CN115290295B - 高速风洞级间分离与网格测力试验控制***及应用方法 - Google Patents

高速风洞级间分离与网格测力试验控制***及应用方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种高速风洞级间分离与网格测力试验控制***及应用方法，属于高速风洞试验技术领域，包括用于模拟级间分离的前体模型、后体模型，所述前体模型安装在第一调节单元上，所述后体模型安装在第二调节单元上，各调节单元通过控制单元、网络通信设备与上位机进行通信连接，所述控制单元与网络通信设备之间还设置有相配合的运动控制器；所述第二调节单元的下方X向、下方Y向调节机构上，分别设置有带第一编码器的光栅尺。本发明提供一种高速风洞级间分离与网格测力试验控制***及应用方法，其相对于现有控制***来说，其试验精度可以得到显著的提升，通过一个运动控制单元可实现对五轴自由度的控制，能减少信号集成过程中产生的误差。

Description

高速风洞级间分离与网格测力试验控制***及应用方法
技术领域
本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种级间分离与网格测力试验控制***及应用方法。
背景技术
高速风洞级间分离与网格测力试验是一种模拟飞行器在飞行过程中，两级分离，同时测量两级飞行器在干扰流场中所受的气动载荷的试验方法。为分离的安全边界，为分离的前体和后体的研制以及总体的合理布局，为飞行器分离姿态控制，提供风洞试验数据。当今，分离技术已成为航空航天领域一项重要的技术。由于飞行器两级分离过程中面临大速压、大非对称后体严重干扰等引发的多体间激波/激波、激波/尾流、激波/边界层干扰等复杂流动结构。这种干扰会导致明显的非定常、非线性以及非对称空气动力效应，所以，对多体分离瞬间的干扰研究十分必要。对该试验技术和研究方法建立需求迫切。
为建立该项试验技术，精确模拟飞行器两级分离过程，需要合适的试验平台，如图3，飞行器的两级包括前体1、后体模型2，以及对前体模型、后体模型进行支撑的模型支撑机构，而风洞的模型支撑机构由上机构3和下机构4组成，上机构有迎角和X向两个自由度，迎角运行范围：-15°～15°，X向行程：0～200mm；下机构有迎角、X向和Y向三个自由度，迎角运行范围：－10°～49°，X向行程：0～680mm，Y向行程：0～507mm。上下两套机构总体构成五自由度机构。通过上下两套机构的配合，实现级间分离过程中前体和后体相对姿态和位置的模拟。
试验时，一般前体安装在上机构，后体安装在下机构。如图1所示。试验过程，对前体和后体分别进行测力，由于该种试验技术对后体的控制精度要求很高，试验过程复杂，而目前的控制***其测量精度达不到理想的要求。
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。
为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种高速风洞级间分离与网格测力试验控制***，包括用于模拟级间分离的前体模型、后体模型，所述前体模型安装在可实现两自由度姿态调整的第一调节单元上，所述后体模型安装在可实现三个自由度姿态调整的第二调节单元上，各调节单元通过控制单元、网络通信设备与上位机进行通信连接，所述控制单元与网络通信设备之间还设置有相配合的运动控制器；
所述第二调节单元的下方X向、下方Y向调节机构上，分别设置有带第一编码器的光栅尺。
优选的是，所述光栅尺的精度等级被配置为不低于5um，且第一编码器带1VPP信号。
优选的是，所述上位机被配置为包括：
与第一调节单元、第二调节单元相配合的五自由度机构上位机；
控制***上位机；
所述第一调节单元被配置为包括第一迎角α和上方X向调节机构、第二调节单元还包括第二迎角α调节机构；
