一种编队飞行气动干扰和姿态控制实验系统及实验方法与流程

本发明涉及风洞试验技术，具体涉及一种基于风洞自由飞的编队飞行气动干扰和姿态控制实验系统及实验方法。

背景技术：

编队飞行是自然界中大型鸟类在长途迁徙中常用的方式，人类注意到这一现象后便指出编队飞行具有空气动力学上的优势，将其应用于飞机飞行中，可有效减小油耗，增加航程。目前针对编队飞行的相关研究主要集中在数值计算和飞行动力学仿真。

而在风洞实验这一方面，由于实验系统集成度不够，一般只进行“长机+单僚机”或“长机+双僚机”的研究，实验支撑装置对流场干扰较大，且实验装置只能单独进行气动干扰研究或单独进行姿态控制律研究，实验装置集成化、系统化不足，使得编队飞行风洞实验面临着成本高、实验周期长、精度低、对实际编队情况的模拟度不高、难以实现多机密集编队实验等缺陷。

技术实现要素：

发明目的：为了解决上述问题，本发明提出一种基于风洞自由飞的编队飞行气动干扰和姿态控制实验系统及实验方法。该实验系统能在风洞中尽可能地模拟各种实际编队飞行情况，仅依靠本系统就可完成编队飞行状态下的气动干扰测量、编队形式优化以及姿态控制律的设计优化，实验系统集成度高且实验精度、可靠性高。

技术方案：一种编队飞行气动干扰和姿态控制实验系统，包括自由度释放机构、盒式天平、飞行控制模块、飞机模型、地面站，其中飞机模型安装于自由度释放机构上，自由度释放机构可实现多个自由度的锁定和释放；盒式天平与自由度释放机构固定连接，用于采集飞机模型所受的气动力，并通过串口数据线将数据传入地面站；飞行控制模块与地面站之间以及不同飞机模型的飞行控制模块之间通过wifi模块进行数据传输，地面站)向飞行控制模块发送控制指令，同时飞行控制模块将采集到的飞机姿态数据传回地面站，用于飞行控制律的修改和优化。

进一步地，自由度释放机构包括外支撑杆、内支撑杆、运动关节、高度紧定螺钉、滚转紧定螺钉、偏航紧定螺钉、俯仰紧定螺钉，内支撑杆一端插于中空的外支撑杆内，通过高度紧定螺钉加以固定；运动关节设于内支撑杆另一端，用于承载飞机模型，滚转紧定螺钉、偏航紧定螺钉、俯仰紧定螺钉设于运动关节上，用于实现飞机实验模型的滚转、偏航、俯仰三个姿态自由度。

利用上述实验系统进行编队飞行气动干扰和姿态控制实验的方法，包括以下步骤：

s1、按照编队模式布置好自由度释放机构(1)，形成自由度释放机构阵列；

s2、将飞机模型(4)安装于自由度释放机构(1)的运动关节(9)上，保证运动关节(9)的转动中心与飞机模型(4)的重心基本重合；

s3、调节紧定螺钉的锁紧与松开，进行多项实验内容，包括：所有自由度锁定的静态气动干扰实验、部分自由度锁定的动态气动干扰实验以及姿态自由度释放的飞行控制律设计实验。

有益效果：

1、支撑结构气动干扰小：整个实验模型仅靠阵列式自由度释放机构的支撑杆支撑，且支撑杆上安装有整流板，有效减小了支撑机构对流场的干扰，从而提高实验精度。且简易紧凑的支撑机构可以在较高精度下完成密集编队的风洞实验研究。

2、实验系统集成度高，可实现多项编队飞行实验项目：仅依靠本实验系统就可完成编队飞行状态下的气动干扰测量、编队形式优化以及姿态控制律优化，可以很方便地实现编队飞行的系统化研究。且在进行各实验项目之间只需简单进行自由度机构的锁定和释放，能有效减小实验周期，提高实验效率。

