[發明專利]一種應用于2m量級模型動導數試驗的驅動控制裝置

在審

• 申請號: 202010932715.6
• 申請日: 2020-09-08
• 公開（公告）號: CN112067228A
• 公開（公告）日: 2020-12-11
• 發明（設計）人: 譚浩;王建鋒;陳昊;楊文
• 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: G01M9/02
• 分類號: G01M9/02;G01M9/06;B64F5/60
• 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

一種應用于2m量級模型動導數試驗的驅動控制裝置，包括：綜合管理控制單元、試驗網通訊單元、實時控制單元、信號模塊單元、三組伺服控制單元、俯仰驅動單元、滾轉驅動單元、偏航驅動單元、三組角度反饋單元、液壓油源單元、2KW和4KW伺服驅動控制單元、迎角驅動單元和側滑角驅動單元，實時控制單元輸出的控制信號分別作用于三組伺服控制單元，通過對液壓油源單元輸出的液壓油進行調制作用，實現俯仰驅動單元、滾轉驅動單元和偏航驅動單元的驅動位置伺服運動控制；2KW和4KW伺服驅動控制單元，分別實現對迎角驅動單元和側滑角驅動單元的步進運動控制；本發明能夠有效地獲取大展弦比飛行器的高精度的動導數試驗數據。

技術領域:

本發明涉及低速風洞動態試驗領域，具體涉及一種應用于2m量級模型動導數試驗的驅動控制裝置。

背景技術：

飛行器動穩定性導數(簡稱動導數)是飛行器進行研制、動態氣動特性分析所依賴的重要數據，風洞強迫振蕩動導數試驗是獲取飛行器動導數的重要手段。風洞動導數試驗主要利用振蕩設備驅動試驗模型進行強迫振蕩，模擬飛機的剛體運動模態，從而獲取模型在不同風速、構型、振動頻率和振幅情況下的動導數試驗數據。

傳統低速風洞動導數試驗系統適用于開展1m量級模型的動導數試驗，且適用于進行大機動飛行的戰斗機開展大迎角動導數試驗。目前，大型運輸機、大型客機以及翼身融合體布局遠程戰機的研制對風洞動導數試驗條件提出了新的要求，這類飛機機身尺寸大，如果加工為1m量級試驗模型的話，會因為縮比比例過大而導致模型加工精度差，且試驗的雷諾數較低，導致很難獲得高精度的動導數試驗數據，且該類飛機普遍進行小迎角飛行，因此，傳統低速風洞1m量級的動導數試驗系統已不適用于開展該類飛機的動導數試驗。

發明內容：

基于以上不足之處，本發明的目的是提供了一種應用于2m量級模型動導數試驗的驅動控制裝置，解決了以上問題，能夠實現2m量級模型動導數試驗系統的俯仰模態、滾轉模態以及偏航模態強迫振蕩動導數試驗能力，通過對迎角機構和側滑角機構的運動控制，實現試驗模型迎角、側滑角的自動改變；能夠有效地獲取這類大展弦比、先進布局飛行器的高精度的動導數試驗數據，為飛行器的研制提供保障。

為了實現上述發明目的，本發明采用下述的技術方案：一種應用于2m量級模型動導數試驗的驅動控制裝置，包括：綜合管理控制單元、試驗網通訊單元、實時控制單元、信號模塊單元、三組伺服控制單元、俯仰驅動單元、滾轉驅動單元、偏航驅動單元、三組角度反饋單元、液壓油源單元、2KW伺服驅動控制單元、迎角驅動單元、4KW伺服驅動控制單元和側滑角驅動單元，所述的綜合管理控制單元與實時控制單元、液壓油源單元之間通過試驗網通訊單元建立網絡通訊，所述的液壓油源單元輸出的液壓油分別經第一伺服控制單元調制解調后作用于俯仰驅動單元、第二伺服控制單元調制解調后作用于滾轉驅動單元、第三伺服控制單元調制解調后作用于偏航驅動單元，2KW伺服驅動控制單元驅動迎角驅動單元，4KW伺服驅動控制單元驅動側滑角驅動單元；

所述的實時控制單元分別與信號模塊單元、2KW伺服驅動控制單元、4KW伺服驅動控制單元之間通過POWERLINK總線協議建立通訊，所述的信號模塊單元與三個伺服控制單元之間通過模擬信號連接，所述的信號模塊單元與三個角度反饋單元之間通過數字信號連接，進而實現對俯仰驅動單元、滾轉驅動單元和偏航驅動單元的位置伺服閉環控制，同時還能夠實現迎角驅動單元和側滑角驅動單元的步進運動控制；

所述的實時控制單元輸出的控制信號通過信號模塊單元分別作用于三組伺服控制單元，通過對液壓油源單元輸出的液壓油進行調制作用，實現俯仰驅動單元、滾轉驅動單元和偏航驅動單元的驅動運動控制；三個角度反饋單元通過聯軸器分別與俯仰驅動單元、滾轉驅動單元和偏航驅動單元的轉軸末端進行連接，用于反饋俯仰、滾轉和偏航驅動單元的實時角度，并參與驅動運動的位置閉環控制；

所述的實時控制單元輸出的迎角控制信號、側滑角控制信號通過POWERLINK總線分別作用于2KW伺服驅動控制單元和4KW伺服驅動控制單元，實現對迎角驅動單元和側滑角驅動單元的步進運動控制；