其中，所述运动控制器通过PROFIBUS-DP总线与控制单元通信连接；
各调节机构均被配置为包括：带第二编码器的电机以及与其相配合驱动器。
一种高速风洞级间分离与网格测力试验控制***的应用方法，其特征在于，包括：
步骤一，控制***上位机基于后体模型的相关分离参数，通过计算以得到后体模型的运动轨迹，并以前体模型坐标为参考坐标，按一定步长在运动轨迹上取点以获得网格点；
步骤二，五自由度上位机通过对应的调节单元对前体模型、后体模型的初始位置进行设置，以使模型处于迎角为零的状态；
步骤三，控制***上位机发送启动信号至所述风洞，以使风洞按照预设马赫数启动；
步骤四，在风洞流场稳定后，控制***上位机按照网格点下发后体的迎角和位置补偿命令给五自由度上位机，以通过五自由度上位机控制后体模型运行到邻近的网格点上，并将信息反馈给控制***上位机，以进行前体模型和后体模型在该网格点上的数据采集；
步骤五，重复步骤四，对各网格点进行数据采集，直到遍历所有网格点，完成级间分离与网格测力试验；
步骤六，控制***上位机发送关车信号至所述风洞，确定在风洞模型试验关车位置时模型处于迎角为零状态。
优选的是，在步骤四中，所述位置补偿是指对后体模型质心位置的修正；
在修正前，通过测量任意三个迎角时质心的坐标拟合对应的圆，以通过该圆的旋心找到风洞的旋转中心，基于圆的轨迹方程计算质心位置的修正量。
优选的是，将三个测量点的坐标分别记为(x1,y1)，(x2,y2)，(x3,y3)，则旋心的坐标(x0,y0)可通过以下公式计算得出：
Figure GDA0003944103790000031
Figure GDA0003944103790000032
Figure GDA0003944103790000033
其中，上式中R为圆的直径；
基于以下的圆轨迹方程：
(x-x0)2+(y-y0)2＝R2
根据以下公式可计算出坐标的修正量(Δx,Δy)：
Figure GDA0003944103790000041
Figure GDA0003944103790000042
优选的是，在步骤二中，所述模型处于迎角为零状态的调节方式是通过第二调节单元调整后体模型在风洞启动时的X向坐标来实现；
其中，在风洞测控程序试验参数设置时，当后体模型试验首阶梯下方X向坐标＞-30.0mm，则在试验首阶梯之前增加一个第一辅助阶梯；
在第一辅助阶梯中，所述前体模型、后体模型的迎角值与试验要求的首阶梯迎角值对应相同，位置坐标值与后体模型的启动位置相同。
优选的是，在步骤六中，所述模型处于迎角为零状态是指当后体模型试验末阶梯下方X向坐标＞-30.0mm，在试验末阶梯之后增加一个第二辅助阶梯，以使试验结束时后体模型下方X向的关车位置小于启动位置；
其中，在第二辅助阶梯中，所述前体模型、后体模型的迎角值与试验要求的末阶梯迎角值对应相同，后体模型的位置坐标值与启动位置相同。
本发明至少包括以下有益效果：本发明的级间分离与网格测力风洞试验控制***，通过一个运动控制器对五轴的自由度进行调整，可实现上下机构的联动，减小了数据因集成带来的误差，同时通过设置相配合的光栅尺，提高了***控制精度，满足开展飞行器分离与网格测力试验时对控制精度的要求。
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为本发明高速风洞级间分离与网格测力试验控制***及试验方法的控制***示意图；
图2为本发明根据测量的三个点拟合成圆后的示意图；
图3为现有技术中高速风洞级间分离与网格测力试验控制***的结构示意图；
其中，在图3中1为前体、2为后体模型、3为上机构、4为下机构。
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。