3、实验自由度高，可以很方便地加入多机编队，编队飞行器数量可达数十架，便于更复杂编队形式的研究。且实验过程中飞行器的高度、位置、姿态可自由调整。

附图说明

图1为本发明的编队飞行气动干扰和姿态控制实验系统结构示意图；

图2为自由度机构结构示意图；

图3为实验系统的实验过程总流程图。

其中1-自由度机构阵列，2-六分量盒式天平，3-飞行控制模块，4-飞机缩比模型，5-整流板，6-地面站，7-外支撑杆，8-内支撑杆，9-运动关节，10-高度紧定螺钉，11-滚转紧定螺钉，12-偏航紧定螺钉，13-俯仰紧定螺钉。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案作进一步说明。

如图1，本发明提出的基于风洞自由飞的编队飞行气动干扰和姿态控制实验系统，包括风洞、自由度释放机构1、六分量盒式天平2、飞行控制模块3、用于试验的飞机缩比模型4、整流板5、地面站6；盒式天平2与自由度机构固定连接，用于采集飞机缩比模型4所受的气动力，并通过串口数据线将数据传入地面站6；飞行控制模块3与地面站6之间以及不同飞机的飞行控制模块之间通过wifi模块进行数据传输，地面站6可向飞行控制模块3发送控制指令，同时飞行控制模块3将采集到的飞机姿态数据传回地面站6，用于飞行控制律的修改和优化。

如图2，自由度释放机构1可以实现多个自由度的锁定和释放，包括外支撑杆7、内支撑杆8、运动关节9、高度紧定螺钉10、滚转紧定螺钉11、偏航紧定螺钉12、俯仰紧定螺钉13。整流板5安装于内支撑杆8外侧，其剖面形状为naca0008翼型，起到整流作用，可有效减少支撑杆尾流带来的干扰。运动关节9在飞机重心处通过螺栓与飞机连接。高度紧定螺钉10位于外支撑杆7上，可以锁定/释放内支撑杆8的运动；滚转紧定螺钉11位于运动关节9的滚转轴附近，可以锁定/释放滚转轴；偏航紧定螺钉12位于运动关节9顶端的偏航轴附近，可以锁定/释放偏航轴；俯仰紧定螺钉13位于运动关节9的俯仰轴附近，可以锁定/释放俯仰轴；通过锁紧或松开各紧定螺钉，即高度紧定螺钉10、滚转紧定螺钉11、偏航紧定螺钉12、俯仰紧定螺钉13，可以人为控制飞机各自由度的锁定或释放。其中高度自由度用于调整编队飞行中各飞机之间的相对高度，其它自由度为滚转、俯仰、偏航三个姿态自由度。

如图3展示了本编队飞行实验系统的实验总流程图，反映了本系统所能完成的多项实验任务，具体包括：首先按照编队模式布置好自由度释放机构阵列，如布置为“v型”阵列或“一字型”阵列。并将风洞实验飞机缩比模型安装于自由度释放机构的运动关节上，保证运动关节的转动中心与飞机模型重心基本重合。接下来可调节紧定螺钉的锁紧与松开，进行多项实验内容，包括：所有自由度锁定的静态气动干扰实验、部分自由度锁定的动态气动干扰实验以及姿态自由度释放的飞行控制律设计实验。这些实验基本涵盖了编队飞行实验的所有需求。

具体而言，实验一：所有自由度锁定的静态气动干扰实验，用于测量多机编队间的静态气动干扰。方法如下：锁紧所有紧定螺钉即高度紧定螺钉10、滚转紧定螺钉11、偏航紧定螺钉12、俯仰紧定螺钉13，利用盒式天平2采集飞机实验模型4所受的气动力，获得机翼涡流产生的气动干扰数值。在流场中投入烟粒子，并利用piv技术拍摄烟粒子在流场中的流动图像，就可以得到飞机在编队气动干扰影响下的流场结构，实验获得的流场结构可以指导我们合理利用不同飞机间的流场干扰，从而进行编队形式的优化。

