[发明专利]一种低速风洞模型飞行实验系统及方法

说明书

技术领域

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。

发明内容

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。