[發明專利]一種低速風洞虛擬飛行試驗飛機模型設計方法

有效

• 申請號: 201710427380.0
• 申請日: 2017-06-08
• 公開（公告）號: CN107247839B
• 公開（公告）日: 2020-04-21
• 發明（設計）人: 黃丹;劉淑麗;卜忱;吳佳莉;劉傳輝
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司哈爾濱空氣動力研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15
• 代理公司: 哈爾濱市哈科專利事務所有限責任公司 23101
• 代理人: 吳振剛

本發明涉及一種低速風洞虛擬飛行試驗飛機模型設計方法，屬于風洞虛擬飛行試驗模型設計領域。本設計方法優化了舵面驅動方式，使模型操縱面能夠自動變舵面從而實現模型氣動/運動/控制耦合的功能。減輕了模型的重量與慣性載荷，并從結構設計上使模型質心配平，保證飛機模型參考中心、模型實際質心、虛擬飛行支撐機構旋轉中心同時重合。本設計方法滿足加工工藝和試驗設備的要求，模型加工精度滿足虛擬飛行風洞試驗數據測量精度要求，應用到虛擬飛行風洞試驗中運行穩定，安裝、拆卸方便。

技術領域

本發明涉及一種低速風洞虛擬飛行試驗飛機模型設計方法。

背景技術

風洞試驗通常可為飛行器設計和控制系統設計提供氣動力特性參數。然而隨著飛行器機動特性的不斷提高，對飛行器性能提出了更高的要求，目前尚沒有能較好地描述和預示飛行器在大迎角機動時的過載、穩定性和機動時所需控制力的地面試驗方法。對于這一問題，近年來發展了一種先進的風洞動態試驗技術，即風洞虛擬飛行試驗技術。該技術通過較為逼真的模擬飛行器的真實機動運動過程，使在風洞中實現飛行器飛行動力學特性、飛行控制系統、導航系統綜合驗證等成為可能。

20世紀中期，各國相繼開始研究模型的虛擬飛行試驗，目前發展水平處于領先，且最具代表性的是美國空軍阿諾德工程發展中心(AEDC)。其首次在風洞中實現了虛擬飛行演示驗證試驗，再現了導彈在風洞中的滾轉自鎖現象，使該項技術從概念研究逐步走向工程實用階段。德國在DNW的低速風洞NWB中基于并聯機構原理構建了六自由度的風洞動態試驗裝置，能夠通過操縱控制舵面實現模型繞體軸的俯仰、滾轉和偏航轉動以及三個方向的平動。俄羅斯、英國等也研制了用于模擬先進飛行器機動飛行、綜合檢驗氣動和飛行力學特性的一體化試驗裝置，開展了大量的試驗研究，為飛行器機動飛行過程中的飛行力學性能綜合分析提供了有效手段。為了適應我國新一代先進飛行器研制的迫切需求，國內目前在具備一定能力的高、低速風洞單自由度和兩自由度動態試驗技術基礎上，已有多家單位開始發展風洞虛擬飛行試驗技術，但總體上都處于起步階段，距離工程實用還有很長距離。

在風洞虛擬飛行試驗中，飛行器模型需通過支撐系統實現自由俯仰、偏航、滾轉甚至錐動，并由風洞外的控制系統控制模型的操縱面運動，在定?；蚍嵌ǔ鈩恿ψ饔孟?，模型實時改變姿態，表現出固有的飛行動力學特性。由此可見，試驗模型的設計是決定試驗成功與否的基礎和關鍵。然而不同于常規風洞試驗，虛擬飛行試驗模型最大展長受風洞試驗段尺寸等因素限制，因此模型設計難度很大。如何在尺寸約束下設計加工出滿足質量、慣量相似要求的動力相似模型，仍是虛擬飛行試驗模型研制的一大挑戰。風洞虛擬飛行試驗同樣需要采用縮比模型，特別是對飛機類的飛行器而言，其幾何縮比較小，試驗過程中除了非定常氣動力外，為了實現模型的姿態控制，還需要考慮將飛控計算機、姿態測量系統、舵機控制系統等安裝于縮比模型內部的合適位置，試驗模型設計過程非常復雜，并且在模型縮比之后，整體結構必須達到質量輕、強度大的要求。這時采用金屬材料制造已不能滿足要求。另外，在虛擬飛行風洞試驗中，模型的質心必須接近模擬真實飛機的質心，確定模型的起始擾動和飛行穩定性、操控性。為保證模型參考中心、模型實際質心、虛擬飛行支撐機構旋轉中心重合，模型必須進行配平設計。

綜上所述，如何對虛擬飛行試驗模型進行合理有效的設計，實現模型操縱面自動變舵面，保證飛機模型參考中心、模型實際質心、虛擬飛行支撐機構旋轉中心同時重合，并且滿足質量輕、強度大的要求，成為亟待解決的技術問題。

發明內容

基于以上不足之處，本發明的目的是提供一種低速風洞虛擬飛行試驗飛機模型設計方法，使模型操縱面能夠自動變舵面從而實現模型氣動/運動/控制耦合的功能。并且保證飛機模型參考中心、模型實際質心、虛擬飛行支撐機構旋轉中心同時重合。

本發明所才用的技術如下：一種低速風洞虛擬飛行試驗飛機模型設計方法，包括如下內容：

模型尺寸的選擇：根據風洞試驗段尺寸，虛擬飛行試驗模型最大展長應不超過試驗段寬度的70％，確定縮小比例，得到動力學相似模型；