CN116380396B - 一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***及方法 - Google Patents
一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***及方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116380396B CN116380396B CN202310617749.XA CN202310617749A CN116380396B CN 116380396 B CN116380396 B CN 116380396B CN 202310617749 A CN202310617749 A CN 202310617749A CN 116380396 B CN116380396 B CN 116380396B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- wind tunnel
- angle
- atmospheric
- model
- pressure
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000013095 identification testing Methods 0.000 title claims abstract description 52
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 40
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 82
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 50
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 26
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 36
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 17
- 238000004590 computer program Methods 0.000 claims description 12
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 12
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 7
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 6
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 5
- 238000012797 qualification Methods 0.000 claims description 4
- 238000010998 test method Methods 0.000 claims description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 3
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 abstract description 4
- 238000012827 research and development Methods 0.000 abstract description 4
- 238000012795 verification Methods 0.000 abstract description 2
- 239000004973 liquid crystal related substance Substances 0.000 description 20
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000006870 function Effects 0.000 description 3
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 3
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 238000003491 array Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000009530 blood pressure measurement Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 238000012805 post-processing Methods 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000009736 wetting Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/02—Wind tunnels
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
本发明提出一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***及方法，属于大气数据***鉴定试验方法技术领域。***包括鉴定试验计算机、风洞测控***、大气数据计算机、大气压力传感器、风洞总压传感器、风洞静压传感器和飞行器模型；飞行器模型设置在风洞试验段内与大气压力传感器连接；大气压力传感器与大气数据计算机连接；大气数据计算机与鉴定计算机连接；鉴定计算机通过通讯电缆与风洞测控***连接；风洞测控***通过电缆线分别与风洞总压传感器和风洞静压传感器连接；解决现有技术中存在的传统大气数据***试验中对飞行试验的依赖程度过高、成本过高，***研发周期长，对危险包线范围大气数据***稳定性、精准度验证难度大的技术问题。
Description
技术领域
本申请涉及一种***鉴定试验方法，尤其涉及一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***及方法，属于大气数据***鉴定试验方法技术领域。
背景技术
大气数据***是为飞行器提供一种综合的、高精度的大气数据信息***，现代飞行器的飞行控制***、导航***、仪表显示***等均需要准确的静压、动压、高度、指示空速等信息。大气数据***是重要的机载电子设备，其计算的大气参数精准度直接关系到飞行器的飞行安全。由于大气数据***工作不正常（传感器受潮、结冰，程序逻辑问题等），输出错误信号导致飞行器发生危险状况甚至失事的先例屡见不鲜。
现有的大气数据***试验主要是将大气数据***元器件作为单独试验件或与部分飞行器外形作为试验件开展风洞试验，试验方法是作为常规测压风洞试验以获得不同空速、姿态角等状态下的压力数据，试验完成后通过数据后处理获得大气数据***修正参数，最后开展飞行试验进行校核和修正，得到最终的大气数据***参数。
现有的研究方法以飞行试验作为校核手段对大气数据***稳定性、精准度等进行校验，其缺陷在于飞行试验成本较高，在飞行试验中发现问题后再整改会增加额外的研发周期和费用，飞行试验对于大气数据***的危险包线校验危险性较大、影响飞行器安全且通常难以发现。而随着飞行器技术的发展，对大气数据***的精准度和稳定性要求逐渐提高，且对飞行器的机动性和失速状态飞行的要求提高，对于大气数据***危险包线内的要求也愈发重要。
发明内容
在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
鉴于此，为解决现有技术中存在的传统大气数据***试验中对飞行试验的依赖程度过高、成本过高，***研发周期长，对危险包线范围大气数据***稳定性、精准度验证难度大的技术问题，本发明提供一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***及方法。
方案一：一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***，包括鉴定试验计算机、风洞测控***、大气数据计算机、大气压力传感器、风洞总压传感器、风洞静压传感器和飞行器模型；
所述飞行器模型设置在风洞试验段内通过气路软管与大气压力传感器连接；
所述大气压力传感器与大气数据计算机连接；
所述大气数据计算机与鉴定计算机连接；
所述鉴定计算机与风洞测控***连接；
所述风洞测控***分别与风洞总压传感器和风洞静压传感器连接。
方案二：一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法，包括以下步骤：
S1.根据鉴定试验需求条件控制风洞总压，通过调节风洞压缩机转速控制试验段马赫数，实现在风洞试验段飞行器模型安装区域建立所需的流场速度、总压、静压条件；
S2.飞行器模型上空速管或测压孔所在位置的压力通过气路软管传输至大气压力传感器；
S3.大气压力传感器将实时采集的压力值传输至大气数据计算机；
S4.大气数据计算机根据接收到的压力值实时解算得到飞行器模型所在位置的总压、静压、气压高度、指示空速、迎角、侧滑角和马赫数参数并传输至鉴定试验计算机；
S5.鉴定试验计算机对大气数据***进行鉴定试验。
优选的，S5具体包括以下步骤：
S51.压力传感器的校准；
S52.气管路压力延迟修正；
S53.风洞流场大气参数计算；
S54.大气参数鉴定和对比。
优选的，S51压力传感器的校准，具体是，将风洞试验过程中试验模型所在位置的高度作为基准，对用于风洞流场控制的总压、静压传感器校准时保持其与模型所在位置的实际高度差进行校准，对大气压力传感器校准时保持其与模型所在位置的实际高度差/>进行校准，消除由于高度差/>和/>产生的压力偏差。
优选的，S52气管路压力延迟修正，具体是，测试得到不同静压时试验用气管路长度在不同静压条件下所产生的压力延迟时间。
优选的，S53风洞流场大气参数计算具体包括以下步骤：
S531.直接测量得到风洞流场总压、风洞流场总温/>、风洞驻室静压/>、模型俯仰角θ、模型滚转角φ、角度传感器与模型的俯仰安装角Δθ、角度传感器与模型的偏航安装角Δψ、角度传感器与模型的滚转安装角Δφ；
S532.解算得到飞行器模型所在位置的风洞流场马赫数、总压、静压、气压高度、指示空速、模型的迎角和侧滑角参数。
