风洞中飞行器模型驱动系统及性能测量方法技术方案

本发明专利技术公开了一种风洞中飞行器模型驱动系统及性能测量方法，属于风洞空气动力学和飞行动力学实验技术领域，所述驱动系统包括支杆装置、六杆并联机构和直线导轨，支杆装置位于飞行器模型后部，经模型内部的多分量天平支持飞行器模型；支杆装置内安装有滚转驱动和测量装置；六杆并联机构包括六根连杆，每根连杆的两端设有万向铰链，前端的万向铰链与支杆装置相连；后端的万向铰链与直线导轨的滑块相连；直线导轨安装在风洞实验段内壁上。本发明专利技术在风洞中可同时提供全方位、大范围、高速率运动，并有足够刚、强度和低干扰，可用于高速风洞中测量高机动性和敏捷性的飞行器的空气动力和虚拟飞行性能。

【技术实现步骤摘要】
风洞中飞行器模型驱动系统及性能测量方法
本专利技术涉及风洞空气动力学和风洞飞行动力学(风洞虚拟飞行)实验
，特别是指一种风洞中飞行器模型驱动系统及风洞空气动力学和风洞虚拟飞行力学性能测量方法。
技术介绍
高机动、高敏捷和过失速机动是现代高性能军机和战术导弹的重要指标。为了实现这一要求，飞行器应具备极好的大角度的变化范围、角速度变化范围和瞬时角加速度，以及过失速飞行的稳定性和控制能力。在这些复杂的机动飞行中，飞行器纵、侧向三维流动干扰、严重的非线性和非定常特性使飞行器的空气动力学和飞行动力学性能变得非常复杂并难以用计算空气动力学或工程计算方法来求得。因此，在风洞实验中发展全方位、大范围和高速率的动态试验设备，取得飞行器模型的空气动力学数据是必要的前提之一。取得机动飞行下的空气动力特性，尤其是非线性、非定常和有交叉干扰下的特性只是为飞行器设计提供了初始参数。传统的飞行器的设计方法都是由风洞实验或计算流体动力学求得飞行器的空气动力学数据，用以来进行控制系统设计和飞行器总体设计。但是，在大攻角、大机动的飞行过程中，飞行器的空气动力和飞行动力学上的非定常、非线性和交叉干扰，使飞行器的空气动力学性能与飞行器的飞行动力学性能不再可以分别处理。而用传统的飞行器的设计方法生产的飞行器不但可能与实际性能相差甚远，甚至在飞行试验中发生危险。因此，要发展高机动性和敏捷性的飞行器，除了提高风洞空气动力学的测试能力外，还必须要发展风洞的飞行动力学试验，或风洞虚拟飞行试验。也就是说，作为风洞试验，如果说可以分为风洞试验的低级阶段(风洞空气动力学试验)和风洞试验的高级阶段(风洞飞行动力学试验或风洞虚拟飞行试验)，风洞试验必须能进行这两种试验。所谓风洞试验的低级阶段(风洞空气动力学试验)，就是发展全方位、大范围和高速率的动态试验设备，以取得飞行器模型的风洞实验空气动力学数据。所谓风洞试验的高级阶段(风洞飞行动力学试验或风洞虚拟飞行试验)，就是在风洞中进行飞行器的飞行动力学特性、飞行控制系统和导航系统的综合试验。这种将空气动力学与飞行动力学和控制系统综合处理的设备和试验方法，是提供飞行器的飞行品质、降低飞行试验的风险和缩短飞行器研制周期的重要手段。风洞虚拟飞行试验技术除了提供飞行器的气动力数据外，还可以用来直接给出无控飞行器的飞行动力学数据，验证有控飞行器的控制系统的硬件和控制程序软件在飞行条件下的精准度、效率和可靠性。为了实现完全的风洞飞行动力学试验(风洞虚拟飞行试验)，有几个要求必须满足：(a)模型要有完全的自由度，即三个角度和三个线位移方向的自由度；(b)在这几个自由度上的活动范围必须足够大，足以包含飞行器机动飞行的活动范围；(c)更重要的是，机构的运动速度必须足够快，能实时反映飞行器的运动速度；(d)相应的飞行动力学分析中必须模拟真实的飞行器的质量分布和惯量等动力学数据；(e)模型的控制面和控制速率应该满足真实飞行器的速比要求；(f)为了进行高速风洞的试验，模型的支持刚度必须足够大；(g)为了试验的通用性，试验可以在机构改动不太大的情况下用于不同类型(例如飞机或导弹等不同类型)的试验。简言之，要在风洞中实现“强迫式”风洞虚拟飞行试验，要求相应的试验设备必须能提供全方位的运动自由度；足够大的运动参数的变化范围；尤其是试验设备的可控运动速度必须尽可能大，以满足飞行动力学的控制要求。也就是说试验设备必须有全方位、大范围和高速率的性能，而这是现有技术鲜有能提供的。