本发明所要解决的技术问题是提高飞行器后体的控制精度，为级间分离与网格测力风洞试验提供高精度的控制。级间分离与网格测力试验要求后体模型安装在下机构(也称为第二调节单元)上，其姿态可实现三个自由度的调整，其运动轨迹由3个轴(α、X、Y)插补运动实现。前体模型安装在上机构(也称为第一调节单元)上，其姿态可实现两自由度(α、X)的调整，而本发明为了提高各模型的控制精度，减小现有分别控制集成中的误差，在总体方案上将各模型姿态及位置控制采用同一个运动控制器实现，即上述5个轴的运动控制均通过同一个运动控制器来实现。
高速风洞级间分离与网格测力试验控制***(简称控制***)包括五自由度机构上位机、控制***上位机，控制单元(采用西门子PLC)、伺服电机驱动器、带第二编码器的伺服电机、光栅尺。在具体的应用中，五自由度上位机负责发送目标位置、PLC作为控制单元、驱动器为电机提供动力源、电机作为执行机构、电机自带编码器作为反馈，从而形成闭环位置控制。
如图1，为提高后体的控制精度，在下机构X、Y向机构上安装光栅尺实际测量下机构运行位置，作为第一编码器接入控制***，形成全闭环控制，需要说明的是，这里的第一编码器用于在下机构X、Y向机构的运动中实时反馈位置信息，实现对位置的精确控制，而电机中带有的第二编码器，其作用在于实现对电机速度值进行反馈，以配合完成对各自由度在空间上的精确调整，二者反馈参数不一样，在工作中互不影响，进一步地，本发明的光栅尺选用的是海德汉的LC185系列，精度等级5um，ENDAT02带1VPP信号。X向机构安装光栅尺ML640+121mm、Y向机构安装光栅尺ML740+121mm。
通过运动控制器(也称为控制器)，控制***可实现上机构X、下机构X同步运动、上机构α迎角、下机构α迎角同步运动、下机构3个轴(α、X、Y)插补运动，使得上机构、下机构均可按照给定的轨迹进行高精度的运动。
对本发明的控制***的运动精度进行测试：用精光跟踪仪，按20mm一个步长测量下机构X、Y向机构目标值与实际值的差量，测量结果如表1所示，从表1中可以看出，下机构X向最大偏差量0.02mm，下机构Y向最大偏差量0.02mm。
Figure GDA0003944103790000061
表1
表2示出了本发明与现有技术以及常规其它技术进行试验时，第二调整单元在运用时的精度偏差：
Figure GDA0003944103790000062
表2
由表2可知，现有技术中下机构X向最大偏差量0.02mm，下机构Y向最大偏差量0.5mm，而本发明中下机构X向最大偏差量0.1mm，下机构Y向最大偏差量0.02mm，故本发明的级间分离与网格测力风洞试验控制***显著地提高了***控制精度，可实现上下机构的联动，适于开展飞行器分离与网格测力试验。
级间分离与网格测力试验与常规试验不同，最主要的是在试验过程中需要进行位置补偿和网格点循环走位。网格点的循环走位由风洞核心控制***和五自由度机构控制***共同完成。风洞核心控制***负责风洞的开启、流场调节和网格点下发给五自由度机构控制***。五自由度机构控制***负责完成网格点的走位。
试验过程为：风洞开启流场稳定后，风洞核心控制***的上位机下发后体的迎角和位置补偿命令，控制权交给五自由度机构上位机，五自由度机构上位机控制后体运行到位，将信息反馈给风洞核心控制***上位机。进入前体和后体的数据采集环节，接下来循环网格点，数据采集，直到完成所有网格点。试验过程具体的操作流程包括：
步骤一，控制***上位机基于后体模型的相关分离参数，通过计算以得到后体模型的运动轨迹，并以前体模型坐标为参考坐标，按一定步长在运动轨迹上取点以获得网格点；
步骤二，五自由度上位机通过对应的调节单元对前体模型、后体模型的初始位置进行设置，以使模型处于迎角为零的状态；
步骤三，控制***上位机发送启动信号至所述风洞，以使风洞按照预设马赫数启动；