优选的，解算得到飞行器模型所在位置的风洞流场马赫数、总压、静压、气压高度、指示空速、模型的迎角和侧滑角参数：
风洞流场马赫数
其中，M为风洞流场马赫数，为由驻室静压计算得到的风洞驻室参考点马赫数，为/>与/>的修正量，为各风洞各试验段的特定校准关系；
风洞流场静压为
气压高度为
当γ≠0时：
当γ=0时：
其中，为标准重力加速度，/>；R为空气的气体常数，R=287.05287(/>/K/>)；/>为相应高度层的气压高度下限值；/>为相应高度层的大气静压下限值；/>为相应高度层的大气温度下限值；γ为相应高度层的垂直温度；
指示空速为
其中，表示海平面标准声速，/>；
模型的迎角为、侧滑角为/>
从角度传感器轴系经安装角修正到模型体轴系满足以下矩阵关系式：
其中，为角度传感器相对于地轴系的欧拉旋转矩阵，/>为角度传感器相对于模型轴系的旋转矩阵，/>为模型轴系相对于地轴系的旋转矩阵，/>为模型轴系相对于角度传感器的旋转矩阵；
从地轴系到模型体轴系的旋转矩阵如下式：
其中，为绕x轴旋转的欧拉矩阵，/>为绕y轴旋转的欧拉矩阵，/>为绕z轴旋转的欧拉矩阵，/>为从地轴系到试验模型体轴系的滚转角，/>为从地轴系到试验模型体轴系的偏航角，/>为从地轴系到试验模型体轴系的俯仰角；
角度传感器和模型参考平面间的安装角满足以下关系式：
其中，角度传感器与模型的俯仰安装角、偏航安装角/>、滚转安装角/>的测量方法为，在模型参考平面0°调平后，角度传感器测量/>和/>，模型参考平面90°垂直地面，角度传感器测量/>；
从地轴系到角度传感器的旋转矩阵如下式：
其中，为角度传感器输出的滚转角，/>为角度传感器输出的偏航角，/>，/>为角度传感器输出的俯仰角/>
和/>矩阵相乘后得到以下矩阵：
由得到：
则模型的迎角和侧滑角：
。
优选的，S54.大气参数鉴定和对比，具体是，在试验开始前将大气数据计算机、风洞测控***、鉴定试验计算机进行时间戳对准，试验过程中鉴定试验计算机实时接收风洞测控***发送的参数和大气数据计算机发送的参数，对接收到的大气数据计算机发送的大气数据参数进行延迟时间△t修正后与风洞测控***发送的参数计算得到的大气参数进行对比，各大气数据参数的差量，其中，/>及/>分别表示风洞流场采集***及大气数据计算机输出的同一时刻、同一个大气数据参数的计算值，获得各大气数据参数的差量，判断是否符合设计指标。
方案三、一种电子设备，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，所述的处理器执行所述计算机程序时实现方案二所述的一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法的步骤。
方案四、一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现方案二所述的一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法。
本发明的有益效果如下：本发明结合连续式跨声速风洞可变压力的优势，模拟飞行器飞行的不同高度、空速等的大气压力，通过风洞总压、静压传感器、总温传感器测量、计算得到飞行器的马赫数、空速、气压高度；结合风洞试验安全性较高的优势，模拟飞行器的危险角度包线，通过安装于模型内的角度传感器计算得到飞行器的迎角、侧滑角，考核大气数据***的完整包线范围。本发明将飞行器飞行试验鉴定的部分工作在地面风洞试验中进行验证，可在地面试验阶段发现问题并在研发阶段完成整改，降低飞行试验成本、提高飞行试验安全性，扩大鉴定试验速度和角度边界。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***示意图；
图2为一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法示意图；
图3为本发明的传感器校准高度示意图；
图4为压力延迟示意图；
图5为压力延迟随静压变化规律示意图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
实施例1、参照图1说明本实施例方式，一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***，其特征在于，包括鉴定试验计算机、风洞测控***、大气数据计算机、大气压力传感器、风洞总压传感器、风洞静压传感器和飞行器模型(图1和图3中分别用试验模型表示）；
所述飞行器模型设置在风洞试验段内通过气路软管与大气压力传感器连接；
具体的，飞行器模型包括飞行器外形实物模型、安装于飞行器模型上的空速管等大气数据***测量件、飞行器模型表面应用于大气数据***解算的测压孔、安装于模型内的角度传感器；
所述大气压力传感器通过电缆线与大气数据计算机连接；
所述大气数据计算机通过通讯电缆与鉴定计算机连接；
所述鉴定计算机通过通讯电缆与风洞测控***连接；
所述风洞测控***通过电缆线分别与风洞总压传感器和风洞静压传感器连接；
具体的，大气压力传感器和大气数据计算机安装于风洞试验段外侧、风洞驻室内。