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种具有全方位、大范围和高速率性能的风洞中飞行器模型驱动系统及风洞空气动力学和风洞虚拟飞行力学性能测量方法。为解决上述技术问题，本专利技术提供技术方案如下：一方面，提供一种风洞中飞行器模型驱动系统，包括支杆装置、六杆并联机构和直线导轨，其中：所述支杆装置位于所述飞行器模型的后部，用于经模型内部的多分量天平支持所述飞行器模型；所述支杆装置包括中空的尾杆主体和从所述尾杆主体的一端伸出且可转动的后尾支杆，所述尾杆主体内安装有用于驱动所述后尾支杆转动的滚转驱动装置和用于测量所述后尾支杆转动角度的滚转测量装置；所述六杆并联机构包括六根连杆，每根连杆的两端均设有万向铰链，所述六杆并联机构前端的万向铰链与所述尾杆主体相连；所述直线导轨安装在风洞实验段内壁上，所述六杆并联机构后端的万向铰链与所述直线导轨的滑块相连。根据本专利技术优选的，所述尾杆主体内还安装有用于锁止后尾支杆的滚转锁紧装置。根据本专利技术优选的，所述六杆并联机构中的三根连杆连接在所述尾杆主体的前部，所述六杆并联机构中的另外三根连杆连接在所述尾杆主体的后部。根据本专利技术优选的，连接在所述尾杆主体后部的三根连杆在尾杆主体上的位置位于连接在所述尾杆主体前部的三根连杆的正后方。根据本专利技术优选的，连接在所述尾杆主体前部的三根连杆的前端连接点位于尾杆主体的圆周面内且均匀分布，连接在所述尾杆主体后部的三根连杆的前端连接点也位于尾杆主体的圆周面内且均匀分布。根据本专利技术优选的，所述直线导轨为6根，风洞实验段的两侧内壁上各分布有3根直线导轨。根据本专利技术优选的，所述飞行器模型具有控制面，所述控制面的转轴延伸至位于模型内多分量天平前部的前支杆，所述前支杆内设置有控制电机，所述控制电机经减速齿轮驱动连接所述控制面的转轴，所述控制电机由风洞外的控制电路控制。另一方面，提供一种利用上述的驱动系统进行风洞中飞行器模型的性能测量方法，在开环风洞虚拟飞行试验中，所述方法包括：(a)将飞行器模型支持在尾支杆上；(b)飞行器模型的控制面偏转到一个固定的偏转角度；(c)在飞行器模型的控制面偏转时，模型内部的六分量天平测得瞬时的气动力和气动力矩；(d)在飞行器的动力学方程中使用的真实飞行器动力相似的数据，由飞行器的动力学方程计算模型的下一个微时段的运动位置和速度；(e)将上述结果输入到六杆并联机构，使飞行器模型以求出的新速度移动到新的位置；(f)如此反复继续，如果六杆机构的跟进速度足够快，给定的时间间隔又很小，就可以以这种离散化的局部拟线性方法得到飞行动力学的结果。再一方面，提供一种利用上述的驱动系统进行风洞中飞行器模型的性能测量方法，在控制面不动的闭环风洞虚拟飞行试验中，所述方法包括：(a)将飞行器模型支持在支杆装置上；(b)飞行器模型的控制面偏转到一个固定的偏转角度；(c)在飞行器模型的控制面偏转时，模型内部的多分量天平测得瞬时的气动力和气动力矩；(d)在飞行器的带有飞行控制律的飞行动力学方程中使用的真实飞行器动力相似的数据计算模型的下一个微步长时段的运动位置和速度；(e)将上述结果输入到六杆并联机构，使飞行器模型以求出的新速度移动到新的位置；(f)如此反复继续，如果六杆并联机构的跟进速度足够快，给定的时间间隔又很小，就可以以这种离散化的局部拟线性方法得到带有飞行控制律的飞行动力学的结果。又一方面，提供一种利用上本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种风洞中飞行器模型驱动系统，其特征在于，包括支杆装置、六杆并联机构和直线导轨，其中：/n所述支杆装置位于所述飞行器模型的后部，用于经模型内部的多分量天平支持所述飞行器模型；/n所述支杆装置包括中空的尾杆主体和从所述尾杆主体的一端伸出且可转动的后尾支杆，所述尾杆主体内安装有用于驱动所述后尾支杆转动的滚转驱动装置和用于测量所述后尾支杆转动角度的滚转测量装置；/n所述六杆并联机构包括六根连杆，每根连杆的两端均设有万向铰链，所述六杆并联机构前端的万向铰链与所述尾杆主体相连；/n所述直线导轨安装在风洞实验段内壁上，所述六杆并联机构后端的万向铰链与所述直线导轨的滑块相连。/n

