一种绳系支撑飞机模型变速率旋转运动实现方法技术

一种绳系支撑飞机模型变速率旋转运动实现方法，属于风洞试验技术领域。首先基于一种8绳冗余约束绳系支撑飞机模型的方式；其次，在三维转动空间，通过构建滚转角速度和俯仰角速度之间的关系，使得迎角变化率为零；再次，进一步通过构建滚转角速度和偏航角速度之间的关系，使得侧滑角变化率为零；随后，给定初始迎角和初始侧滑角，完成三个转动自由度的定耦合比运动；而后，将绕机体轴旋转的三个角速度分量合成，得到总旋转角速度，即绕速度轴变速率旋转的角速度；最后，进一步根据运动学关系，由飞机模型的位姿求逆解，得到绳长，用于运动控制，实现飞机模型绕速度轴变速率旋转运动。本方法能实现一种绳系支撑飞机模型旋转运动。能实现一种绳系支撑飞机模型旋转运动。能实现一种绳系支撑飞机模型旋转运动。

【技术实现步骤摘要】
一种绳系支撑飞机模型变速率旋转运动实现方法


[0001]本专利技术属于风洞试验
，特别涉及一种绳系支撑飞机模型变速率旋转运动实现方法，用于风洞尾旋气动特性试验中。

技术介绍

[0002]高性能战斗机在大攻角飞行时发生的尾旋，情况十分复杂，一直严重地危及飞行安全。因此国内外都十分重视，进行大量的战斗机尾旋的研究工作；其中，飞机绕速度轴变速率旋转运动的气动特性是很重要的研究目标。
[0003]旋转天平试验装置是为开展飞机尾旋特性研究而研制的重要基础设备，主要用于测定飞机模型绕速度轴以不同速率作等速旋转状态下的气动特性，为飞机尾旋特性的分析和预测提供必要的气动数据。在国外，以NASA为代表，发展多款旋转天平试验装置；在国内，中国空气动力研究与发展中心和中国航空工业空气动力研究院也各自发展了旋转天平试验装置。如专利CN202010982702.X一种提高旋转天平试验准确性的方法中，给出一种典型的旋转天平试验装置，模型通过支杆固定在滑块上，支杆可相对滑块转动以改变模型初始滚转角，滑块沿弯轨滑动以改变模型初始俯仰角，弯轨固定在主轴上，利用主轴转动带动模型实现绕速度轴变速率旋转运动。但是此装置运行时，支杆和滑块分别锁定，即只能进行定迎角、定侧滑角实验；且试验装置占用空间巨大，运行耗能高。
[0004]两自由度动态试验台是南京航空航天大学设计的一种既能较为准确的模拟飞机机动飞行，又能使模拟的运动相对比较简单、能独立分析飞行状态中各个参数的动态实验平台。该试验台可以进行不同攻角下俯仰滚转耦合运动以及偏航滚转耦合运动的动态试验。飞机模型以尾支撑方式安装，通过两套独立的液压系统操纵其两个自由度上的运动。在横航向耦合运动中，通过对旋转矢量的分解，可以得到飞机模型绕速度轴变速率旋转的条件——侧滑角变化率为零，从而得到滚转角速度与偏航角速度间的固定关系。但是此装置最多只能实现两个自由度上一定范围的运动，无法完全模拟尾旋时三个姿态角的变化。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是提供一种绳系支撑飞机模型变速率旋转运动实现方法。鉴于飞机尾旋气动特性研究的重要性，本专利技术对绳系支撑飞机模型变速率旋转运动实现方法进行深入研究，在减小数据获取的时间和金钱成本的同时，保证试验数据所反映的飞机尾旋气动特性的准确性。
[0006]为实现上述目的，本专利技术包括以下步骤：
[0007]1)采用一种8绳冗余约束绳系支撑系统支撑飞机模型的方式；
[0008]2)在三维转动空间，通过构建滚转角速度p和俯仰角速度q之间的关系，使得总旋转角速度Ω在速度坐标系y方向上的分量Ω
yw
为零，即迎角变化率为零；
[0009]3)构建滚转角速度p和俯仰角速度r之间的关系，使得Ω在速度坐标系z方向的分量Ω
zw
为零，即侧滑角变化率为零；
[0010]4)给定初始迎角α和初始侧滑角β，完成三个转动自由度的定耦合比运动；
[0011]5)将绕机体轴旋转的三个角速度分量p,q,r合成，得到总旋转角速度Ω，即绕速度轴变速率旋转的角速度ω；
[0012]6)根据运动学关系，由飞机模型的位姿求逆解，得到绳长，用于运动控制，实现飞机模型绕速度轴变速率旋转运动。
[0013]在步骤1)中，所述8绳冗余约束绳系支撑系统具体包括：上方的4根绳索对称布置在飞行器模型的两侧前后，下方的4根绳索对称布置在飞行器模型的两侧前后；绳索均为张紧状态，不发生虚牵，即绳拉力T＞0；由于绳系支撑对流场干扰小的特点，且支撑系统比旋转天平占用体积和能耗小得多，实现6自由度耦合运动，选择其作为模拟飞机绕速度轴变速率旋转运动的支撑方式。
