一种低速风洞模型飞行实验系统及方法与流程

本发明属于风洞实验技术领域，特别是涉及一种低速风洞模型飞行实验系统及方法。

背景技术：
现代飞行器在设计理念和方法层面，更加突出多学科优化设计，特别是在设计初始阶段就需要充分考虑和评估飞行控制系统对飞行器总体性能的影响，对飞行器的飞行力学与飞行控制特性进行研究和实验验证。就现有的研究手段而言，常规的静、动态风洞实验可以研究和分析飞行器的气动特性及飞行器本体的飞行动力学特征，但是有以下缺点：一是带有模型支撑装置，模型的气动特性受到不同程度的影响；二是模型的角运动或线运动受到不同程度的约束，无法模拟飞行器真实的六自由度飞行状态；三是只能研究飞行器本体的特性，无法研究加入飞行控制系统进行增稳后的人机闭环控制特性。目前有关飞行器飞行力学与飞行控制特性的实验验证主要依赖大气模型自由飞试验和全尺寸飞行器的试飞试验，大气模型自由飞及全尺寸飞机试飞等飞行实验手段可以在飞行器研制后期有效地进行飞行控制系统的验证与确认，但在飞行器研制初期，对于气动、飞行与控制特性掌握得不够充分的情况下，或者面对新型气动布局、新的控制技术应用等既无相关工程经验，又难以进行精确建模和飞行仿真研究时，直接进行该类实验验证面临风险高、成本高、周期长等问题，并且实验条件难以控制、难以重复、易受天气影响。

技术实现要素：
为了解决上述问题，本发明提出一种低速风洞模型飞行实验系统及方法，其中模型无支撑装置使其气动特性不受影响且能够模拟真机的六自由度飞行状态，实现发动机的推力模拟，加入了飞行控制系统和飞行操纵系统，通过驾驶员操控实现飞行器模型在风洞试验段内六自由度自由飞行，在风洞中完全模拟了飞行器空中飞行运动环境。为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种低速风洞模型飞行实验系统，包括风洞，包括飞行器动力相似缩比模型、模型机载姿态测量系统、舵面运动驱动系统、发动机动力模拟系统、飞行控制系统、飞行操纵系统、风洞运行系统和安全防护系统；所述飞行器动力相似缩比模型，根据相似准则和模型比例进行设计加工，实现几何相似、质量相似、惯量相似；所述模型机载姿态测量系统，用于实时测量所述飞行器动力相似缩比模型的飞行姿态数据，并将测量数据发送至所述飞行控制系统；所述舵面运动驱动系统，接收所述飞行控制系统的控制指令，并驱动飞行器动力相似缩比模型各舵面偏转；所述发动机动力模拟系统，接收所述飞行控制系统的控制指令，利用高压空气从所述飞行器动力相似缩比模型尾部喷出实现推力模拟，为飞行实验系统提供飞行动力；所述飞行控制系统，用于接收所述模型机载姿态测量系统发送的数据和所述飞行操纵系统发送的操作指令，解算飞行控制律，并向所述舵面运动驱动系统发送控制指令、向所述发动机动力模拟系统发送推力控制指令和向风洞运行系统发送风速调节控制指令；所述飞行操纵系统，包括俯仰控制系统、滚转与偏航控制系统和推力控制系统，由飞行操控员执行操作，并将操作指令发送至所述飞行控制系统；所述风洞运行系统，接收由飞行控制系统发送的风速调节控制指令，实现风洞风速大小调节；所述安全防护系统，采用柔性上下安全索，所述安全索的一端与风洞相连，所述安全索的另一端连接至飞行器动力相似缩比模型，防止所述飞行器动力相似缩比模型在风洞内意外失控时碰到风洞洞壁。使所述舵面运动驱动系统的气动特性不受影响且能够模拟真实飞机六自由度飞行状态。进一步的是，所述飞行器动力相似缩比模型，满足几何相似准则、弗劳德数相似准则、质量相似准则、惯量相似准则和推力相似准则。进一步的是，所述模型机载姿态测量系统包括风标、陀螺仪和航姿参考系统；所述风标安装于所述飞行器动力相似缩比模型机头空速管上；所述陀螺仪安装在所述飞行器动力相似缩比模型重心位置；所述航姿参考系统安装在所述飞行器动力相似缩比模型重心位置。进一步的是，所述风标主要测量迎角和侧滑角；所述陀螺仪主要测量俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度以及三轴线加速度；所述航姿参考系统主要测量俯仰角、滚转角和偏航角。进一步的是，舵面运动驱动系统采用微型电动舵机。