实验二：部分自由度锁定的动态气动干扰实验，用于测量部分飞机由于姿态变化产生的非定常尾流对其他飞机的动态气动干扰。方法如下：锁紧自由度机构阵列中部分自由度机构，释放其余自由度机构，测量释放状态下的飞机完成机动动作时，产生的非定常尾流对其他锁紧状态下的飞机造成的气动干扰数值，通过盒式天平测量并采集气动干扰数据。结合锁相piv技术可以获得非定常尾流造成的流场结构变化图像，由于飞机做机动动作时，产生的是非定常流场，因此需要在飞机机动动作的各个相位处产生piv触发信号驱动piv相机拍摄，从而得到非定常的流场结构。观察这些由于飞机做机动动作而产生的非定常流场，就能判断出空间中流场扰动较大的区域，实际编队飞行中，参与编队的飞机应避开这些区域，从而有效规避动态气动干扰带来的飞行事故。

实验三：姿态自由度释放的飞行控制律设计实验用于飞机编队飞行的姿态控制律设计。方法如下：锁定高度紧定螺钉10，释放滚转紧定螺钉11、偏航紧定螺钉12、俯仰紧定螺钉13，所有飞机处于三自由度释放状态，地面站向飞控模块发送指令信号，同时采集多架实验飞机模型对指令信号的跟踪情况，可以分析不同的编队拓扑结构，不同姿态控制方法下，飞机的响应情况，从而进行姿态控制律的设计以及编队拓扑结构的设计优化。

受限于现有的实验技术，目前编队飞行气动干扰的实验研究仅考虑了飞行器稳定飞行情况下的静态气动干扰，此时从大尺度上看飞机气动干扰主要来自于前方飞机产生的定常诱导涡系。随着飞机机动性能日益提升，飞机在做大机动动作(尤其是过时速机动)时，将产生强烈的非定常尾流，此时数值计算手段已不能满足需求。利用本实验系统，通过上述提到的实验二，人为输入控制指令，控制编队中的长机做大机动动作，同时采集僚机受到的气动力信号，并表示为δx,δy,δz表示僚机在空间中相对长机的坐标位置，m代表长机各类机动动作的集合，x代表僚机当前状态量。将其插值拟合成关于t和x的连续函数，并对状态量x进行泰勒展开得到假设僚机相对长机的位置不变，将气动干扰产生的气动力加入到僚机的状态空间中得到状态空间表达式：

式中x表示飞机状态量，a表示将飞机近似为线性系统后的线化矩阵，b表示线化输入矩阵，c表示线化输出矩阵，q表示不确定量集合，f′(t)表示盒式天平所采集到的气动力插值函数对时间的一阶导数。

此时将僚机看成一个线性时变系统，利用线性时变系统的理论来设计僚机在强气动干扰下的飞行控制律。

在多机编队中，当编队数量较多时，按照以往的方式，只能通过计算机仿真以及实际飞行进行控制系统的验证，计算机仿真结果与实际存在差异，准确性差，而实际飞行成本高，要承担试验失败的代价。而利用本实验系统，通过上述提到的实验三，可以安全高效准确地验证并完善控制系统设计。将飞行编队的拓扑结构表示为有向图或无向图的形式，并用集合g＝(vεa^*)表示，v表示节点，即编队中的每个飞行器；ε表示边，代表不同飞行器间的信息流向；a^*为加权临接矩阵，表示飞行器间的信息传递路径。整个编队飞行系统就可以表示为状态空间的形式：

其中q表示系统在参数上的不确定性，τ表示数据传输产生的时延。由于实际飞行时各飞机之间的通信带宽有限，因此无法实现所有飞机之间的两两通信，因此飞行的状态信息需要由长机按一定的数据传递路径逐步下方到僚机，若将飞机之间的信息传递路线用有向图表示，即如果飞机1能向飞机2传递信息，则画一条由飞机1指向飞机2的箭头，由此便可以得到编队飞行的拓扑结构，该结构决定了a^*矩阵的值。在实验中，各飞机间利用wifi模块传递信息，可以通过软件人为配置哪些飞行器之间可以通过wifi进行信息传递，从而能在实验中自由配置加权临接矩阵a^*，并根据实验结果和使用需求获得优化后的a^*矩阵，从而得到更完善的编队拓扑结构和飞行控制策略。