[发明专利]一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法

说明书

本发明涉及一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法，属于风洞虚拟飞行试验模型设计领域。本设计方法优化了舵面驱动方式，使模型操纵面能够自动变舵面从而实现模型气动/运动/控制耦合的功能。减轻了模型的重量与惯性载荷，并从结构设计上使模型质心配平，保证飞机模型参考中心、模型实际质心、虚拟飞行支撑机构旋转中心同时重合。本设计方法满足加工工艺和试验设备的要求，模型加工精度满足虚拟飞行风洞试验数据测量精度要求，应用到虚拟飞行风洞试验中运行稳定，安装、拆卸方便。

技术领域

本发明涉及一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法。

背景技术

风洞试验通常可为飞行器设计和控制系统设计提供气动力特性参数。然而随着飞行器机动特性的不断提高，对飞行器性能提出了更高的要求，目前尚没有能较好地描述和预示飞行器在大迎角机动时的过载、稳定性和机动时所需控制力的地面试验方法。对于这一问题，近年来发展了一种先进的风洞动态试验技术，即风洞虚拟飞行试验技术。该技术通过较为逼真的模拟飞行器的真实机动运动过程，使在风洞中实现飞行器飞行动力学特性、飞行控制系统、导航系统综合验证等成为可能。

20世纪中期，各国相继开始研究模型的虚拟飞行试验，目前发展水平处于领先，且最具代表性的是美国空军阿诺德工程发展中心(AEDC)。其首次在风洞中实现了虚拟飞行演示验证试验，再现了导弹在风洞中的滚转自锁现象，使该项技术从概念研究逐步走向工程实用阶段。德国在DNW的低速风洞NWB中基于并联机构原理构建了六自由度的风洞动态试验装置，能够通过操纵控制舵面实现模型绕体轴的俯仰、滚转和偏航转动以及三个方向的平动。俄罗斯、英国等也研制了用于模拟先进飞行器机动飞行、综合检验气动和飞行力学特性的一体化试验装置，开展了大量的试验研究，为飞行器机动飞行过程中的飞行力学性能综合分析提供了有效手段。为了适应我国新一代先进飞行器研制的迫切需求，国内目前在具备一定能力的高、低速风洞单自由度和两自由度动态试验技术基础上，已有多家单位开始发展风洞虚拟飞行试验技术，但总体上都处于起步阶段，距离工程实用还有很长距离。

在风洞虚拟飞行试验中，飞行器模型需通过支撑系统实现自由俯仰、偏航、滚转甚至锥动，并由风洞外的控制系统控制模型的操纵面运动，在定常或非定常气动力作用下，模型实时改变姿态，表现出固有的飞行动力学特性。由此可见，试验模型的设计是决定试验成功与否的基础和关键。然而不同于常规风洞试验，虚拟飞行试验模型最大展长受风洞试验段尺寸等因素限制，因此模型设计难度很大。如何在尺寸约束下设计加工出满足质量、惯量相似要求的动力相似模型，仍是虚拟飞行试验模型研制的一大挑战。风洞虚拟飞行试验同样需要采用缩比模型，特别是对飞机类的飞行器而言，其几何缩比较小，试验过程中除了非定常气动力外，为了实现模型的姿态控制，还需要考虑将飞控计算机、姿态测量系统、舵机控制系统等安装于缩比模型内部的合适位置，试验模型设计过程非常复杂，并且在模型缩比之后，整体结构必须达到质量轻、强度大的要求。这时采用金属材料制造已不能满足要求。另外，在虚拟飞行风洞试验中，模型的质心必须接近模拟真实飞机的质心，确定模型的起始扰动和飞行稳定性、操控性。为保证模型参考中心、模型实际质心、虚拟飞行支撑机构旋转中心重合，模型必须进行配平设计。

综上所述，如何对虚拟飞行试验模型进行合理有效的设计，实现模型操纵面自动变舵面，保证飞机模型参考中心、模型实际质心、虚拟飞行支撑机构旋转中心同时重合，并且满足质量轻、强度大的要求，成为亟待解决的技术问题。

发明内容

基于以上不足之处，本发明的目的是提供一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法，使模型操纵面能够自动变舵面从而实现模型气动/运动/控制耦合的功能。并且保证飞机模型参考中心、模型实际质心、虚拟飞行支撑机构旋转中心同时重合。

本发明所才用的技术如下：一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法，包括如下内容：

模型尺寸的选择：根据风洞试验段尺寸，虚拟飞行试验模型最大展长应不超过试验段宽度的70％，确定缩小比例，得到动力学相似模型；