一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***的工作原理：根据鉴定试验需求条件在风洞试验段飞行器模型安装区域建立所需的流场速度、总压、静压等条件，飞行器表面空速管或测压孔等实时感受到所在位置的压力值，通过气路软管将压力值传递至试验段外侧风洞驻室内的大气压力传感器，大气压力传感器实时测量各测压孔位置压力值并传递至大气数据计算机，大气数据计算机实时解算得到飞行器所在位置的空速、压力等大气参数并通过通讯线缆传递至鉴定试验计算机，鉴定试验计算机同时将风洞测控***与大气数据计算机发送的大气数据参数进行同步、存储及对比分析，完成对大气数据***的鉴定试验。
实施例2、参照图2-图5说明本实施方式，一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法，将大气数据***和飞行器模型安装于风洞内，以风洞流场作为基准对大气数据***进行考核鉴定，考核其稳定性及大气数据解算精准度；结合连续式跨声速风洞可变压力的优势，可在风洞中模拟飞行器飞行的不同高度、空速等的大气压力，通过风洞总压、静压传感器测量得到的压力计算得到飞行器的马赫数、空速、气压高度等，同时结合风洞试验安全性较高的优势，可以模拟飞行器的危险角度包线，通过安装于模型内的角度传感器计算得到飞行器的迎角、侧滑角，考核大气数据***的完整包线范围；具体包括以下步骤：
S1.根据鉴定试验需求条件控制风洞总压，通过调节风洞压缩机转速控制试验段马赫数，实现在风洞试验段飞行器模型安装区域建立所需的流场速度、总压、静压条件；
S2.飞行器模型上空速管或测压孔所在位置的压力通过气路软管传输至大气压力传感器；
S3.大气压力传感器将实时采集的压力值传输至大气数据计算机；
S4.大气数据计算机根据接收到的压力值实时解算得到飞行器模型所在位置的总压、静压、气压高度、指示空速、迎角、侧滑角和马赫数参数并传输至鉴定试验计算机；
S5.鉴定试验计算机对大气数据***进行鉴定试验，具体包括以下步骤：
S51.压力传感器的校准，具体是，参照图3所示，将风洞试验过程中试验模型所在位置的高度作为基准，对用于风洞流场控制的总压、静压传感器校准时保持其与模型所在位置的实际高度差进行校准，对大气压力传感器校准时保持其与模型所在位置的实际高度差/>进行校准，消除由于高度差/>和/>产生的压力偏差，在常压条件下其偏差约为12Pa/m。
S52.气管路压力延迟修正，具体是，参照图4-图5所示，由于大气压力传感器体积较大，试验模型内腔空间有限无法安装大气压力传感器，将大气压力传感器安装与风洞试验段外侧、驻室内，大气压力传感器与风洞试验模型测压孔之间的气路软管会产生压力传输延迟△t，试验前需要测试得到不同静压时试验用气管路长度在不同静压条件下所产生的压力延迟时间。
S53.风洞流场大气参数计算，具体包括以下步骤：
S531.直接测量得到风洞流场总压、风洞流场总温/>、风洞驻室静压/>、模型俯仰角θ、模型滚转角φ、角度传感器与模型的俯仰安装角Δθ、角度传感器与模型的偏航安装角Δψ、角度传感器与模型的滚转安装角Δφ；
S532.解算得到飞行器模型所在位置的风洞流场马赫数、总压、静压、气压高度、指示空速、模型的迎角和侧滑角参数。
风洞流场马赫数
其中，M为风洞流场马赫数，为由驻室静压计算得到的风洞驻室参考点马赫数，为/>与/>的修正量，为各风洞各试验段的特定校准关系；
风洞流场静压为
气压高度为
当γ≠0时：
当γ=0时：
其中，为标准重力加速度，/>；R为空气的气体常数，R=287.05287(/>/K/>)；/>为相应高度层的气压高度下限值；/>为相应高度层的大气静压下限值；/>为相应高度层的大气温度下限值；γ为相应高度层的垂直温度；详见表1 />、之间的关系表；
表1 、/>之间的关系表
指示空速为
其中，表示海平面标准声速，/>。
模型的迎角为、侧滑角为/>
从角度传感器轴系经安装角修正到模型体轴系满足以下矩阵关系式：
其中，为角度传感器相对于地轴系的欧拉旋转矩阵，/>为角度传感器相对于模型轴系的旋转矩阵，/>为模型轴系相对于地轴系的旋转矩阵，/>为模型轴系相对于角度传感器的旋转矩阵；
从地轴系到模型体轴系的旋转矩阵如下式：
其中，为绕x轴旋转的欧拉矩阵，/>为绕y轴旋转的欧拉矩阵，/>为绕z轴旋转的欧拉矩阵，/>为从地轴系到试验模型体轴系的滚转角，/>为从地轴系到试验模型体轴系的偏航角，/>为从地轴系到试验模型体轴系的俯仰角；
角度传感器和模型参考平面间的安装角满足以下关系式：
其中，角度传感器与模型的俯仰安装角、偏航安装角/>、滚转安装角/>的测量方法为，在模型参考平面0°调平后，角度传感器测量/>和/>，模型参考平面90°垂直地面，角度传感器测量/>；
从地轴系到角度传感器的旋转矩阵如下式：
其中，为角度传感器输出的滚转角，/>为角度传感器输出的偏航角，/>，/>为角度传感器输出的俯仰角；
和/>矩阵相乘后得到以下矩阵：
由得到：
则模型的迎角和侧滑角：
。
S54.大气参数鉴定和对比，具体是，在试验开始前将大气数据计算机、风洞测控***、鉴定试验计算机进行时间戳对准，试验过程中鉴定试验计算机实时接收风洞测控***发送的参数和大气数据计算机发送的参数，对接收到的大气数据计算机发送的大气数据参数进行延迟时间△t修正后与风洞测控***发送的参数计算得到的大气参数进行对比，各大气数据参数的差量，其中，/>及/>分别表示风洞流场采集***及大气数据计算机输出的同一时刻、同一个大气数据参数的计算值，获得各大气数据参数的差量，判断是否符合设计指标。
