一种动态控制与测量方法
一种动态控制与测量方法
【专利摘要】本发明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。
【专利说明】一种动态控制与测量方法
【技术领域】
[0001]本发明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。
【背景技术】
[0002]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宄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。
[0003]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。
[0004]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。
【发明内容】
[0005]本发明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。
[0006]为解决上述技术问题，本发明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:
[0007]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。
[0008]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gp
[0009]步骤3:若gl小于G，则重复η次步骤2，直到g ?大于等于G ;若g n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η为正整数。
[0010]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Α/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8?+1。
[0011 ] 步骤5:若gn+1大于G，则重复m次步骤4，直到g _小于等于G ;若g n+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。
[0012]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g n+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。
[0013]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+/j、于等于G，若g n+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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]优选地，所述M为0.01度，所述A为0.1度。
[0018]本发明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。
【专利附图】
【附图说明】
[0019]以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，
[0020]图1显示的是根据本发明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】
[0021]为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照【专利附图】
【附图说明】本发明的【具体实施方式】。其中，相同的部件采用相同的标号。
[0022]图1显示的是根据本发明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，本发明的飞机模型3利用可控制的支撑系统I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。
[0023]由于本发明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，本发明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发明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。
[0024]图1中所示支撑系统I可以采用【背景技术】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。本发明所采用的图1所示的支撑系统I和舵机4，为实现本发明动态控制与测量飞机模型的迎角以及舵面偏角提供了初步的试验基础。
[0025]正如前述，与现有技术最大不同之处是，本发明提供的是一种动态控制与测量的方法，所述方法从启动风洞吹风试验开始到结束是一次性完成的，不需要风洞停机反复调整飞机模型的位置，而且飞机模型3的迎角和舵面偏角也是模拟真实的飞行情况进行实时动态地控制的。
[0026]具体的，本发明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方法包括如下步骤:
[0027]步骤1:将飞机模型3通过支撑系统I支撑在风洞2中，利用支撑系统3调整飞机模型3处于平飞状态，利用舵机4控制舵面偏角为零，启动风洞进行吹风。当然，本领域技术人员应当理解，步骤I是为了全文描述简便设定的一个简化条件，实际上本发明也可以用于从飞机模型3的任何一个迎角状态和舵面偏角开始风洞试验，这要看试验目的是为了获得哪种飞行状态下的参数罢了。
[0028]步骤2:利用舵机4控制舵面31在原来基础上增加偏转一个步长角度A，其中所述舵机4具有一个最小可调角度M,也就是舵机4用于机械带动舵面31偏转的最小角度值为M0例如根据机械设计的精度以及成本考虑，该最小可调角度M可能为0.01度，也就是每次调整舵面偏角最小只能达到0.01度的精度，再小的角度就是机械结构无法做到的了。另夕卜，步长角度A可以根据本领域的经验设定为一个数值，该数值最好能够远小于最终需要测量获得的过载为G时的舵面偏角，而且该数值也远大于最小可调角度M，例如，若最终需要测量获得的过载为G时的舵面偏角可能为10度左右，则步长角度A可以选择0.1度。当然，步长角度A可以根据实际情况进行控制调整，以满足实验精度和经济性的平衡。
[0029]当舵机4控制舵面31偏转了步长角度A之后，整个飞机模型3的气动力分布发生了改变，导致飞机模型3的俯仰力矩就不平衡量了，这与真实的飞行状态是一致的，因此真实的飞机会向上拉起。同样的，为了模拟真实的飞行状态，可以利用支撑系统I控制飞机模型3的迎角进行调整，直到飞机模型3的俯仰力矩为零时，重新达到平衡状态。此时也就是控制舵面31偏转了步长角度A之后，飞机模型应当处于的平衡姿态，当然，这个姿态下飞机模型3的气动力大小也可以通过天平测出来，经过计算也就可以测量得到该姿态下飞机模型3的过载gl。
[0030]由于之前选择步长角度A的时候，已经考虑到其数值远小于最终偏转角度，因此经过一次偏转所获得的过载gl肯定是小于G的，因此需要累计多次重复偏转同样的步长角度A，逐步逼近最终偏转角度。也就是紧接着的步骤是:
[0031]步骤3:若gl小于G，则重复η次步骤2，直到g ?大于等于G ;若g n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η为正整数。
[0032]本步骤中，经过累计η次重复偏转同样的步长角度A然后调整迎角重新平衡力矩之后，测量获得的过载gn是有可能恰好等于G的(当然这种概率是很小的)，在这种情况下就不需要进一步的操作了，η次一共调整的偏转角度也就是η倍的步长角度A就是最终偏转角度了，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角。当然，最有可能的情况是舵面31调整过了头，也就是调整的角度太大了(这其实是本发明的测量方法希望发生的情形，表明最终偏转角度肯定在(η-1) *Α和η*Α之间)，使得测量获得的8?大于设定的过载G，那么剩下的事情就是往回控制舵面的偏转，逐渐逼近最终的舵面偏角。
[0033]步骤4:利用舵机4控制舵面31在原来基础上减少偏转Α/2的角度，利用所述支撑系统I控制飞机模型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8?+1。
[0034]本步骤往回调整舵面的偏转，选择的步长是Α/2，之后是同样的对比测量获得的过载和G的大小。
[0035]步骤5:若gn+1大于G，则重复m次步骤4，直到g _小于等于G ;若g n+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。
[0036]本步骤中，经过累计m次重复往回偏转同样的步长角度A/2然后调整迎角重新平衡力矩之后，测量获得的过载gn+m同样是有可能恰好等于G的(这种概率也是很小的)，在这种情况下同样不需要进一步的操作了，最终偏转角度就是n*A-m*A/2 了，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角。当然，同样希望发生的情形是调整又反过头了，使得测量获得的gn+m小于设定的过载G，那么剩下的事情就是又反过来进一步往大调整舵面的偏转，逐渐逼近最终舵面偏角。
[0037]实际上大多数情况下可能只需要调整几次就会调整反过头了，也许一次就调回去了，也就是m有可能等于I，也有可能等于10，取决于步长角度A的数值大小，因此步长角度A与调整的次数和风洞试验的时间相关。当然，由于测量、计算、调整都是通过后台计算机控制处理的，反复逼近操作的时间相对现有技术几乎是一瞬间的事，在现有技术条件下，无论步长角度A选择多大，风洞试验的时间都已经远远少于现有技术的静态试验的时间了，基本上只需要I分钟内就可以了，大大节约了试验成本，降低了能源损耗，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。
[0038]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g n+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。
[0039]本步骤实际上是步骤2和3重复往大迭代调整舵面的偏转逼近最终舵面偏角的过程，只是迭代的步长减少到了步长角度A的1/4罢了。
[0040]步骤7:若gn+m+k大于G，则在步骤6的基础上又减少偏转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+/j、于等于G，若g n+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。
[0041]同样的，本步骤实际上是步骤4和5重复往小迭代调整舵面的偏转逼近最终偏转角度的过程，只是迭代的步长减少到了步长角度A的1/8罢了。
[0042]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，此时依照前述步骤测量获得的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。
[0043]本步骤是进一步解释反复逼近调整的过程，实际上在之前的步骤中已经就其进行了详细的解释，此处总结的情形是，大多数情况下并不能控制使得测量得到的过载正好等于G，那么只要不等于G，就需要不停的反复逼近，最终停止逼近的条件是，当每次在原来基础上减半偏转角度，总会到达舵机4的机械可调极限的，在舵机4的机械可调极限以下继续调整已经无法进行，同时经济上也无必要了，此时控制与测量获得的迎角和舵面偏角已经可以看作是无限接近所需测量的最终角度，即可视为最终结果。
[0044]综上所述，本发明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。
[0045]本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
[0046]以上所述仅为本发明示意性的【具体实施方式】，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。
【权利要求】
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(I)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⑶内部安装有控制所述飞机模型⑶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(I)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(I)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gl小于G，则重复η次步骤2，直到g ?大于等于G ;若g n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η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Α/2的角度，利用所述支撑系统(I)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g n+m小于等于G ;若g n+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g n+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+/j、于等于G，若g n+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。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所示支撑系统(I)采用电动关节等实时动态地控制所述飞机模型(3)的迎角。
3.如权利要求1和2所述的方法，其特征在于，所述舵机(4)在所述风洞试验过程中实时动态地控制所述舵面(31)进行偏转。
4.如权利要求1-3之一所述的方法，其特征在于，所述M为0.0l度，所述A为0.1度。
【文档编号】G01M9/00GK104483090SQ201410808133
【公开日】2015年4月1日 申请日期:2014年12月22日 优先权日:2014年12月22日
