[发明专利]一种实现风洞试验信号精确同步的方法

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天工业空气动力学风洞试验技术领域，尤其是涉及一种实现高速风洞试验中各类测量信号精确同步的方法。 

背景技术

风洞测力试验是飞行器模型最基本的风洞试验项目，目的是测量飞行器随姿态角变化时的气动力特性，要求准确给出飞行器在某个特定角度下相应的气动力和气动力矩值。风洞试验中飞行器的姿态角通常由角度传感器或位移传感器测量得到，而气动力和气动力矩则由电阻应变天平（通常为六分量天平）测量得到。由于角度传感器、位移传感器和天平的响应特性不同，所以信号之间存在一定的时序差，目前，风洞试验时暂无有效的测量手段对其进行定量的分析，使得不同信号之间的时序关系难以确定，最终导致气动力和气动力矩与姿态角的测量不同步。 

在此之前，国内外风洞测量信号的同步性研究大多只局限在电信号传输和采集的同步性研究上，而忽略了对多种传感器物理响应时间不同步的影响修正研究。当对试验信号有精确同步要求时，通常是采用降低模型姿态角运行速度或者使模型停止运动等待同步，以减小和消除传感器响应不同步而引起的试验数据的偏移。如国外连续风洞的连续变迎角测力试验，为了消除信号不同步对试验数据的影响，一般都采用较低的迎角运行速度（0.1°/s～0.5°/s）；国内高速风洞由于大多是暂冲式，受气源容积及风洞运行时间的限制，长期以来只能采用试验点较少的阶梯测力试验方式，即当模型迎角到达指定角度后，停止运动，稳定0.5～1秒，消除不同步后，再采集试验信号的数据。 

近年来，随着国内暂冲式高速风洞连续变迎角测力试验技术研究工作的开展，因为既不能降低模型姿态角运行速度，也不能使模型停止运动等待同步，使得因为传感器物理响应延迟导致的测量信号不同步对试验数据的影响问题突显出来，造成气动特征曲线发生平移现象，严重影响测力试验数据的准度。 

发明内容

本发明的目的在于：针对现有技术存在的问题，提供一种可以最终实现风洞试验信号精确同步的方法。 

本发明是通过以下技术方案实现的，包括以下步骤： 

（1）将位于风洞中的飞行器模型按给定的速率在一个姿态角变化区间内，飞行器的姿态角由小变大，再由大变小，来回重复二次；同时测量系统按照一定的采集率均匀连续同步的采集应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据；

（2）计算机对应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据进行互相关函数计算分析，计算出采集的应变天平各分量电信号和姿态角传感器电信号之间的延迟时差；

（3）风洞试验时，采集系统按照步骤（1）中的采集率采集试验信号的数据，然后根据步骤（2）获得的延迟时差，以姿态角传感器电信号的时序为标准时序，对测得的应变天平各分量电信号的数据进行精确的同步修正，最后得到完全同步的试验数据。

所述的步骤（1）中的姿态角变化区间的确定方法为，根据应变天平各分量随飞行器的姿态角变换的函数规律，选用应变天平分量随姿态角变化接近线性变化的曲线区间。 

所述的步骤（1）中的一定的采集率满足：采集率≥1/时间的分辨率。 

所述的步骤（2）具体包括以下步骤： 

（2.1）计算机从同步采集到的数据中分离出天平各分量随时间变化的曲线函数和姿态角随时间变化的曲线函数；

（2.2）根据互相关函数公式 ，分别计算应变天平各分量的输出信号函数与姿态角传感器的输出信号函数的互相关函数；式中x(t)是姿态角传感器的输出信号函数， y(t)分别为应变天平各分量的输出信号函数，t为时间，T为采样总时长；

（2.3）计算出互相关函数R_xy(τ)的最高峰处的τ的值，该值就是采集应变天平分量电信号和姿态角传感器电信号之间的延迟时差。

还包括以下步骤：对采集得到的应变天平各分量输出信号的数据和姿态角传感器输出信号的数据进行无延迟数字滤波处理，消除采集系统带入的噪声。 

与现有技术相比，本发明可以精确求出风洞试验信号间的微小的不同步，进而提供对试验信号的数据进行精确同步性修正的依据，最终实现风洞试验信号的精确同步。 

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。 

实施例  一种实现风洞试验信号精确同步的方法 

本发明为了彻底解决风洞试验中各种信号之间的不同步问题，建立天平、传感器测值与模型姿态角测值之间准确的时序对应关系，正确反映飞行器模型的气动特性变化规律，提高风洞试验结果的准确度。本发明提出的方法主要包括以下步骤：