进一步的是，所述发动机动力模拟系统，由外部高压空气经过通气管路输送至所述飞行器动力相似缩比模型内部，再从所述飞行器动力相似缩比模型的尾喷管喷出，从而模拟发动机获得推力。进一步的是，所述俯仰控制系统和所述推力控制系统位于试验段侧面，观察和控制所述飞行器动力相似缩比模型的纵向运动；所述滚转与偏航控制系统通过安装于试验段正后方的实时视频监控画面，观察和控制飞机模型的横向运动。进一步的是，所述风洞运行系统控制起风、改变试验风速和停风。进一步的是，所述安全防护系统将所述飞行器动力相似缩比模型与风洞上下洞壁通过两条安全绳相连，所述安全绳的操控端设置有高速绞盘。另一方面，本发明还提供了一种低速风洞模型飞行实验方法，步骤包括：(1)各飞行操控员就位，由所述安全防护系统拉紧所述飞行器动力相似缩比模型；(2)由所述风洞运行系统开启风洞，开始起风；(3)开启飞行控制系统，模型机载姿态测量系统实时测量飞行数据，舵面运动驱动系统进入控制回路，飞行控制律运行；(4)开启所述发动机动力模拟系统；(5)飞行控制系统的控制程序判断飞行数据中的风速信号是否达到设定阈值，若没有达到则断开风标测量信号继续循环判断阈值，若达到则接通风标测量信号；(6)判断风速是否达到试验风速，若没有则所述安全防护系统收紧安全索，若达到则所述安全防护系统松开安全索，实验模型进入无约束飞行状态；(7)操控员通过所述飞行操纵系统向所述飞行控制系统发送指令，由所述飞行控制系统控制向所述舵面运动驱动系统和所述发动机动力模拟系统发送控制指令，从而控制所述飞行器动力相似缩比模型进行六自由度无约束飞行，完成指定测试任务；(8)若试验结束，所述安全防护系统拉紧所述飞行器动力相似缩比模型，所述风洞运行系统控制风速逐渐下降，当风速信号小于设定阈值则断开风标信号，停风后控制律停止运行；(9)试验结束，对进行试验数据进行分析评估。采用本发明技术方案的有益效果：1.本发明在大型低速风洞中进行模型飞行实验，与大气模型飞行实验相比，具有以下优点：实验条件易于设定和更改，易于开展重复性实验；实验数据易于采集和存储，数据量更加丰富，模型姿态测量更加准确；实验效率高、周期短，成本大幅降低；实验风险低，不存在坠机、损坏模型等潜在风险；实验不受天气影响。2.本发明中设置的安全防护系统为无支撑结构用于稳固模型，此方式不存在常规风洞实验中支撑系统对飞机气动特性的干扰问题，使实验模拟条件更加真实准确，可以用于开展飞机气动参数辨识研究，对准确研究飞机气动特性具有重大意义。3.本发明中用高压空气实现发动机动力模拟，控制精度高，动态响应快，不需要消耗燃油或电池，减轻结构重量，且飞行时间不受限制。4.本发明提出的实验系统中设置的飞行控制系统和飞行操纵系统，通过驾驶员操控实现飞行器模型在风洞试验段内六自由度自由飞行，在风洞中完全模拟了飞行器空中飞行环境。5.本发明提出的实验系统硬件和软件均为模块化，通用性好，可以用于开展不同型号飞机的研究。6.本发明提出的实验系统，不仅可以研究飞机本体的开环特性，还可以研究飞机加上飞行控制系统进行控制增稳后的闭环特性，可以用于开展飞机大迎角失速/偏离特性研究、先进飞行控制律验证、新概念布局飞机控制律验证等，具有广泛应用前景。7.本发提出的实验系统，原理科学合理，提出的实验流程简单规范，风险低，成本低，可以推广到其他大型闭口或开口式风洞中，具有良好工程应用前景。附图说明图1为本发明的一种低速风洞模型飞行实验系统的结构示意简图；图2为本发明的实施例中一种低速风洞模型飞行实验系统的实现效果图；图3为本发明一种低速风洞模型飞行实验方法的流程图；图4为本发明的实施例中的实验流程图；其中，1是风洞，2是飞行器动力相似缩比模型，3是飞行控制系统，4是飞行操纵系统，5是通气管路，6是安全索。具体实施方式为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图对本发明作进一步阐述。