下的偏航运动历程数据，结束舵面航向控制效能风洞试验；
(i)综合分析不同迎角下不同舵面组合偏度对航向运动特性的影响，获得舵面航向控制效能，所述的综合分析采用品质因数Pp-v值对舵面航向控制效能进行评价，公式如下，
Figure BDA0003705104850000032
式中Δψ为偏航振荡运动波峰到最近波谷的振幅变化绝对值，Δt为对应运动所需的时间。
实施例2
本实施例获得了如图2所示的试验模型不同俯仰角、舵面组合偏转下的Pp-v值图，从图中可以看出，除俯仰角40°时Pp-v值依然较高，其他俯仰角通过舵面组合控制Pp-v值均达到预期的效果，因此，通过固定舵面组合可以有效减小非指令偏航运动，提高航向飞行品质。

Claims (5)

1.一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法，其特征在于，方法步骤如下:
(a)加工操纵面偏度可变的航向惯量特性相似试验模型，试验模型具有金属骨架和碳纤维蒙皮，按照惯量相似关系对模型配重，相似关系满足如下公式：
Figure FDA0003705104840000011
式中Iz,model为试验模型偏航轴转动惯量，Iz,airplane为真机偏航轴转动惯量，bmodel为试验模型参考长度，bairplane为真机参考长度；
(b)试验模型内置自由偏航运动装置，支杆穿过试验模型背部与自由偏航运动装置连接，支杆固定在风洞俯仰角运动机构上，自由偏航装置内的编码器数据线与风洞采集***连接；
(c)低速风洞试验前，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，并确定模型零偏航角位置；
(d)通过舵面角片改变操纵面角度，使舵偏角达到目标值δcontral；
(e)通过风洞俯仰角机构调节试验模型俯仰角，使试验模型俯仰角达到目标值θ，并将模型偏航角置于目标初始位置ψstart，通过远程操纵锁死自由偏航装置偏航自由度；
(f)启动风洞，风速达到目标值V后，启动风洞数据采集***，采集试验模型偏航运动历程，10s后远程释放自由偏航装置偏航自由度，再过60s后停止采集，停风；
(g)重复步骤e和步骤f，获得同一舵面偏度不同俯仰角下的偏航运动历程数据；
(h)重复步骤d、步骤e、步骤f和步骤g，获得不同舵面偏度下的偏航运动历程数据，结束舵面航向控制效能风洞试验；
(i)综合分析不同迎角下不同舵面组合偏度对航向运动特性的影响，获得舵面航向控制效能，综合分析采用品质因数Pp-v值对舵面航向控制效能进行评价，公式如下，
Figure FDA0003705104840000012
式中Δψ为偏航振荡运动波峰到最近波谷的振幅变化绝对值，Δt为对应运动所需的时间。
2.根据权利要求1所述的一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法，其特征在于，所述的自由偏航运动装置运动范围为±360°，能够连续多周旋转，编码器测量精度为0.09°。
3.根据权利要求1所述的一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法，其特征在于，所述的步骤a,试验模型配重后偏航轴惯性量偏差不超过理论值的3％。
4.根据权利要求1所述的一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法，其特征在于，所述的步骤e,偏航角初始位置ψstart分为三个，分别为-0.5°、0°和0.5°，以获取试验模型不同的振荡平衡点。
5.根据权利要求1-4任一项所述的一种研究飞翼飞行器舵面航向控制效能的风洞试验方法，其特征在于，所述的步骤f，采集***的采样频率为200kHz。
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