[发明专利]一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法

说明书

本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法，包括如下步骤：步骤S10：将飞行器模型置于风洞试验段中，多个相机布置在飞行器模型两侧顶部且位于所述风洞试验段外部；步骤S20：对多个所述相机同时进行标定；步骤S30：建立世界坐标系和体轴坐标系；步骤S40：在飞行器模型上设置多个标记点，并获取多个所述标记点在世界坐标系中的位置信息；步骤S50：根据多个所述标记点在体轴坐标系中的位置信息，计算飞行器模型的姿态角和气流角，本发明提供的姿态测量方法，可以适用于不同型号飞行器在风洞水平自由飞的研究，通用性好，使用方法操作简单，可以推广到其他低速风洞中，具有良好工程应用前景。

技术领域

本发明涉及风洞试验领域，尤其是涉及一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法。

背景技术

在进行低速风洞水平自由飞行试验的时候，通常需要实时获取飞行器模型的姿态角（Ψ，θ，φ）、气流角（α，β）等相关信息，这些信息用于飞行控制系统反馈或飞行历程参数的记录。

现有技术中，低速风洞模型自由飞试验一般通过在飞行器模型内部安装的航姿参考系统获取飞行器体轴系相对于风洞轴系的三个姿态角（Ψ，θ，φ），通过安装在飞行器头部的风标传感器实现迎角α、侧滑角β等气流角测量。其中，采用航姿参考系统缺点主要表现为：置于飞行器内部增加了模型设计和惯量配平难度；当飞行器运动剧烈时，航姿参考系统输出会存在跳变。采用风标传感器则存在以下不足：低于一定风速无法使用或测量误差偏大；风标测量结果明显受风速、飞行器迎角与侧滑角及风标安装位置影响，导致使用前需要进行大量标定工作；测量范围有限，无法用于大迎角飞行；体积较大，会破坏飞行器模型表面流场，增加了系统辨识与建模难度。

发明内容

本发明的目的是提供一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法，目的是解决上述技术存在的问题，其包括如下步骤：

步骤S10：将飞行器模型置于风洞试验段中，多个相机布置在飞行器模型顶部两侧且位于所述风洞试验段外部；

步骤S20：对多个所述相机同时进行标定；

步骤S30：建立世界坐标系o_g-x_gy_gz_g和体轴坐标系o_b-x_by_bz_b，其中o_g为位于风洞试验段下洞壁任一点，x_g轴平行于风洞试验段轴线指向来流方向，y_g轴在风洞试验段下洞壁平面内，且y_g轴垂直于x_g轴指向右，z_g轴指向符合右手定则，o_b为飞行器模型重心，x_b轴平行于机身轴线指向前，y_b轴垂直于飞机参考面指向右，z_b为轴指向符合右手定则；