在本实施例中，参见图1和图2所示，一种低速风洞模型飞行实验系统，包括风洞，包括飞行器动力相似缩比模型2、模型机载姿态测量系统、舵面运动驱动系统、发动机动力模拟系统、飞行控制系统3、飞行操纵系统4、风洞运行系统和安全防护系统；所述飞行器动力相似缩比模型2设置在风洞1中，所述模型机载姿态测量系统和舵面运动驱动系统安装在所述飞行器动力相似缩比模型2上，所述发动机动力模拟系统置于风洞1外部且穿过风洞1连通所述飞行器动力相似缩比模型2，所述飞行控制系统3、飞行操纵系统4和风洞运行系统均设置在风洞外部，所述安全防护系统固定飞行器动力相似缩比模型2于风洞1内部，所述模型机载姿态测量系统和飞行操纵系统4的输出端连接至飞行控制系统3的输入端，所述飞行控制系统3的输出端分别连接至舵面运动驱动系统、发动机动力模拟系统和风洞运行系统的输入端。1.所述飞行器动力相似缩比模型2，根据相似准则和模型比例进行设计加工，实现几何相似、质量相似、惯量相似。其中，所述飞行器动力相似缩比模型2，满足几何相似准则、弗劳德数相似准则、质量相似准则、惯量相似准则和推力相似准则；几何相似准则根据飞机实际尺寸成比例缩小，满足飞行器动力相似缩比模型2展长不超过风洞实验段宽度的1/5；基于飞行器动力相似缩比模型自由度完全释放，对于该类重力与惯性力相比需要稳定与控制特性研究实验，需满足所述弗劳德数相似准则；基于实验中关于重心调节范围的要求，需满足质量相似准则和惯量相似准则；推力相似准则保证飞行器动力相似缩比模型2的气动控制特性与真机相似。其中，缩比模型方法，综合考虑以下几个因素：（1）机载设备安装空间。模型应具备足够的内部空间，可以容纳各机载设备和动力系统。（2）质量、惯量的调节和匹配。模型尺寸应确保可以将质量、惯量调节到满足相似准则要求，并满足实验中关于重心调节范围的要求。（3）雷诺数的影响。应根据实验研究的问题特点，分析雷诺数的影响，将模型比例确定在雷诺数影响不显著的范围。（4）模型展长不超过风洞实验段宽度的1/5。确保模型有足够的飞行空间，可以作1g飞行及1g附近的小幅机动飞行。考虑这些约束条件后，就可以确定出合适的模型比例。2.所述模型机载姿态测量系统，用于实时测量所述飞行器动力相似缩比模型2的飞行姿态数据，并将测量数据发送至所述飞行控制系统3。其中，所述模型机载姿态测量系统包括风标、陀螺仪和航姿参考系统，所述风标安装于所述飞行器动力相似缩比模型2机头空速管上；所述陀螺仪安装在所述飞行器动力相似缩比模型2重心位置；所述航姿参考系统安装在所述飞行器动力相似缩比模型2重心位置。所述风标飞行器动力相似缩比模型2的主要测量迎角和侧滑角；所述陀螺仪主要测量飞行器动力相似缩比模型2的俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度以及三轴线加速度；所述航姿参考系统主要测量飞行器动力相似缩比模型2的俯仰角、滚转角和偏航角。3.所述舵面运动驱动系统，接收所述飞行控制系统3的控制指令，并驱动飞行器动力相似缩比模型2的各舵面偏转。所述舵面运动驱动系统采用微型电动舵机。在舵机选型时，选择满足最大偏转角速率不小于根据运动相似折算出的最大角速率要求的型号，然后在飞行控制系统3的软件中设置“指令限幅”模块，加入位置和速率限幅，即可完全实现舵面最大偏转角速率的模拟。该解决办法通过软件实现简单易行，比通过改变传动比等机械方式实现具有很大的优越性。4.所述发动机动力模拟系统，接收所述飞行控制系统3的控制指令，利用高压空气从所述飞行器动力相似缩比模型2尾部喷出实现推力模拟，为飞行实验系统提供飞行动力。所述发动机动力模拟系统，由外部高压空气经过通气管路5输送至所述飞行器动力相似缩比模型2内部，再从所述飞行器动力相似缩比模型2的尾喷管喷出，从而模拟发动机获得推力。外部高压空气经轻质、柔软的特制尼龙通气管路5送至所述飞行器动力相似缩比模型2内部，再从所述飞行器动力相似缩比模型2尾部喷出获得推力；所述通气管路5与所述飞行器动力相似缩比模型2之间通过一个回转接头连接，连接位置位于所述飞行器动力相似缩比模型2重心处；推力大小的调节通过一个流量控制阀调节高压空气流量来实现；控制阀安装于风洞1实验段顶部，以尽可能减小控制阀到喷管尾部之间管路长度，减小推力响应延迟。5.所述飞行控制系统3，用于接收所述模型机载姿态测量系统发送的测量数据和所述飞行操纵系统4发送的操作指令，解算飞行控制律，并向所述舵面运动驱动系统发送控制指令、向所述发动机动力模拟系统发送推力控制指令和向风洞运行系统发送风速调节控制指令。