【技术特征摘要】
1.一种风洞中飞行器模型驱动系统，其特征在于，包括支杆装置、六杆并联机构和直线导轨，其中：
所述支杆装置位于所述飞行器模型的后部，用于经模型内部的多分量天平支持所述飞行器模型；
所述支杆装置包括中空的尾杆主体和从所述尾杆主体的一端伸出且可转动的后尾支杆，所述尾杆主体内安装有用于驱动所述后尾支杆转动的滚转驱动装置和用于测量所述后尾支杆转动角度的滚转测量装置；
所述六杆并联机构包括六根连杆，每根连杆的两端均设有万向铰链，所述六杆并联机构前端的万向铰链与所述尾杆主体相连；
所述直线导轨安装在风洞实验段内壁上，所述六杆并联机构后端的万向铰链与所述直线导轨的滑块相连。


2.根据权利要求1所述的风洞中飞行器模型驱动系统，其特征在于，所述尾杆主体内还安装有用于锁止后尾支杆的滚转锁紧装置。


3.根据权利要求1所述的风洞中飞行器模型驱动系统，其特征在于，所述六杆并联机构中的三根连杆连接在所述尾杆主体的前部，所述六杆并联机构中的另外三根连杆连接在所述尾杆主体的后部。


4.根据权利要求3所述的风洞中飞行器模型驱动系统，其特征在于，连接在所述尾杆主体后部的三根连杆在尾杆主体上的位置位于连接在所述尾杆主体前部的三根连杆的正后方。


5.根据权利要求3所述的风洞中飞行器模型驱动系统，其特征在于，连接在所述尾杆主体前部的三根连杆的前端连接点位于尾杆主体的圆周面内且均匀分布，连接在所述尾杆主体后部的三根连杆的前端连接点也位于尾杆主体的圆周面内且均匀分布。


6.根据权利要求1-5中任一所述的风洞中飞行器模型驱动系统，其特征在于，所述直线导轨为6根，风洞实验段的两侧内壁上各分布有3根直线导轨。


7.根据权利要求1所述的风洞中飞行器模型驱动系统，其特征在于，所述飞行器模型具有控制面，所述控制面的转轴延伸至位于模型内多分量天平前部的前支杆，所述前支杆内设置有控制电机，所述控制电机经减速齿轮驱动连接所述控制面的转轴，所述控制电机由风洞外的控制电路控制。


8.利用权利要求7所述的驱动系统进行风洞中飞行器模型的性能测量方法，其特征在于...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄兴中，楼海烨，顾思践，陈李明，孙浩，陈庆江，
申请(专利权)人：日照坤仑智能科技有限公司，
类型：发明
国别省市：山东;37