一种动态控制与测量方法技术

本发明专利技术提出了一种动态控制与测量方法，用于风洞试验中，测量利用可控制的支撑系统支撑在风洞中的飞机模型从平飞到拉起达到过载G时所述飞机模型的迎角和舵面偏角。本发明专利技术所提供的上述动态控制与测量方法采用了实时动态地控制与测量方式，其可以利用支撑系统以及舵机对飞机模型的迎角和舵面偏角实时动态地进行控制调整，因而所述方法从启动风洞吹风试验开始到结束可以一次性完成，风洞试验的时间远远少于现有技术的静态试验的时间，大大节约了试验成本，风洞资源的可用时间得到大大的提高，提升了设备的利用效率。

【技术实现步骤摘要】
一种动态控制与测量方法
本专利技术涉及一种航空空气动力学测量方法，尤其是一种用于飞机模型风洞试验过程中，动态控制与测量飞机模型的迎角和舵面偏角的方法。
技术介绍
风洞试验是依据空气动力学原理，将飞机模型或其部件，例如机身、机翼等固定在风洞中，通过施加人工气流流过飞机模型或其部件，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。风洞是进行空气动力学研究与飞机研制最基本的试验设备，每一种新型飞机的研制都需要在风洞中进行大量的试验。风洞试验的主要目的是要获取飞机模型的各种空气动力参数的变化规律。评价每一种飞机的飞行性能，除了如速度、高度、飞机重量及发动机推力等要素外，最重要的标准之一是飞机的空气动力性能。飞机模型风洞试验的相关原理及过程在2012年10月12日提交的中国专利申请201210387483.6中进行了清楚的描述，另外2013年01月14提交的中国专利申请201310011601.8中也提供了可用于风洞试验的支撑系统的相关结构和工作原理，此处引用作为参考，以便于本领域技术人员进行理解。现有风洞试验过程中，为了测量飞机模型某个机动动作的动态参数，例如飞机模型的迎角和舵面偏角，往往采用静态方式进行风洞试验，然后利用测量的各种空气动力学参数计算获得飞机模型的迎角和舵面偏角，然后通过风洞吹风试验验证计算获得的迎角和舵面偏角与实际的迎角和舵面偏角是否存在偏差，如果存在偏差则通过线性插值的方式加以修正，最理想的状态是对修正过的迎角和舵面偏角再次进行风洞吹风试验进行验证，试验过程繁琐计算工作量很大，而且获得的结果也是近似插值，并不十分准确，虽然反复吹风验证可以逐渐逼近真实值，但是整个过程也是静态的。例如，为了测量飞机从平飞到拉起达到设定过载的机动动作，真实的飞机的迎角是动态变化的，舵面偏角也是动态变化的。而现有风洞试验是将飞机模型固定在风洞中，将飞机模型固定一个迎角，舵面固定偏转一个角度进行吹风，根据测量得到的飞机模型的气动力获得飞机的过载，如果测量得到的过载与想要达到的过载存在偏差，则根据偏差值的大小进行插值，根据插值多次调整飞机模型固定在风洞中的迎角和舵面的固定偏度，一直到测量得到的过载与想要达到的过载小于误差范围为止。现有技术这种静态测量方法的风洞试验周期十分漫长，需要反复吹风，精确试验的成本基本上是无法接受的，往往只能试验有限的几次之后通过插值计算得到一个近似值。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种动态控制与测量方法，以减少或避免前面所提到的问题。为解决上述技术问题，本专利技术提出了一种动态控制与测量方法，用于风洞试验中，测量利用可控制的支撑系统支撑在风洞中的飞机模型从平飞到拉起达到过载G时所述飞机模型的迎角和舵面偏角，其中，所述飞机模型内部安装有控制所述飞机模型的舵面偏转的舵机，所述舵机具有一个最小可调角度M，所述方法包括如下步骤：步骤1：将所述飞机模型通过所述支撑系统支撑在所述风洞中，利用所述支撑系统调整所述飞机模型处于平飞状态，利用所述舵机控制所述舵面偏角为零，启动风洞进行吹风。步骤2：利用所述舵机控制所述舵面在原来基础上增加偏转一个步长角度A，利用所述支撑系统调整所述飞机模型的迎角，测量通过调整所述迎角使得所述飞机模型的俯仰力矩为零时的过载g1。步骤3：若g1小于G，则重复n次步骤2，直到gn大于等于G；若gn等于G，则测量获得的舵面偏角为n*A，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角；若gn大于G，则进入下一步；其中n为正整数。