专利名称：自由飞模型风洞实验系统的制作方法
技术领域：
本发明专利涉及一种自由飞模型风洞实验系统，可以实现单独部件模型和全机模型“自由-自由”约束条件下的风洞实验，属于飞行器风洞实验领域，尤其是大型飞机模型风洞自由飞实验。
背景技术：
飞行器的设计与制造必须依靠各种专业技术，属于高科技领域。对于技术的验证与探索，必须依靠各种实验来完成，风洞实验是其中不可或缺的部分。通过风洞实验，可以完成飞行器控制技术的验证、设计方案的选优、气动新布局的探索等。传统的飞行器风洞实验大多为风洞模型固支情况下的全机测力测压实验、翼型实验、外挂物实验等。部分颤振模型的风洞实验，通过弹性吊挂实现模型的“自由-自由”状态，但因其无法实现模型姿态可控、不宜布置测量设备等，只能做颤振机理的定性分析，很难达到定量分析的要求。飞行试验能够完成飞行器“自由-自由”状态下对各项技术的验证与探索，但因其成本过高而限制了其通用性。
发明内容
本发明人对现有技术所存在的问题进行了深入研究，设计制作了一种既可用于全机风洞实验，又可用于单独部件(单独机翼或单独机身)风洞实验的风洞实验系统，特别是能用于飞行器对称运动状态下对仰和沉浮运动的模拟，从而更加接近于飞机在空中自由飞行的真实状态，更加有利于对自由飞模型风洞实验的研究。根据本发明的一个方面，提供了一种可用于模拟飞机纵向自由飞的风洞实验系统，其特征在于包括飞行器风洞实验模型，稳定控制系统，支撑系统。
图1是根据本发明的一个实施例的自由飞模型风洞试验系统的具体实现图。图2是根据本发明的一个实施例的支撑系统机构运动简图。图3是根据本发明的一个实施例的工作原理图。附图标号说明1-鸭翼舵机 2-鸭翼3-机身角速度传感器4-机身加速度传感器5-支撑系统 6-风洞侧壁或地板7-结构加速度传感器8-副翼9-副翼舵机 10-风洞实验模型 11-稳定控制系统12-信号线(所有虚线)13-升降舵舵机 14-升降舵15-支撑系统角位移传感器16-支撑系统线位移传感器 17-轴承
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18-滑轨19-转动副 20-控制运算 21-增益模块22-数据采集模块 23-平台 24-控制程序 25-移动副 26-自由流
具体实施例方式以下结合附图来说明本发明的具体实施方式
。图1所示为本发明的一个实施例的自由飞模型风洞实验系统的示意图，其包括飞机风洞实验模型(10)、稳定控制系统(11)和支撑系统(5)。如图2所示，支撑系统(5)包括直线滑轨(18)、平台03)和轴承(17)。其中，直线滑轨(18)实现移动副(25)，用以模拟风洞实验模型(10)的沉浮运动；轴承(17)实现转动副，用以模拟风洞试验模型(10)的俯仰运动；平台连接直线滑轨(18)和轴承(17)， 用以模拟风洞实验模型(10)纵向自由飞的真实状态。如图3所示，稳定控制系统(11)包括机身角速度传感器(3)、机身加速度传感器 G)、结构加速度传感器(7)、信号线(12)、支撑系统角位移传感器(15)、支撑系统线位移传感器(16)、控制程序(20)、增益模块(21)、数据采集模块0 和控制程序04)。如图1所示，支撑系统角位移传感器(15)和支撑系统线位移传感器(16)分别用来测量风洞实验模型(10)俯仰和沉浮的运动量，通过信号线(12)输入稳定控制系统(11)。如图1所示，机身角速度传感器(3)、机身加速度传感器(4)和结构加速度传感器 (7)分别用来测量风洞实验模型(10)绕质心转动的角速度、质心加速度和结构加速度，通过信号线(12)输入稳定控制系统(11)。如图1所示，鸭翼O)、副翼⑶和升降舵(14)作为气动控制面，分别由鸭翼舵机 (1)、副翼舵机(9)和升降舵舵机(13)驱动，驱动信号由稳定控制系统(11)输出。如图3所示，稳定控制系统(11)的数据采集模块02)实时采集传感器输入信号， 增益模块调整输入信号，控制程序00)处理信号并输出舵机控制信号，完成控制面的偏转。有益效果1.本发明专利通过半模型实验来研究飞机模型纵向自由飞风洞实验，与全机模型实验相比，有以下优点①在相同的风洞下，半模型尺寸比全模型大，因而模型的几何模拟可以更精确；②半模型加工量小，且容易加工，故可缩短模型加工周期、降低加工成本；③ 风洞壁有利于模型的安装，有利于各类实验设备的安装与走线。2.