数风洞试验，测量飞行器姿态角，其中姿态角为 飞行器的俯仰角或偏航角；即在前期的试验分析阶段，研究飞行器的振动动力学过程，确定 系统的外部作用力，根据试验曲线（如图2所示）中，幅值包络线近似为直线的现象，结合 振动动力学相关理论，确定试验系统的滑动摩擦力对试验结果的影响显著；
[0043] 步骤二、以系统摩擦力矩和气动力矩为标准，当摩擦力矩与气动力矩同量级或大 于气动力矩时，采用模型（1)~（4)得到俯仰稳定性气动导数或偏航稳定性导数；
[0044]
[0045]
[0046]
[0047]
[0048] 当姿态角为俯仰角时，Θ为飞行器的通过自由振动动稳定性导数风洞试验测得 的俯仰角，S为飞行器模型的俯仰方向参考面积，I为飞行器俯仰转动惯量，M a为飞行器的 俯仰气动力矩，Md为自由振动动导数天平弹性铰链的恢复力矩，Mf为自由振动动导数系统 的摩擦力矩，Q为风洞气流的动压，c A为飞行器俯仰方向的参考长度，CMe为俯仰静稳定性 气动导数，△ Θ为飞行器相对于平衡点的俯仰角变化量，[QScaCm0A Θ]为气动恢复力矩，
为气动阻尼力矩，为风洞气流速度，1为天平铰链的恢复力矩系数，K f为 系统摩擦力矩系数，为俯仰动稳定性导数；
[0049] 当姿态角为偏航角时，Θ为飞行器的通过自由振动动稳定性导数风洞试验测得 的偏航角，S为飞行器模型的偏航方向参考面积，I为飞行器偏航转动惯量，M a为飞行器的 偏航气动力矩，Md为自由振动动导数天平弹性铰链的恢复力矩，Mf为自由振动动导数系统 的摩擦力矩，Q为风洞气流的动压，c A为飞行器偏航方向的参考长度，CMe为偏航静稳定性 气动导数，△ Θ为飞行器相对于平衡点的偏航角变化量，[QScaCm0A Θ]为气动恢复力矩，
为气动阻尼力矩，V"为风洞气流速度，1为天平铰链的恢复力矩系数，K f为系 统摩擦力矩系数，Gffl为偏航动稳定性导数。
[0050] 进一步的，步骤二中采用模型（1)~（4)得到俯仰稳定性气动导数或偏航稳定性 气动导数，具体为：通过参数辨识技术（5)和（6)，从公式（1)~（4)中，得到多组未知向量 X，参数辨识技术的测量向量和未知向量为：
[0051] 测量向量Z为：
[0052] Z = [ Θ ] (5)；
[0053] 待辨识的未知参数向量为：
[0054]
(6)；
[0055] 其中，上标T为对向量的转置；
[0056] 当静气动力方向指向飞行器对称轴下方时，从未知向量组中筛选出Kf大于地面试 验时的K f的未知向量，从筛选出的未知向量中筛选出具有与静气动力和飞行器的重力的合 力成比例的Kf的未知向量，该未知向量中的稳定性气动导数则为所求的俯仰稳定性导数或 偏航稳定性导数；
[0057] 当静气动力的方向指向飞行器对称轴上方时，从未知向量组中选取Kf小于地面试 验时的K f的未知向量，从筛选出的未知向量中筛选出具有与静气动力和飞行器的重力的合 力成比例的Kf的未知向量，该未知向量中的稳定性气动导数则为所求的俯仰稳定性导数或 偏航稳定性导数。
[0058] 从上述实施例中可以筛选准则是：1)风洞试验时，飞行器受到气动力作用，系统 摩擦力矩与气动力大小和方向有关；2)以静态风洞试验的气动力作为参考标准，当静气动 力数值与飞行器重力同量级或大于模型重力时，其对摩擦力影响显著；3)当静气动力方向 指向飞行器对称轴下方时，摩擦力大于地面试验的摩擦力，选取大于地面试验的摩擦力矩 系数，并与静气动力和重力的合力成比例的摩擦力矩，并将与其对应的俯仰或偏航气动导 数作为最终的气动参数估计结果；4)当静气动力的方向指向飞行器对称轴上方时，摩擦力 小于地面试验的摩擦力，选取小于地面试验的摩擦力矩系数，并与静气动力和重力的合力 成比例的摩擦力矩，并将与其对应的俯仰或偏航气动导数作为最终的气动参数估计结果。
