[發(fā)明專利]一種飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證平臺(tái)

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202010140732.6
• 申請(qǐng)日: 2020-03-03
• 公開（公告）號(hào): CN111368427A
• 公開（公告）日: 2020-07-03
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 孫濤;張文龍;謝佳偉
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 孫濤
• 主分類號(hào): G06F30/20
• 分類號(hào): G06F30/20;G06F30/15
• 代理公司: 暫無(wú)信息
• 代理人: 暫無(wú)信息

本發(fā)明涉及仿真實(shí)驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證平臺(tái)，該飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證平臺(tái)包括基臺(tái)、承載塊、頂桿、電機(jī)和控制器；所述基臺(tái)上方設(shè)有承載塊，承載塊在豎直方向上的移動(dòng)，用于承托飛機(jī)模型，飛機(jī)模型的引擎尾部位置設(shè)有對(duì)應(yīng)的頂桿；由于固定在飛機(jī)模型上的支撐結(jié)構(gòu)干擾了連接處的氣動(dòng)布局，影響了測(cè)量的氣動(dòng)性能，同時(shí)飛機(jī)模型處于相對(duì)靜止?fàn)顟B(tài)，使得仿真驗(yàn)證的數(shù)據(jù)具有局限性；故此，本發(fā)明通過(guò)設(shè)置在飛機(jī)模型引擎尾部的頂桿，通過(guò)風(fēng)洞中的氣流對(duì)飛機(jī)模型產(chǎn)生的作用力進(jìn)行氣動(dòng)性能的仿真驗(yàn)證，使飛機(jī)模型自身在仿真中進(jìn)行適應(yīng)調(diào)整，獲取更加完善的氣動(dòng)性能數(shù)據(jù)，提升了飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證數(shù)據(jù)的豐富性和真實(shí)性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及仿真實(shí)驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證平臺(tái)。

背景技術(shù)

隨著航空領(lǐng)域的不斷開放，越來(lái)越多的新型飛機(jī)開始相繼誕生，在飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，需要的對(duì)飛機(jī)模型進(jìn)行仿真驗(yàn)證，以及利用該平臺(tái)進(jìn)行數(shù)據(jù)模擬各種情況對(duì)飛機(jī)模型的影響，驗(yàn)證飛機(jī)模型和設(shè)計(jì)可行性的方法；其中仿真驗(yàn)證通過(guò)計(jì)算機(jī)輔助，建立虛擬的流場(chǎng)模型進(jìn)行流體力學(xué)仿真，但其計(jì)算結(jié)果的精度往往取決于對(duì)復(fù)雜流場(chǎng)仿真前置處理時(shí)的邊界條件、物性參數(shù)等的定義是否與實(shí)際一致，以及計(jì)算方法與后置處理是否準(zhǔn)確等方面，往往需要在真實(shí)的物理流場(chǎng)風(fēng)洞中進(jìn)行驗(yàn)證。

風(fēng)洞源自于英語(yǔ)“Wind Tunnel”，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室是以人工方式產(chǎn)生的氣流來(lái)模擬飛行器周圍的氣體流動(dòng)情況，通過(guò)收集分析數(shù)據(jù)作出最佳設(shè)計(jì)；飛行器在試飛之前必須要在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室內(nèi)反復(fù)試驗(yàn)后才能投入使用，是飛行器研制工作中不可缺少的重要部分；關(guān)于飛行器仿真驗(yàn)證風(fēng)洞的介紹，可參見(jiàn):艾魚,NASA風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室一覽[J].航天員.2013.(3):56-59。

現(xiàn)有技術(shù)中也出現(xiàn)了一些飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證平臺(tái)的技術(shù)方案，如申請(qǐng)?zhí)枮?018115954716的一項(xiàng)中國(guó)專利公開了一種飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證平臺(tái)：包括仿真激勵(lì)模塊和仿真顯示模塊；仿真激勵(lì)模塊中的仿真模型單元與仿真激勵(lì)單元連接，仿真激勵(lì)單元與第一數(shù)據(jù)管理單元連接，第一數(shù)據(jù)管理單元與第一數(shù)據(jù)庫(kù)以及第一數(shù)據(jù)接口管理單元分別連接；仿真顯示模塊中的仿真顯示單元與第二數(shù)據(jù)管理單元連接，第二數(shù)據(jù)管理單元與第二數(shù)據(jù)庫(kù)和第二數(shù)據(jù)接口管理單元分別連接；第一數(shù)據(jù)接口管理單元與第二數(shù)據(jù)接口管理單元連接；第一數(shù)據(jù)庫(kù)與第二數(shù)據(jù)庫(kù)連接；該技術(shù)方案能夠?qū)崿F(xiàn)低成本快速可擴(kuò)展的驗(yàn)證，以滿足多種飛機(jī)、多種設(shè)備的仿真驗(yàn)證要求；實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)模塊的并行開發(fā)，提高了平臺(tái)的開發(fā)效率；但是該技術(shù)方案中的仿真結(jié)果需要得到風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)或?qū)嶋H物理流場(chǎng)的驗(yàn)證才能確保可靠性的問(wèn)題，使得該技術(shù)方案中飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證數(shù)據(jù)的質(zhì)量難以保證。

鑒于此，為了克服上述技術(shù)問(wèn)題，本公司設(shè)計(jì)研發(fā)了一種飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證平臺(tái)，采用了特殊的仿真驗(yàn)證平臺(tái)結(jié)構(gòu)，解決了上述技術(shù)問(wèn)題。

發(fā)明內(nèi)容

為了彌補(bǔ)現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提出了一種飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證平臺(tái)，通過(guò)設(shè)置在飛機(jī)模型引擎尾部的頂桿，通過(guò)風(fēng)洞中生成的氣流對(duì)飛機(jī)模型產(chǎn)生的作用力，使得飛機(jī)模型僅與頂桿相作用進(jìn)行氣動(dòng)性能的仿真驗(yàn)證，配合風(fēng)洞中風(fēng)力參數(shù)的微量變化，使飛機(jī)模型在仿真驗(yàn)證中進(jìn)行微量的適應(yīng)性姿態(tài)調(diào)整，獲取更加完善的氣動(dòng)性能數(shù)據(jù)，提升了飛機(jī)模型仿真驗(yàn)證數(shù)據(jù)的豐富性和真實(shí)性。