步骤4：利用所述舵机控制所述舵面在原来基础上减少偏转A/2的角度，利用所述支撑系统控制所述飞机模型的迎角进行调整，测量通过调整所述迎角使得所述飞机模型的俯仰力矩为零时的过载gn+1。步骤5：若gn+1大于G，则重复m次步骤4，直到gn+m小于等于G；若gn+m等于G，则测量获得的所述舵面偏角为n*A-m*A/2，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角；其中m为正整数。步骤6：若gn+m小于G，则在步骤5的基础上又增大偏转A/4的角度偏转所述舵面，重复k次步骤2到步骤3直到gn+m+k大于等于G，若gn+m+k等于G，则测量获得的所述舵面偏角为n*A-m*A/2+k*A/4，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角；其中k为正整数。步骤7：若gn+m+k大于G，则在步骤6的基础上再减少偏转A/8的角度偏转所述舵面，重复p次步骤4到步骤5直到gn+m+k+p小于等于G，若gn+m+k+p等于G，则测量获得的所述舵面偏角为n*A-m*A/2+k*A/4-p*A/8，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角；其中p为正整数。步骤8：只要测量得到的过载不等于G，则重复步骤6到7的循环，控制增大或者减少舵面偏转的角度每次在原来基础上减半，一直到所述舵面的最终偏转角度小于所述舵机的最小可调角度M，亦即所述舵机调整所述舵面偏转角度小于其机械可调的范围而无法继续调整所述舵面偏转为止，此时依照前述步骤控制与测量获得的所述舵面偏角即可视为所需测量的过载为G时所述迎角和所述舵面偏角。优选地，所示支撑系统采用电动关节实时动态地控制所述飞机模型的迎角。优选地，所述舵机在所述风洞试验过程中实时动态地控制所述舵面进行偏转。优选地，所述M为0.01度，所述A为0.1度。本专利技术所提供的上述动态控制与测量方法中，飞机模型的迎角和舵面偏角完全模拟了真实的飞行情况，属于实时动态地控制与测量的方法，所述方法从启动风洞吹风试验开始到结束可以一次性完成，风洞试验的时间远远少于现有技术的静态试验的时间，大大节约了试验成本，风洞资源的可用时间得到大大的提高，提升了设备的利用效率。附图说明以下附图仅旨在于对本专利技术做示意性说明和解释，并不限定本专利技术的范围。其中，图1显示的是根据本专利技术的一个具体实施例的风洞试验中动态控制与测量飞机模型的迎角和舵面偏角的模型演示示意图。具体实施方式为了对本专利技术的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本专利技术的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。图1显示的是根据本专利技术的一个具体实施例的风洞试验中动态控制与测量飞机模型的迎角和舵面偏角的模型演示示意图。如图所示，本专利技术的飞机模型3利用可控制的支撑系统1支撑在风洞2中，需要测量的是飞机模型3从平飞到拉起达到设定的过载G时，飞机模型3的迎角和舵面偏角。由于本专利技术需要测量的是飞机模型3从平飞拉起过程中的迎角以及舵面偏角，则所述舵面31可以是飞机模型的升降舵、全动平尾等，或者其它在操纵飞机模型拉起过程中需要用到的辅助升力装置，例如前翼等。本领域技术人员应当理解，本专利技术仅仅是示意性的利用具体实施例描述一个通用的试验方法，本领域技术人员可以根据本专利技术介绍的方案扩展到侧滑角、滚转角和其它任何舵面偏角的测量过程中。图1中所示支撑系统1可以采用
技术介绍
部分提及的201310011601.8中类似的支撑系统，所述支撑系统可以提供对飞机模型的迎角、侧滑角、滚转角进行灵活控制，而且可以采用电动关节等实时动态地控制飞机模型3的迎角，另外，所述飞机模型3内部还安装有控制飞机模型3的舵面31偏转的舵机4，用于在风洞试验过程中实时动态地控制舵面31进行偏转。本专利技术所采用的图1所示的支撑系统1和舵机4，为实现本专利技术动态控制与测量飞机模型的迎角以及舵面偏角本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种动态控制与测量方法，用于风洞试验中，测量利用可控制的支撑系统(1)支撑在风洞(2)中的飞机模型(3)从平飞到拉起达到过载G时所述飞机模型(3)的迎角和舵面偏角，其中，所述飞机模型(3)内部安装有控制所述飞机模型(3)的舵面(31)偏转的舵机(4)，所述舵机(4)具有一个最小可调角度M，所述方法包括如下步骤：步骤1：将所述飞机模型(3)通过所述支撑系统(1)支撑在所述风洞(2)中，利用所述支撑系统(3)调整所述飞机模型(3)处于平飞状态，利用所述舵机(4)控制所述舵面偏角为零，启动风洞进行吹风。