[0014]在步骤2)中，所述滚转角速度p和俯仰角速度q之间的关系采用如下表达式：
[0015][0016]其中，α为飞机模型的迎角，β为飞机模型的侧滑角，为飞机模型的迎角变化率，Ω为飞机模型的总旋转角速度，Ω
yw
为Ω正交投影到速度坐标系y方向上的分量，p为飞机模型的滚转角速度，q为飞机模型的俯仰角速度；化简，得：
[0017]q＝ptanβ。
[0018]在步骤3)中，所述滚转角速度p和俯仰角速度r之间的关系采用如下表达式：
[0019][0020]其中，为飞机模型的迎角变化率，Ω
zw
为Ω正交投影到速度坐标系z方向上的分量，r为飞机模型的偏航角速度；化简，得：
[0021]r＝ptanα(1
‑
tanβ)。
[0022]在步骤4)中，所述定耦合比运动采用如下定义式：
[0023][0024]其中，η
rp
为偏航
‑
滚转耦合比，η
qp
为俯仰
‑
滚转耦合比，||表示绝对值。
[0025]在步骤5)中，所述角速度ω的合成公式采用如下表达式：
[0026]ω＝Ω＝Ω
xw
＝pcosαcosβ+qcosαsinβ+rcosβsinα
[0027]其中，Ω
xw
为Ω正交投影到速度坐标系x方向上的分量。
[0028]在步骤6)中，所述运动学关系和逆解采用如下表达式：
[0029][0030]其中，L
i
为第i根绳的向量，L
i
为第i根绳的长度，B
i
为第i根绳与滑轮连接点在地面坐标系下的向量，X
P
为飞机模型质心P在地面坐标系下的位置向量，r
i
为第i根绳与飞机模型的牵引点P
i
在机体坐标系下的位置向量，()
T
表示矩阵的转置，R为从机体坐标系到地面坐标系的旋转变换矩阵；
[0031][0032]其中，φ,θ,ψ为飞机模型的姿态角，分别表示飞机模型的滚转角、俯仰角和偏航角，其值由下式确定：
[0033][0034]与现有技术相比，本专利技术的有益效果在于：
[0035]本专利技术提供的绳系支撑飞机模型变速率旋转运动实现方法，能够模拟飞机绕速度轴变速率旋转的同时，减小支撑系统对飞机模型周围流场的干扰，且比起旋转天平试验装置，本方法所用的支撑系统占用体积和能耗小得多。采用此法，可以对飞机模型进行风洞绕速度轴变速率旋转运动试验，研究其尾旋状态下的气动特性。
附图说明
[0036]图1为本专利技术实施例总体流程图；
[0037]图2为本专利技术实施例绳系支撑系统示意图；
[0038]图3为本专利技术实施例三维转动空间示意图；
[0039]图4为本专利技术实施例绳系支撑系统运动学示意图；
[0040]图5为本专利技术实施例绕速度轴变速率旋转角速度曲线图；
[0041]图6为本专利技术实施例姿态角跟踪曲线与位置稳定性曲线图；
[0042]图7为本专利技术实施例抬头振荡运动的绳长变化曲线图；
[0043]图8为本专利技术实施例抬头振荡运动实验图。
具体实施方式
[本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种绳系支撑飞机模型变速率旋转运动实现方法，其特征在于，包括以下步骤：1)采用一种8绳冗余约束绳系支撑飞机模型的方式；2)在三维转动空间，通过构建滚转角速度p和俯仰角速度q之间的关系，使得总旋转角速度Ω在速度坐标系y方向上的分量Ω
yw
为零，即迎角变化率为零；3)构建滚转角速度p和俯仰角速度r之间的关系，使得Ω在速度坐标系z方向的分量Ω
zw
为零，即侧滑角变化率为零；4)给定初始迎角α和初始侧滑角β，完成三个转动自由度的定耦合比运动；5)将绕机体轴旋转的三个角速度分量p,q,r合成，得到总旋转角速度Ω，即绕速度轴变速率旋转的角速度ω；6)根据运动学关系，由飞机模型的位姿求逆解，得到绳长，用于运动控制，实现飞机模型绕速度轴变速率旋转运动。2.如权利要求1所述一种绳系支撑飞机模型变速率旋转运动实现方法，其特征在于，在三维转动空间，通过构建滚转角速度p和俯仰角速度q之间的关系，q＝ptanβ，使得总旋转角速度Ω在速度坐标系y方向上的分量Ω
yw
为零，即迎角变化率为零，具体包括：滚转角速度p和俯仰角速度q之间的关系采用如下表达式：其中，α为飞机模型的迎角，β为飞机模型的侧滑角，为飞机模型的迎角变化率，Ω为飞机模型的总旋转角速度，Ω
yw
为Ω正交投影到速度坐标系y方向上的分量，p为飞机模型的滚转角速度，q为飞机模型的俯仰角速度。3...

【专利技术属性】
技术研发人员：王晓光，王家骏，沈楚伦，陈剑珊，林麒，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：发明
国别省市：