本发明专利的支撑系统提供俯仰和沉浮两个自由度，可以模拟飞机纵向自由飞的真实状态，在一定程度上解决了飞机全机模型风洞自由飞实验的难题，具有重要的实用价值。3.本发明专利的中控系统的输入输出信号连续、可控，便于观测与存储，可以实现风洞实验的定量分析。4.本发明专利可以实现“自由-自由”状态或固支状态下颤振模型的风洞实验研5.本发明专利可用于开展全机飞行力学风洞实验研究，如气动布局操稳特性研究、动响应分析、新型控制律的验证等。6.本发明专利可以实现全机阵风减缓风洞实验研究，在稳定控制系统中加入阵风减缓控制程序，完成对阵风减缓控制技术的实验验证。7.本发明专利所提出的实验系统，其原理科学合理，流程相对简单规范，成本低， 具有很好的应用前景。8.本发明专利的稳定控制系统由软件实现，可以实现不同组合的控制系统，通用性好，便于进行各种对比研究。
权利要求
1.一种用于飞行器风洞实验的自由飞模型风洞实验系统，其特征在于包括 飞行器风洞实验模型(10)，稳定控制系统(11)， 支撑系统(5)。
2.根据权利要求1所述的自由飞模型风洞实验系统，其特征在于支撑系统(5)包括 直线滑轨(18)，用于实现移动副(25)，使平台03)沿垂直自由流06)方向滑动，用以模拟风洞实验模型(10)的沉浮运动；轴承(17)用于实现转动副(19)，以模拟风洞实验模型(10)的俯仰运动； 连接直线滑轨(18)和轴承(17)的平台( )，用以模拟风洞实验模型(10)纵向自由飞的状态；所述风洞实验模型(10)满足一定的相似准则，可以是气动缩比模型，也可以是气动弹性缩比模型。
3.根据权利要求1所述的自由飞模型风洞实验系统，其特征在于所述风洞实验模型 (10)可以是单独机身模型、单独机翼模型、机翼机身组合模型、全机半模型中的一种。
4.根据权利要求1所述的自由飞模型风洞实验系统，其特征在于，所述风洞实验模型 (10)可内置多个运动传感器，可设计多个控制面。
5.根据权利要求4所述的自由飞模型风洞实验系统，其特征在于所述风洞实验模型(10)内设置有机身加速度传感器G)，用来测量模型质心加速度； 机身角速度传感器(3)，用来测量模型绕质心转动的角速度； 结构加速度传感器(7)，用来测量某点结构加速度； 支撑系统线位移传感器(16)，用来测量模型沉浮运动量； 支撑系统角位移传感器(15)，用来测量模型俯仰运动量。
6.根据权利要求1所述的自由飞模型风洞实验系统，其特征在于，所述稳定控制系统(11)的输入是风洞实验模型(10)内置传感器信号，通过相应的控制运算00)输出控制面偏转信号。
7.根据权利要求5所述的自由飞模型风洞实验系统，其特征在于所述稳定控制系统 (11)的输入可以是机身加速度传感器⑷的输出信号、机身角速度传感器⑶的输出信号、 结构加速度传感器⑵的输出信号、支撑系统线位移传感器(16)的输出信号和支撑系统角位移传感器(1 的输出信号中的部分或全部；所述稳定控制系统(11)的输出可以是机翼副翼⑶偏转信号、平尾升降舵(14)偏转信号和鸭翼(2)偏转信号中的部分或全部。
8.根据权利要求1所述的自由飞模型风洞实验系统，其特征在于，所述稳定控制系统(11)包括机身角速度传感器(3)、机身加速度传感器G)、结构加速度传感器(7)、信号线(12)、支撑系统角位移传感器(15)、支撑系统线位移传感器(16)、控制运算(20)、增益模块 (21)、数据采集模块(22)和控制程序(24) 0
9.根据权利要求1所述的风洞实验系统，其特征在于，所述支撑系统(5)提供沉浮和俯仰两个自由度，可以实现固支、单沉浮放松、单沉浮放松和沉浮俯仰均放松四个支撑状态。
全文摘要
本发明提供一种飞行器风洞实验系统，用于自由飞模型风洞实验，可以模拟飞机纵向自由飞的真实状态。此系统包括飞行器风洞实验模型，稳定控制系统和支撑系统。稳定控制系统通过信号线与风洞实验模型相连，接收模型内置传感器信号，通过相应的控制运算，输出控制面偏转信号，由此可以实现多种飞行器风洞实验研究(颤振模型的风洞实验研究、全机飞行力学风洞实验研究、全机阵风减缓风洞实验研究和全机控制增稳系统风洞实验研究等)。
文档编号G01M9/02GK102305699SQ201110132958
公开日2012年1月4日 申请日期2011年5月19日 优先权日2011年5月19日
发明者吴志刚, 杨超, 沈龙, 王立波, 陈磊 申请人:北京航空航天大学