步骤四，在风洞流场稳定后，控制***上位机按照网格点下发后体的迎角和位置补偿命令给五自由度上位机，以通过五自由度上位机控制后体模型运行到邻近的网格点上，通过光栅尺反馈后体的绝对实际位置，重新加电后，后体无需归零操作，并将信息反馈给控制***上位机，以进行前体模型和后体模型在该网格点上的数据采集；
步骤五，重复步骤四，对各网格点进行数据采集，直到遍历所有网格点，完成级间分离与网格测力试验，
步骤六，控制***上位机发送关车信号至所述风洞，确定在风洞模型试验关车位置时模型处于迎角为零状态。
位置补偿。常规试验时，模型位于风洞轴线上，机构的旋转中心也在轴线上。如果模型质心与迎角机构旋心重合，迎角发生变化时，模型的质心始终位于风洞轴线上。级间分离与网格测力试验要求后体在Y向上的移动，当模型质心不在风洞轴线上，质心会随迎角变化发生旋转。级间分离与网格测力试验的参考点是后体的质心，网格点就是后体质心的不断改变的坐标。所以，为了使模型迎角发生变化后，质心位置不发生移动，必须对质心位置进行修正。修正前，需要测量一系列状态下后体模型质心的坐标。测量方法如下：
首先建立一个模型坐标系，任意测量三个迎角时质心的坐标，三个坐标分别记为(x1,y1)，(x2,y2)，(x3,y3)。然后根据测量的三个点拟合一个圆。这个圆的旋心就是风洞的旋转中心，如图2,旋心坐标(x0,y0)可以公式(1)、(2)计算得出：
Figure GDA0003944103790000081
Figure GDA0003944103790000082
Figure GDA0003944103790000083
其中，公式(3)中R为圆的直径；
基于公式(4)的圆轨迹方程：
(x-x0)2+(y-y0)2＝R2 (4)
根据公式(5)、(6)可计算出坐标的修正量(Δx,Δy)：
Figure GDA0003944103790000091
Figure GDA0003944103790000092
网格点的确定，网格点就是将分离体运动轨迹按一定步长分成若干段的点。首先要确定分离体的运动轨迹。运动轨迹是根据飞行姿态、速度、高度等参数通过理论计算获得的。然后按一定步长在轨迹上取点，获得网格点。这些网格点以飞行器前体坐标为参考坐标。
模型试验启动位置的确定。为保证风洞启动时，模型处于迎角为零状态，前后体不会因风洞启动冲击发生碰撞，须在试验前确定模型的启动位置。一般只需改变后体在风洞启动时的X向坐标(该种试验项目确定风洞启动时，后体下X坐标＝-30.0mm，Y坐标＝0.0mm)。为确保模型在试验首阶梯接近的过程中避免碰撞，在风洞测控程序试验参数设置时，如后体模型试验首阶梯下X向坐标＞-30.0mm，须在试验首阶梯之前增加一个辅助阶梯，该阶梯的前、后体模型迎角值与试验要求的首阶梯迎角值对应相同，位置坐标值与后体模型启动位置相同。
模型试验关车位置的确定。为保证风洞关车时，模型处于迎角为零状态，前后体不会因风洞关车冲击发生碰撞，须保证试验结束时后体模型下X向的关车位置应小于启动位置(本项试验后体下X坐标应＜-30.0mm)。如果后体模型试验末阶梯下X向坐标＞-30.0mm，须在试验末阶梯之后增加一个辅助阶梯，该阶梯的前、后体模型迎角值与试验要求的末阶梯迎角值对应相同，后体模型位置坐标值与启动位置相同。
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 (5)

1.一种高速风洞级间分离与网格测力试验控制***，包括用于模拟级间分离的前体模型、后体模型，所述前体模型安装在可实现两自由度姿态调整的第一调节单元上，所述后体模型安装在可实现三个自由度姿态调整的第二调节单元上，各调节单元通过控制单元、网络通信设备与上位机进行通信连接，其特征在于，所述控制单元与网络通信设备之间还设置有相配合的运动控制器；
所述第二调节单元的下方X向、下方Y向调节机构上，分别设置有带第一编码器的光栅尺；
所述上位机被配置为包括：
与第一调节单元、第二调节单元相配合的五自由度机构上位机；
控制***上位机；