不同***设计指标及要求均不同，不是本申请的重要改进点，通常要求马赫数不超过±0.005、总压不超过±100Pa、静压不超过±80Pa、气压高度不超过±20m、指示空速不超过±6km/h、迎角及侧滑角不超过±0.8°。
通过本发明，可以将飞行试验中对大气数据***的鉴定和修正的部分工作在地面风洞试验中完成，降低试验成本；
通过本发明，可以实现部分在飞行试验中无法实现的危险飞行姿态，获得更全面的大气数据***参数。
实施例3、本发明的计算机装置可以是包括有处理器以及存储器等装置，例如包含中央处理器的单片机等。并且，处理器用于执行存储器中存储的计算机程序时实现上述的一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法的步骤。
所称处理器可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器 (Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现成可编程门阵列 (Field-Programmable Gate Array，FPGA) 或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
所述存储器可主要包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作***、至少一个功能所需的应用程序（比如声音播放功能、图像播放功能等）等；存储数据区可存储根据手机的使用所创建的数据（比如音频数据、电话本等）等。此外，存储器可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非易失性存储器，例如硬盘、内存、插接式硬盘，智能存储卡（Smart Media Card, SMC），安全数字（Secure Digital, SD）卡，闪存卡（Flash Card）、至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他易失性固态存储器件。
实施例4、计算机可读存储介质实施例
本发明的计算机可读存储介质可以是被计算机装置的处理器所读取的任何形式的存储介质，包括但不限于非易失性存储器、易失性存储器、铁电存储器等，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，当计算机装置的处理器读取并执行存储器中所存储的计算机程序时，可以实现上述的一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法的步骤。
所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质可以包括：能够携带所述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、U盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括电载波信号和电信信号。
尽管根据有限数量的实施例描述了本发明，但是受益于上面的描述，本技术领域内的技术人员明白，在由此描述的本发明的范围内，可以设想其它实施例。此外，应当注意，本说明书中使用的语言主要是为了可读性和教导的目的而选择的，而不是为了解释或者限定本发明的主题而选择的。因此，在不偏离所附权利要求书的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。对于本发明的范围，对本发明所做的公开是说明性的，而非限制性的，本发明的范围由所附权利要求书限定。
Claims (5)
1.一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***，其特征在于，包括鉴定试验计算机、风洞测控***、大气数据计算机、大气压力传感器、风洞总压传感器、风洞静压传感器和飞行器模型；
所述飞行器模型设置在风洞试验段内通过气路软管与大气压力传感器连接；
所述大气压力传感器与大气数据计算机连接；
所述大气数据计算机与鉴定计算机连接；
所述鉴定计算机与风洞测控***连接，所述鉴定试验计算机对大气数据***进行鉴定试验，具体包括以下步骤：
S51.压力传感器的校准，具体是，将风洞试验过程中试验模型所在位置的高度作为基准，对用于风洞流场控制的总压、静压传感器校准时保持其与模型所在位置的实际高度差△H2进行校准，对大气压力传感器校准时保持其与模型所在位置的实际高度差△H1进行校准，消除由于高度差△H1和△H2产生的压力偏差；
S52.气管路压力延迟修正，具体是，测试得到不同静压时试验用气管路长度在不同静压条件下所产生的压力延迟时间；
S53.风洞流场大气参数计算，包括以下步骤：
S531.直接测量得到风洞流场总压P0、风洞流场总温T0、风洞驻室静压Pct、模型俯仰角θ、模型滚转角角度传感器与模型的俯仰安装角Δθ、角度传感器与模型的偏航安装角Δψ、角度传感器与模型的滚转安装角/>
S532.解算得到飞行器模型所在位置的风洞流场马赫数、总压、静压、气压高度、指示空速、模型的迎角和侧滑角参数；
S54.大气参数鉴定和对比，具体是，在试验开始前将大气数据计算机、风洞测控***、鉴定试验计算机进行时间戳对准，试验过程中鉴定试验计算机实时接收风洞测控***发送的参数和大气数据计算机发送的参数，对接收到的大气数据计算机发送的大气数据参数进行延迟时间△t修正后与风洞测控***发送的参数计算得到的大气参数进行对比，各大气数据参数的差量其中，ui及si分别表示风洞流场采集***及大气数据计算机输出的同一时刻、同一个大气数据参数的计算值，获得各大气数据参数的差量，判断是否符合设计指标；