[0059] 图4为采用本发明开展的某飞行器自由振动动导数试验的测量曲线与动力学模 型重构曲线对比。其中，细实线为风洞测量的俯仰角曲线，黑实点"· "曲线是将辨识所得 的未知参数向量X带入动力学方程后计算的俯仰角曲线，也称为飞行器重构曲线。由图4 可知，俯仰角的重构曲线与测量曲线基本重合在一起，验证了本发明的合理性。
[0060] 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。
【主权项】
1. 一种考虑摩擦力的自由振动动导数试验的数据分析方法，包含动力学分析、气动参 数估计方法和气动参数筛选准则，其特征在于，包括： 步骤一、通过自由振动动稳定性导数风洞试验，测量飞行器姿态角，其中姿态角为飞行 器的俯仰角或偏航角； 步骤二、以系统摩擦力矩和气动力矩为标准，当摩擦力矩与气动力矩同量级或大于气 动力矩时，采用模型（1)~（4)得到俯仰稳定性气动导数或偏航稳定性导数；当姿态角为俯仰角时，9为飞行器的通过自由振动动稳定性导数风洞试验测得的俯 仰角，S为飞行器模型的俯仰方向参考面积，I为飞行器俯仰转动惯量，Ma为飞行器的俯 仰气动力矩，Md为自由振动动导数天平弹性铰链的恢复力矩，Mf为自由振动动导数系统的 摩擦力矩，Q为风洞气流的动压，cA为飞行器俯仰方向的参考长度，CMe为俯仰静稳定性气 动导数，A9为飞行器相对于平衡点的俯仰角变化量，[QScaCm0A0]为气动恢复力矩，为气动阻尼力矩，V"为风洞气流速度，1为天平铰链的恢复力矩系数，Kf为 系统摩擦力矩系数，cW为俯仰动稳定性导数； 当姿态角为偏航角时，9为飞行器的通过自由振动动稳定性导数风洞试验测得的偏 航角，S为飞行器模型的偏航方向参考面积，I为飞行器偏航转动惯量，Ma为飞行器的偏 航气动力矩，Md为自由振动动导数天平弹性铰链的恢复力矩，Mf为自由振动动导数系统的 摩擦力矩，Q为风洞气流的动压，cA为飞行器偏航方向的参考长度，CMe为偏航静稳定性气 动导数，A9为飞行器相对于平衡点的偏航角变化量，[QScaCm0A0]为气动恢复力矩，为气动阻尼力矩，V"为风洞气流速度，1为天平铰链的恢复力矩系数，Kf为 系统摩擦力矩系数，为偏航动稳定性导数。2. 如权利要求1所述的数据分析方法，其特征在于，所述步骤二中采用模型（1)~（4) 得到俯仰稳定性气动导数或偏航稳定性气动导数，具体为：通过参数辨识技术（5)和（6)， 从公式⑴~⑷中，得到多组未知向量X，参数辨识技术的测量向量和未知向量为： 测量向量Z为： Z= [0] (5); 待辨识的未知参数向量为：其中，上标T为对向量的转置； 当静气动力方向指向飞行器对称轴下方时，从未知向量组中筛选出Kf大于地面试验时 的Kf的未知向量，从筛选出的未知向量中筛选出具有与静气动力和飞行器的重力的合力成 比例的Kf的未知向量，该未知向量中的稳定性气动导数则为所求的俯仰稳定性导数或偏航 稳定性导数； 当静气动力的方向指向飞行器对称轴上方时，从未知向量组中选取Kf小于地面试验时 的Kf的未知向量，从筛选出的未知向量中筛选出具有与静气动力和飞行器的重力的合力成 比例的Kf的未知向量，该未知向量中的稳定性气动导数则为所求的俯仰稳定性导数或偏航 稳定性导数。
【专利摘要】本发明涉及考虑摩擦力的自由振动动导数试验的数据分析方法，可从俯仰和偏航自由振动动稳定性风洞试验的试验数据中准确计算出飞行器的动稳定性导数，特别适用于系统摩擦力不可忽略的试验系统。本发明的技术方案是：首先在飞行器的振动动力学方程中添加摩擦力矩项，而后利用参数辨识技术从试验数据中辨识出相关气动参数，最后根据静态气动力与模型重力间关系建立筛选准则，获得最终的动稳定性导数数据。
【IPC分类】G01M9/02, G06F19/00
【公开号】CN105136423
【申请号】CN201510651344
【发明人】张玉石, 赵俊波, 梁彬, 付增良, 高清
【申请人】中国航天空气动力技术研究院
【公开日】2015年12月9日
【申请日】2015年10月10日