所述飞行控制系统3基于快速控制原型技术，采用外置于试验段侧面测控间的飞控计算机，安装实时操作系统Vxworks，与MATLAB/Simulink设计开发环境无缝集成，实时运行飞行控制律程序；配备A/D、D/A、数字IO和串口等多种输入输出接口，实时接收操控员的飞行指令信号、机载传感器（风标、陀螺仪、航姿参考系统等）的反馈信号、风洞速压及相关开关信号等作为输入，通过飞行控制律解算，输出驱动各舵机偏转的舵面偏角指令及推力控制指令，实现了试验平台中各子系统的综合集成和有效运作，建立了稳定可靠、便捷高效的飞行控制律开发与验证平台。6.所述飞行操纵系统4，包括俯仰控制系统、滚转与偏航控制系统和推力控制系统，由飞行操控员执行操作，并将操作指令发送至所述飞行控制系统3。其中，所述俯仰控制系统和推力控制系统位于试验段侧面，观察和控制所述飞行器动力相似缩比模型2的纵向运动；所述滚转与偏航控制系统通过安装于试验段正后方的实时监控画面，观察和控制飞机模型的横向运动。飞行操纵系统4分别由三个飞行操控员执行，俯仰操控员和推力操控员位于试验段侧面，可以很好地观察和控制飞机模型的纵向运动；滚转/偏航操控员通过安装于试验段正后方的摄像头观察和控制飞机模型的横向运动。7.所述风洞运行系统，接收由飞行控制系统3发送的风速调节控制指令，控制风洞1内部起风、停风和改变试验风速。8.所述安全防护系统，采用柔性上下安全索6，所述安全索的一端与风洞相连，所述安全索的另一端连接至飞行器动力相似缩比模型，使所述舵面运动驱动系统的气动特性不受影响且能够模拟真实飞机六自由度飞行状态。将所述飞行器动力相似缩比模型2与风洞1上下洞壁通过两条安全索6相连，所述安全索6的操控端设置有绞盘，实现所述飞行器动力相似缩比模型2在风洞1内意外失控碰到风洞1洞壁。所述上下安全索6在起风、停风过程或模型意外失控时收紧，保护模型；在正常试验时松开，对模型无约束作用。另一方面，本发明还提供了一种低速风洞模型飞行实验方法，如图3所示，步骤包括：(1)各飞行操控员就位，由所述安全防护系统拉紧所述飞行器动力相似缩比模型2；(2)由所述风洞运行系统开启风洞1，开始起风；(3)开启飞行控制系统3，模型机载姿态测量系统实时测量飞行数据，舵面运动驱动系统进入控制回路，飞行控制律运行；(4)开启所述发动机动力模拟系统；(5)飞行控制系统3的控制程序判断飞行数据中的风速信号是否达到设定阈值，若没有达到则断开风标测量信号继续循环判断阈值，若达到则接通风标测量信号；(6)判断风速是否达到试验风速，若没有则所述安全防护系统收紧安全索6，若达到则所述安全防护系统松开安全索6，实验模型进入无约束飞行状态；(7)操控员通过所述飞行操纵系统4向所述飞行控制系统3发送指令，由所述飞行控制系统3控制向所述舵面运动驱动系统和所述发动机动力模拟系统发送控制指令，从而控制所述飞行器动力相似缩比模型2进行六自由度无约束飞行，完成指定测试任务；(8)若试验结束，所述安全防护系统拉紧所述飞行器动力相似缩比模型2，所述风洞运行系统控制风速逐渐下降，当风速信号小于设定阈值则断开风标信号，停风后控制律停止运行；(9)试验结束，对进行试验数据进行分析评估。如图4所示，具体实施过程：风洞1未起风时，模型由上安全索6悬挂，由于悬挂点位于模型重心位置，模型可以基本保持水平姿态；在起风阶段，风速从零慢慢升到试验稳定风速过程中，安全操纵员拉紧下安全索6，使模型线位移固定；在低风速时，由于风标测量信号不准确便切断其信号，使风标测量信号不进入飞行控制律，在风速大于一定阈值才接通信号；达到稳定试验风速后，慢慢松开下安全索6，同时操控员分工协作，推力操纵员逐渐加大油门至所需配平推力，俯仰操纵员操纵迎角至配平迎角，松开安全索6，滚转/偏航操纵员根据情况操纵，保持模型1g平飞，进行相应的飞行测试研究实验；完成一个试验工况后，改变试验风速，研究其他迎角的飞行稳定与控制特性；试验结束则拉紧安全索6，逐渐停风，进行数据结果的分析和评估。以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本实发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。