所述风洞测控***分别与风洞总压传感器和风洞静压传感器连接。
2.一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1.根据鉴定试验需求条件控制风洞总压，通过调节风洞压缩机转速控制试验段马赫数，实现在风洞试验段飞行器模型安装区域建立所需的流场速度、总压、静压条件；
S2.飞行器模型上空速管或测压孔所在位置的压力通过气路软管传输至大气压力传感器；
S3.大气压力传感器将实时采集的压力值传输至大气数据计算机；
S4.大气数据计算机根据接收到的压力值实时解算得到飞行器模型所在位置的总压、静压、气压高度、指示空速、迎角、侧滑角和马赫数参数并传输至鉴定试验计算机；
S5.鉴定试验计算机对大气数据***进行鉴定试验，具体包括以下步骤：
S51.压力传感器的校准，具体是，将风洞试验过程中试验模型所在位置的高度作为基准，对用于风洞流场控制的总压、静压传感器校准时保持其与模型所在位置的实际高度差△H2进行校准，对大气压力传感器校准时保持其与模型所在位置的实际高度差△H1进行校准，消除由于高度差△H1和△H2产生的压力偏差；
S52.气管路压力延迟修正，具体是，测试得到不同静压时试验用气管路长度在不同静压条件下所产生的压力延迟时间；
S53.风洞流场大气参数计算，包括以下步骤：
S531.直接测量得到风洞流场总压P0、风洞流场总温T0、风洞驻室静压Pct、模型俯仰角θ、模型滚转角角度传感器与模型的俯仰安装角Δθ、角度传感器与模型的偏航安装角Δψ、角度传感器与模型的滚转安装角/>
S532.解算得到飞行器模型所在位置的风洞流场马赫数、总压、静压、气压高度、指示空速、模型的迎角和侧滑角参数；
S54.大气参数鉴定和对比，具体是，在试验开始前将大气数据计算机、风洞测控***、鉴定试验计算机进行时间戳对准，试验过程中鉴定试验计算机实时接收风洞测控***发送的参数和大气数据计算机发送的参数，对接收到的大气数据计算机发送的大气数据参数进行延迟时间△t修正后与风洞测控***发送的参数计算得到的大气参数进行对比，各大气数据参数的差量其中，ui及si分别表示风洞流场采集***及大气数据计算机输出的同一时刻、同一个大气数据参数的计算值，获得各大气数据参数的差量，判断是否符合设计指标。
3.根据权利要求2所述一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法，其特征在于，解算得到飞行器模型所在位置的风洞流场马赫数、总压、静压、气压高度、指示空速、模型的迎角和侧滑角参数：
风洞流场马赫数
M＝MCT+ΔM
其中，M为风洞流场马赫数，MCT为由驻室静压计算得到的风洞驻室参考点马赫数，ΔM为MCT与M的修正量，为各风洞各试验段的特定校准关系；
风洞流场静压为Pcp
气压高度为Hp
当γ≠0时：
当γ＝0时：
其中，gn为标准重力加速度，gn＝9.80665m/s2)；R为空气的气体常数，R＝287.05287(m2/K*s2)；Hb为相应高度层的气压高度下限值；Pb为相应高度层的大气静压下限值；Tb为相应高度层的大气温度下限值；γ为相应高度层的垂直温度；
指示空速为V
其中，Cn表示海平面标准声速，Cn＝1225.0584km/h；
模型的迎角为α、侧滑角为β
从角度传感器轴系经安装角修正到模型体轴系满足以下矩阵关系式：
Rig＝Rim·Rmg
其中，Rig为角度传感器相对于地轴系的欧拉旋转矩阵，Rim为角度传感器相对于模型轴系的旋转矩阵，Rmg为模型轴系相对于地轴系的旋转矩阵，Rmi为模型轴系相对于角度传感器的旋转矩阵；
从地轴系到模型体轴系的旋转矩阵如下式：
其中，Rx为绕x轴旋转的欧拉矩阵，Ry为绕y轴旋转的欧拉矩阵，Rz为绕z轴旋转的欧拉矩阵，φmg为从地轴系到试验模型体轴系的滚转角，ψmg为从地轴系到试验模型体轴系的偏航角，θmg为从地轴系到试验模型体轴系的俯仰角；
角度传感器和模型参考平面间的安装角满足以下关系式：
其中，角度传感器与模型的俯仰安装角Δθ、偏航安装角Δψ、滚转安装角Δφ的测量方法为，在模型参考平面0°调平后，角度传感器测量Δθ和Δφ，模型参考平面90°垂直地面，角度传感器测量Δψ；
从地轴系到角度传感器的旋转矩阵如下式：
其中，φi为角度传感器输出的滚转角，ψi为角度传感器输出的偏航角，ψi＝0，θi为角度传感器输出的俯仰角；
Rmi和Rig矩阵相乘后得到以下矩阵：
由Rmg＝Rmi·Rig得到：
则模型的迎角和侧滑角：
β＝asin(cosφmsinψmcosθm+sinφmsinθm)。
4.一种电子设备，其特征在于，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，所述的处理器执行所述计算机程序时实现权利要求2或3所述的一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法的步骤。