步骤2：利用所述舵机(4)控制所述舵面(31)在原来基础上增加偏转一个步长角度A，利用所述支撑系统(1)调整所述飞机模型(3)的迎角，测量通过调整所述迎角使得所述飞机模型(3)的俯仰力矩为零时的过载g1；步骤3：若g1小于G，则重复n次步骤2，直到gn大于等于G；若gn等于G，则测量获得的舵面偏角为n*A，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角；若gn大于G，则进入下一步；其中n为正整数。步骤4：利用所述舵机(4)控制所述舵面(31)在原来基础上减少偏转A/2的角度，利用所述支撑系统(1)控制所述飞机模型(3)的迎角进行调整，测量通过调整所述迎角使得所述飞机模型(3)的俯仰力矩为零时的过载gn+1；步骤5：若gn+1大于G，则重复m次步骤4，直到gn+m小于等于G；若gn+m等于G，则测量获得的所述舵面偏角为n*A‑m*A/2，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角；其中m为正整数。步骤6：若gn+m小于G，则在步骤5的基础上又增大偏转A/4的角度偏转所述舵面(31)，重复k次步骤2到步骤3直到gn+m+k大于等于G，若gn+m+k等于G，则测量获得的所述舵面偏角为n*A‑m*A/2+k*A/4；其中k为正整数。步骤7：若gn+m+k大于G，则在步骤6的基础上再减少偏转A/8的角度偏转所述舵面(31)，重复p次步骤4到步骤5直到gn+m+k+p小于等于G，若gn+m+k+p等于G，则测量获得的所述舵面偏角为n*A‑m*A/2+k*A/4‑p*A/8，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角；其中p为正整数。步骤8：只要测量得到的过载不等于G，则重复步骤6到7的循环，控制增大或者减少舵面偏转的角度每次在原来基础上减半，一直到所述舵面(31)的最终偏转角度小于所述舵机(4)的最小可调角度M，亦即所述舵机(4)调整所述舵面(31)偏转角度小于其机械可调的范围而无法继续调整所述舵面(31)偏转为止，此时依照前述步骤控制与测量获得的所述飞机模型迎角和舵面偏角即可视为所需测量的过载为G时所述迎角和所述舵面偏角。...

【技术特征摘要】
1.一种动态控制与测量方法，用于风洞试验中，测量利用可控制的支撑系统(1)支撑在风洞(2)中的飞机模型(3)从平飞到拉起达到过载G时所述飞机模型(3)的迎角和舵面偏角，其中，所述飞机模型(3)内部安装有控制所述飞机模型(3)的舵面(31)偏转的舵机(4)，所述舵机(4)具有一个最小可调角度M，所述方法包括如下步骤：步骤1：将所述飞机模型(3)通过所述支撑系统(1)支撑在所述风洞(2)中，利用所述支撑系统(1)调整所述飞机模型(3)处于平飞状态，利用所述舵机(4)控制所述舵面偏角为零，启动风洞(2)进行吹风；步骤2：利用所述舵机(4)控制所述舵面(31)在原来基础上增加偏转一个步长角度A，利用所述支撑系统(1)调整所述飞机模型(3)的迎角，测量通过调整所述迎角使得所述飞机模型(3)的俯仰力矩为零时的过载g1；步骤3：若g1小于G，则重复n次步骤2，直到gn大于等于G；若gn等于G，则测量获得的舵面偏角为n*A，此时的迎角即为所需测量的飞机模型(3)的迎角；若gn大于G，则进入下一步；其中n为正整数；步骤4：利用所述舵机(4)控制所述舵面(31)在原来基础上减少偏转A/2的角度，利用所述支撑系统(1)控制所述飞机模型(3)的迎角进行调整，测量通过调整所述迎角使得所述飞机模型(3)的俯仰力矩为零时的过载gn+1；步骤5：若gn+1大于G，则重复m次步骤4，直到gn+m小于等于G；若gn+m等于G，则测量获得的所述舵面偏角为n*A-m*A/2，此时的迎角即为所需测量的飞机...

【专利技术属性】
技术研发人员：黎星佐，
申请(专利权)人：黎星佐，
类型：发明
国别省市：辽宁;21