所述第一调节单元被配置为包括第一迎角α和上方X向调节机构、第二调节单元还包括第二迎角α调节机构；
其中，所述运动控制器通过PROFIBUS-DP总线与控制单元通信连接；
各调节机构均被配置为包括：带第二编码器的电机以及与其相配合驱动器；
所述网络通信设备被配置为采用路由器；
控制***上位机通过网络通信设备下发后体的迎角和位置补偿命令给五自由度上位机，五自由度上位机负责发送目标位置给与其通信连接的控制单元，控制单元通过电源模块给与其连接的驱动器上电，以为电机提供动力源，电机作为执行机构对前体模型、后体模型进行五个自由度的调节，而电机自带的第二编码器作为反馈，从而形成闭环位置控制。
2.如权利要求1所述的高速风洞级间分离与网格测力试验控制***，其特征在于，所述光栅尺的精度等级被配置为不低于5um，且第一编码器带1VPP信号。
3.一种如权利要求1-2任一项所述高速风洞级间分离与网格测力试验控制***的应用方法，其特征在于，包括：
步骤一，控制***上位机基于后体模型的相关分离参数，通过计算以得到后体模型的运动轨迹，并以前体模型坐标为参考坐标，按一定步长在运动轨迹上取点以获得网格点；
步骤二，五自由度上位机通过对应的调节单元对前体模型、后体模型的初始位置进行设置，以使模型处于迎角为零的状态；
步骤三，控制***上位机发送启动信号至所述风洞，以使风洞按照预设马赫数启动；
步骤四，在风洞流场稳定后，控制***上位机按照网格点下发后体的迎角和位置补偿命令给五自由度上位机，以通过五自由度上位机控制后体模型运行到邻近的网格点上，并将信息反馈给控制***上位机，以进行前体模型和后体模型在该网格点上的数据采集；
步骤五，重复步骤四，对各网格点进行数据采集，直到遍历所有网格点，完成级间分离与网格测力试验；
步骤六，控制***上位机发送关车信号至所述风洞，确定在风洞模型试验关车位置时模型处于迎角为零状态；
在步骤四中，所述位置补偿是指对后体模型质心位置的修正；
在修正前，通过测量任意三个迎角时质心的坐标拟合对应的圆，以通过该圆的旋心找到风洞的旋转中心，基于圆的轨迹方程计算质心位置的修正量；
将三个测量点的坐标分别记为(x1,y1)，(x2,y2)，(x3,y3)，则旋心的坐标(x0,y0)可通过以下公式计算得出：
Figure FDA0003944103780000021
Figure FDA0003944103780000022
Figure FDA0003944103780000023
其中，上式中R为圆的直径；
基于以下的圆轨迹方程：
(x-x0)2+(y-y0)2＝R2
根据以下公式可计算出坐标的修正量(Δx,Δy)：
Figure FDA0003944103780000031
Figure FDA0003944103780000032
4.如权利要求3所述高速风洞级间分离与网格测力试验控制***的应用方法，其特征在于，在步骤二中，所述模型处于迎角为零状态的调节方式是通过第二调节单元调整后体模型在风洞启动时的X向坐标来实现；
其中，在风洞测控程序试验参数设置时，当后体模型试验首阶梯下方X向坐标＞-30.0mm，则在试验首阶梯之前增加一个第一辅助阶梯；
在第一辅助阶梯中，所述前体模型、后体模型的迎角值与试验要求的首阶梯迎角值对应相同，位置坐标值与后体模型的启动位置相同。
5.如权利要求3所述高速风洞级间分离与网格测力试验控制***的应用方法，其特征在于，在步骤六中，所述模型处于迎角为零状态是指当后体模型试验末阶梯下方X向坐标＞-30.0mm，在试验末阶梯之后增加一个第二辅助阶梯，以使试验结束时后体模型下方X向的关车位置小于启动位置；
其中，在第二辅助阶梯中，所述前体模型、后体模型的迎角值与试验要求的末阶梯迎角值对应相同，后体模型的位置坐标值与启动位置相同。
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