5.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求2或3所述的一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310617749.XA CN116380396B (zh) | 2023-05-30 | 2023-05-30 | 一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310617749.XA CN116380396B (zh) | 2023-05-30 | 2023-05-30 | 一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***及方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116380396A CN116380396A (zh) | 2023-07-04 |
| CN116380396B true CN116380396B (zh) | 2023-08-15 |
Family
ID=86963667
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310617749.XA Active CN116380396B (zh) | 2023-05-30 | 2023-05-30 | 一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***及方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116380396B (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116499699B (zh) * | 2023-06-29 | 2023-08-22 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种连续式风洞测压试验数据监控与修正方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5627311A (en) * | 1994-08-23 | 1997-05-06 | National Aerospace Laboratory Of Science & Technology Agency | Transportable three-dimensional calibration wind tunnel system, verification method of flight control system and flight simulator using same |
| CN106840573A (zh) * | 2016-12-19 | 2017-06-13 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种嵌入式大气数据传感***标定方法 |
| CN107091725A (zh) * | 2016-12-26 | 2017-08-25 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种提高风洞测压试验压力扫描数据精度的测量方法 |
| CN111780949A (zh) * | 2020-07-10 | 2020-10-16 | 南京航空航天大学 | 基于cfd分析的高速进气道前体风洞实验总压修正方法 |
| CN112881004A (zh) * | 2021-01-11 | 2021-06-01 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种空速管风洞校核试验装置及校核试验方法 |
| CN113281001A (zh) * | 2021-04-15 | 2021-08-20 | 南京航空航天大学 | 基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法 |
| CN115758818A (zh) * | 2022-11-11 | 2023-03-07 | 成都凯天电子股份有限公司 | 一种飞行器大气数据传感器***地面验证装置 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9096330B2 (en) * | 2013-08-02 | 2015-08-04 | Honeywell International Inc. | System and method for computing MACH number and true airspeed |
-
2023
- 2023-05-30 CN CN202310617749.XA patent/CN116380396B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5627311A (en) * | 1994-08-23 | 1997-05-06 | National Aerospace Laboratory Of Science & Technology Agency | Transportable three-dimensional calibration wind tunnel system, verification method of flight control system and flight simulator using same |