【发明者】黎星佐 申请人:黎星佐
【专利摘要】本发明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。
【专利说明】一种动态控制与测量方法
【技术领域】
[0001]本发明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。
【背景技术】
[0002]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宄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。
[0003]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。
[0004]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。
【发明内容】
[0005]本发明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。
[0006]为解决上述技术问题，本发明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:
[0007]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。
[0008]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gp
[0009]步骤3:若gl小于G，则重复η次步骤2，直到g ?大于等于G ;若g n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η为正整数。
[0010]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Α/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8?+1。
[0011 ] 步骤5:若gn+1大于G，则重复m次步骤4，直到g _小于等于G ;若g n+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。
[0012]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g n+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。
[0013]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+/j、于等于G，若g n+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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]优选地，所述M为0.01度，所述A为0.1度。
[0018]本发明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。
【专利附图】
【附图说明】
[0019]以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，
[0020]图1显示的是根据本发明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】
[0021]为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照【专利附图】
【附图说明】本发明的【具体实施方式】。其中，相同的部件采用相同的标号。
[0022]图1显示的是根据本发明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，本发明的飞机模型3利用可控制的支撑系统I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。
[0023]由于本发明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，本发明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发明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。
[0024]图1中所示支撑系统I可以采用【背景技术】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。本发明所采用的图1所示的支撑系统I和舵机4，为实现本发明动态控制与测量飞机模型的迎角以及舵面偏角提供了初步的试验基础。
[0025]正如前述，与现有技术最大不同之处是，本发明提供的是一种动态控制与测量的方法，所述方法从启动风洞吹风试验开始到结束是一次性完成的，不需要风洞停机反复调整飞机模型的位置，而且飞机模型3的迎角和舵面偏角也是模拟真实的飞行情况进行实时动态地控制的。
[0026]具体的，本发明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方法包括如下步骤:
[0027]步骤1:将飞机模型3通过支撑系统I支撑在风洞2中，利用支撑系统3调整飞机模型3处于平飞状态，利用舵机4控制舵面偏角为零，启动风洞进行吹风。当然，本领域技术人员应当理解，步骤I是为了全文描述简便设定的一个简化条件，实际上本发明也可以用于从飞机模型3的任何一个迎角状态和舵面偏角开始风洞试验，这要看试验目的是为了获得哪种飞行状态下的参数罢了。
[0028]步骤2:利用舵机4控制舵面31在原来基础上增加偏转一个步长角度A，其中所述舵机4具有一个最小可调角度M,也就是舵机4用于机械带动舵面31偏转的最小角度值为M0例如根据机械设计的精度以及成本考虑，该最小可调角度M可能为0.01度，也就是每次调整舵面偏角最小只能达到0.01度的精度，再小的角度就是机械结构无法做到的了。另夕卜，步长角度A可以根据本领域的经验设定为一个数值，该数值最好能够远小于最终需要测量获得的过载为G时的舵面偏角，而且该数值也远大于最小可调角度M，例如，若最终需要测量获得的过载为G时的舵面偏角可能为10度左右，则步长角度A可以选择0.1度。当然，步长角度A可以根据实际情况进行控制调整，以满足实验精度和经济性的平衡。
[0029]当舵机4控制舵面31偏转了步长角度A之后，整个飞机模型3的气动力分布发生了改变，导致飞机模型3的俯仰力矩就不平衡量了，这与真实的飞行状态是一致的，因此真实的飞机会向上拉起。同样的，为了模拟真实的飞行状态，可以利用支撑系统I控制飞机模型3的迎角进行调整，直到飞机模型3的俯仰力矩为零时，重新达到平衡状态。此时也就是控制舵面31偏转了步长角度A之后，飞机模型应当处于的平衡姿态，当然，这个姿态下飞机模型3的气动力大小也可以通过天平测出来，经过计算也就可以测量得到该姿态下飞机模型3的过载gl。
[0030]由于之前选择步长角度A的时候，已经考虑到其数值远小于最终偏转角度，因此经过一次偏转所获得的过载gl肯定是小于G的，因此需要累计多次重复偏转同样的步长角度A，逐步逼近最终偏转角度。也就是紧接着的步骤是:
[0031]步骤3:若gl小于G，则重复η次步骤2，直到g ?大于等于G ;若g n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η为正整数。
[0032]本步骤中，经过累计η次重复偏转同样的步长角度A然后调整迎角重新平衡力矩之后，测量获得的过载gn是有可能恰好等于G的(当然这种概率是很小的)，在这种情况下就不需要进一步的操作了，η次一共调整的偏转角度也就是η倍的步长角度A就是最终偏转角度了，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角。当然，最有可能的情况是舵面31调整过了头，也就是调整的角度太大了(这其实是本发明的测量方法希望发生的情形，表明最终偏转角度肯定在(η-1) *Α和η*Α之间)，使得测量获得的8?大于设定的过载G，那么剩下的事情就是往回控制舵面的偏转，逐渐逼近最终的舵面偏角。
[0033]步骤4:利用舵机4控制舵面31在原来基础上减少偏转Α/2的角度，利用所述支撑系统I控制飞机模型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8?+1。
[0034]本步骤往回调整舵面的偏转，选择的步长是Α/2，之后是同样的对比测量获得的过载和G的大小。
[0035]步骤5:若gn+1大于G，则重复m次步骤4，直到g _小于等于G ;若g n+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。
[0036]本步骤中，经过累计m次重复往回偏转同样的步长角度A/2然后调整迎角重新平衡力矩之后，测量获得的过载gn+m同样是有可能恰好等于G的(这种概率也是很小的)，在这种情况下同样不需要进一步的操作了，最终偏转角度就是n*A-m*A/2 了，此时的迎角即为所需测量的飞机模型的迎角。当然，同样希望发生的情形是调整又反过头了，使得测量获得的gn+m小于设定的过载G，那么剩下的事情就是又反过来进一步往大调整舵面的偏转，逐渐逼近最终舵面偏角。
[0037]实际上大多数情况下可能只需要调整几次就会调整反过头了，也许一次就调回去了，也就是m有可能等于I，也有可能等于10，取决于步长角度A的数值大小，因此步长角度A与调整的次数和风洞试验的时间相关。当然，由于测量、计算、调整都是通过后台计算机控制处理的，反复逼近操作的时间相对现有技术几乎是一瞬间的事，在现有技术条件下，无论步长角度A选择多大，风洞试验的时间都已经远远少于现有技术的静态试验的时间了，基本上只需要I分钟内就可以了，大大节约了试验成本，降低了能源损耗，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。
[0038]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g n+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。
[0039]本步骤实际上是步骤2和3重复往大迭代调整舵面的偏转逼近最终舵面偏角的过程，只是迭代的步长减少到了步长角度A的1/4罢了。
[0040]步骤7:若gn+m+k大于G，则在步骤6的基础上又减少偏转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+/j、于等于G，若g n+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。
[0041]同样的，本步骤实际上是步骤4和5重复往小迭代调整舵面的偏转逼近最终偏转角度的过程，只是迭代的步长减少到了步长角度A的1/8罢了。
[0042]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，此时依照前述步骤测量获得的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。
[0043]本步骤是进一步解释反复逼近调整的过程，实际上在之前的步骤中已经就其进行了详细的解释，此处总结的情形是，大多数情况下并不能控制使得测量得到的过载正好等于G，那么只要不等于G，就需要不停的反复逼近，最终停止逼近的条件是，当每次在原来基础上减半偏转角度，总会到达舵机4的机械可调极限的，在舵机4的机械可调极限以下继续调整已经无法进行，同时经济上也无必要了，此时控制与测量获得的迎角和舵面偏角已经可以看作是无限接近所需测量的最终角度，即可视为最终结果。
[0044]综上所述，本发明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。
[0045]本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
[0046]以上所述仅为本发明示意性的【具体实施方式】，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。
【权利要求】
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(I)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⑶内部安装有控制所述飞机模型⑶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(I)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(I)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gl小于G，则重复η次步骤2，直到g ?大于等于G ;若g n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η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Α/2的角度，利用所述支撑系统(I)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g n+m小于等于G ;若g n+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g n+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+/j、于等于G，若g n+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。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所示支撑系统(I)采用电动关节等实时动态地控制所述飞机模型(3)的迎角。
3.如权利要求1和2所述的方法，其特征在于，所述舵机(4)在所述风洞试验过程中实时动态地控制所述舵面(31)进行偏转。
4.如权利要求1-3之一所述的方法，其特征在于，所述M为0.0l度，所述A为0.1度。
【文档编号】G01M9/00GK104483090SQ201410808133
【公开日】2015年4月1日 申请日期:2014年12月22日 优先权日:2014年12月22日
【发明者】黎星佐 申请人:黎星佐
相关技术
网友询问留言
已有0条留言
- 还没有人留言评论。精彩留言会获得点赞！
1