| CN106840573A (zh) * | 2016-12-19 | 2017-06-13 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种嵌入式大气数据传感***标定方法 |
| CN107091725A (zh) * | 2016-12-26 | 2017-08-25 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种提高风洞测压试验压力扫描数据精度的测量方法 |
| CN111780949A (zh) * | 2020-07-10 | 2020-10-16 | 南京航空航天大学 | 基于cfd分析的高速进气道前体风洞实验总压修正方法 |
| CN112881004A (zh) * | 2021-01-11 | 2021-06-01 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种空速管风洞校核试验装置及校核试验方法 |
| CN113281001A (zh) * | 2021-04-15 | 2021-08-20 | 南京航空航天大学 | 基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法 |
| CN115758818A (zh) * | 2022-11-11 | 2023-03-07 | 成都凯天电子股份有限公司 | 一种飞行器大气数据传感器***地面验证装置 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 高超声速飞行器大气数据传感***关键技术初步分析;杨志红;沈作军;;战术导弹控制技术(第01期);第16-19页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116380396A (zh) | 2023-07-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110346605B (zh) | 用于基于静压误差修正进行飞机空速校准的方法以及*** | |
| CN116380396B (zh) | 一种连续式风洞飞行器大气数据***鉴定试验***及方法 | |
| CN108051839B (zh) | 一种车载三维定位装置及三维定位的方法 | |
| WO2015113329A1 (zh) | 一种基于mems惯导的组合车载导航*** | |
| EP3425363B1 (en) | Systems and methods for correcting acoustic error in pressure sensors | |
| KR101106048B1 (ko) | 센서오차의 작동 중 자동교정 방법과 이를 이용한 관성항법장치 | |
| CN111537002B (zh) | 一种激光捷联惯组安装误差的标定方法和定向方法 | |
| CN110361031A (zh) | 一种基于回溯理论的imu全参数误差快速标定方法 | |
| JP2009025012A (ja) | 加速度センサオフセット補正装置および方法 | |
| CN103411623A (zh) | 速率陀螺校准方法 | |
| CN112129322B (zh) | 一种捷联惯组与三轴转台的安装误差检测方法及校正方法 | |
| CN104697553A (zh) | 光纤陀螺捷联惯导***加速度计内杆臂标定方法 | |
| CN106705995A (zh) | 一种MEMS陀螺仪g值敏感系数的标定方法 | |
| CN115855046A (zh) | 一种捷联惯导***加速度计六位置温补标定方法 | |
| KR101107219B1 (ko) | 비행체의 항법 방법 및 이를 이용한 관성항법장치 필터 및 항법 시스템 | |
| CN111273058A (zh) | 一种加速度计标定方法 | |
| CN108090253B (zh) | 一种直升机数字式大气***空速修正方法 | |
| CN111854691B (zh) | 基于多传感器融合的高度解算方法、高度解算装置及无人机 | |
| CN111856072B (zh) | 一种气流速度计算方法、***、设备及一种存储介质 | |
| CN109631952B (zh) | 航天器用光学陀螺组件姿态基准镜安装误差标定方法 | |
| CN111273056A (zh) | 一种不采用高度测量的高速飞行器的攻角观测方法 | |
| CN114778887A (zh) | 一种基于改进三角矢量模型的无人机测风方法和装置 | |
| CN111322984B (zh) | 海拔高度计算方法及装置、无人机、存储介质 | |
| CN111122106A (zh) | 一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备 | |
| CN109211271B (zh) | 一种磁罗盘自校正方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |