一种在线飞行测试系统及其测试方法与流程

1.本发明属于流体测量技术领域，具体涉及一种流体壁面剪应力及压力在线飞行测试系统及其测试方法。


背景技术：

2.流体壁面剪应力是指流体流经物体表面时，由于粘性作用在壁面产生的切向应力，是研究航空飞行器流场边界层结构及其发展、分析流动机理、验证气动效果、分析摩擦阻力等的基础，对于新型战机和大型运输机气动设计及优化有重要支撑作用。
3.此外，流体经过飞行器表面时还会产生垂直于表面的压力。由于飞行过程中气流环境极其复杂，表面压力变化剧烈，为了确定飞行器表面对绕流流体状态影响最大的位置，监控飞行器的飞行状态，采集飞行器表面的压力分布信号是十分必要的，可以为机身及机翼结构强度计算、研究机翼的性能、研究绕机翼的流动特性提供依据。
4.由于原理和方法所限，目前一直无法准确获取飞行器在线飞行状态下壁面剪应力及压力信息。主要是因为壁面剪应力量值很小(仅为几个到几十帕斯卡)、动态性高、边界层流场极易破坏，而常规测压手段需要在飞行器壁面上加工测压孔，破坏飞行器结构。长期以来，飞行状态下的流体壁面剪应力及压力测量一直是国际难题，严重制约着空气动力学实验及试飞等研究能力和水平。因此，流体壁面剪应力及压力的在线飞行测试在新型高性能战机的研制中具有广阔重大的需求。


技术实现要素：

5.为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种在线飞行测试系统及其测试方法，解决了飞行器在线飞行状态下无法准确获取壁面剪应力及压力信息的问题。
6.本发明技术解决问题的技术解决方案是：
7.本发明提供的一种在线飞行测试系统，包括测试仪，安装于飞行器的舱体内；柔性壁面剪应力测试节点模块，贴附于飞行器的外表面，并电连接至所述测试仪；第一节点整流罩，贴附于所述剪应力测试节点模块上方。
8.所述测试仪接收飞行器飞控系统发来的控制指令，指示所述剪应力测试节点模块采集壁面的剪应力数据信息，所述剪应力测试节点模块将采集到的剪应力数据信息传送至所述测试仪。
9.进一步地，所述在线飞行测试系统还包括柔性压力测试节点模块，贴附于飞行器的外表面，并电连接至所述测试仪；第二节点整流罩，贴附于所述压力测试节点模块上方。
10.所述测试仪接收飞行器飞控系统发来的控制指令，指示所述压力测试节点模块采集壁面的压力数据信息，所述压力测试节点模块将采集到的压力数据信息传送至所述测试仪。
11.优选地，所述测试仪为机载式流体壁面剪应力及压力同步测试仪。
12.本发明的一个实施例中，所述剪应力测试节点模块通过并联模式电连接至所述测
试仪，所述压力测试节点模块通过串联模式电连接至所述测试仪；所述并联模式为每个节点单独连接至所述测试仪，由所述测试仪进行激励与信号处理；所述串联模式为首个节点连接至所述测试仪，后续节点逐个顺次连接至前一个节点。
13.进一步地，串联模式测试节点包括柔性基底、控制单元与传感单元；
14.所述传感单元为压阻式、压电式或者电容式压力传感器；
15.所述控制单元用于控制所述传感器的信号采集与网络同步。
16.本发明的另一个实施例中，所述剪应力测试节点模块通过串联模式电连接至所述测试仪，所述压力测试节点模块通过并联模式电连接至所述测试仪；所述并联模式为每个节点单独连接至所述测试仪，由所述测试仪进行激励与信号处理；所述串联模式为首个节点连接至所述测试仪，后续节点逐个顺次连接至前一个节点。
17.进一步地，串联模式测试节点包括柔性基底、控制单元与传感单元；
18.所述传感单元为浮动式、热式或者底层隔板式壁面剪应力传感器；
19.所述控制单元用于控制所述传感器的信号采集与网络同步。
20.在本发明的实施例中，所述第一节点整流罩或/和所述第二节点整流罩包括整流板，位于所述整流板四周的导流结构，位于所述整流板上的测量孔，以及位于所述整流板底部的内嵌槽；
21.所述导流结构环绕于所述整流板的四周，为斜坡形状，将气流平滑引导至所述测量孔处；
22.所述内嵌槽用于固定所述剪应力测试节点模块或/和所述压力测试节点模块，使所述整流板与飞行器表面完全贴合；
23.所述整流板覆盖于所述剪应力测试节点模块或/和所述压力测试节点模块的上方。
24.本发明提供的一种在线飞行测试方法，包括如下步骤：
25.将测试仪安装于飞行器的舱体内；
26.将柔性壁面剪应力测试节点模块贴附于飞行器的外表面，并电连接至所述测试仪；
27.将第一节点整流罩贴附于所述剪应力测试节点模块上方；
28.所述测试仪接收飞行器飞控系统发来的控制指令，指示所述剪应力测试节点模块采集壁面的剪应力数据信息，所述剪应力测试节点模块将采集到的剪应力数据信息传送至所述测试仪并存储。
29.进一步地，所述的一种在线飞行测试方法，还包括如下步骤：
30.将柔性压力测试节点模块贴附于飞行器的外表面，并电连接至所述测试仪；
31.将第二节点整流罩贴附于所述压力测试节点模块上方；
32.所述测试仪接收飞行器飞控系统发来的控制指令，指示所述压力测试节点模块采集壁面的压力数据信息，所述压力测试节点模块将采集到的压力数据信息传送至所述测试仪并存储。
33.与现有技术相比，本发明的有益效果：
34.本发明通过在飞行器的外表面设置柔性剪应力传感器及柔性压力传感器，从而精确获取壁面的剪应力及压力信息，实现了飞行器飞行状态下壁面剪应力及压力两种物理量
的实时分布式测量。本发明的测试系统体积小、重量轻、可通过飞行器飞控系统控制启停；柔性剪应力传感器及柔性压力传感器具有较强的共形能力，其通过贴附的方式安装在飞行器表面，对飞行器流场影响小、测量结果精确，对分析边界层流动状态、评价飞行器气动性、安全性提供数据支撑。
附图说明
35.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
36.图1为本发明实施例提供的一种流体壁面剪应力及压力在线飞行测试系统安装示意图；
37.图2为本发明实施例提供的一种流体壁面剪应力及压力在线飞行测试系统整体结构示意图；
38.图3为本发明实施例提供的一种节点整流罩结构示意图；
39.图4为图3的a
‑
a视图；
40.图5为本发明实施例提供的一种机载式流体壁面剪应力及压力同步测试仪各单元连接关系示意图。
41.图中：1
‑
柔性壁面剪应力测试节点模块，2
‑
柔性压力测试节点模块，3
‑
第二节点整流罩，4
‑
机载式流体壁面剪应力及压力同步测试仪，5
‑
传感器导线，6
‑
电源，7
‑
测试仪外部信号输入线，8
‑
导流结构，9
‑
测量孔，10
‑
内嵌槽，11
‑
机载式流体壁面剪应力及压力同步测试仪模拟板模块，12
‑
机载式流体壁面剪应力及压力同步测试仪数字板模块，13
‑
激励单元，14
‑
同步前处理单元，15
‑
模数转换单元，16
‑
总控制器，17
‑
模拟电路单元，18
‑
存储单元，19
‑
缓存单元，20
‑
供电接口，21
‑
调试与数据下载接口，22
‑
串联模式节点接口，23
‑
并联模式节点接口，24
‑
整流板。
具体实施方式
42.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
43.下面结合具体实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。
44.请参见图1，图1为本发明实施例提供的一种流体壁面剪应力及压力在线飞行测试系统安装示意图。
45.图2为本发明实施例提供的一种流体壁面剪应力及压力在线飞行测试系统整体结构示意图。所述的流体壁面剪应力及压力在线飞行测试系统，包括柔性壁面剪应力测试节点模块1、柔性压力测试节点模块2、贴附于所述剪应力测试节点模块1上方的第一节点整流罩(图中未示出)、贴附于所述压力测试节点模块2上方的第二节点整流罩3、机载式流体壁
面剪应力及压力同步测试仪4、传感器导线5、电源6、测试仪外部信号输入线7。
46.所述测试仪4接收飞行器飞控系统发来的控制指令，指示所述剪应力测试节点模块1采集壁面的剪应力数据信息，指示所述压力测试节点模块2采集壁面的压力数据信息，所述剪应力测试节点模块1将采集到的剪应力数据信息以及所述压力测试节点模块2采集的压力数据信息传送至所述测试仪4。
47.需要说明的是，本发明提供的在线飞行测试系统可以单独测试剪应力数据信息或者压力数据信息，也可以同时测试剪应力数据信息和压力数据信息。图2所示的是同时测试剪应力数据信息和压力数据信息的系统结构。
48.本发明提供的流体壁面剪应力及压力在线飞行测试系统，柔性壁面剪应力测试节点模块1和柔性压力测试节点模块2均可通过并联或者串联的模式连接至机载式流体壁面剪应力及压力同步测试仪4。并联模式为每个节点单独连接至测试仪，由测试仪进行激励与信号处理；串联模式为首个节点连接至测试仪，后续节点逐个顺次连接至前一个节点，串联模式的每个节点均具有前端处理、模数转换、网络同步等功能。
49.实施例一：
50.所述剪应力测试节点模块通过并联模式电连接至所述测试仪，所述压力测试节点模块通过串联模式电连接至所述测试仪。
51.所述并联模式为每个节点单独连接至所述测试仪，由所述测试仪进行激励与信号处理；所述串联模式为首个节点连接至所述测试仪，后续节点逐个顺次连接至前一个节点。
52.串联模式测试节点包括柔性基底、控制单元与传感单元。所述传感单元为压阻式、压电式或者电容式压力传感器。所述控制单元用于控制所述传感器的信号采集与网络同步。
53.实施例二：
54.所述剪应力测试节点模块通过串联模式电连接至所述测试仪，所述压力测试节点模块通过并联模式电连接至所述测试仪。
55.所述并联模式为每个节点单独连接至所述测试仪，由所述测试仪进行激励与信号处理；所述串联模式为首个节点连接至所述测试仪，后续节点逐个顺次连接至前一个节点。
56.串联模式测试节点包括柔性基底、控制单元与传感单元。所述传感单元为浮动式、热式或者底层隔板式壁面剪应力传感器。所述控制单元用于控制所述传感器的信号采集与网络同步。
57.在实施例一和实施例二中，在所述剪应力测试节点模块和所述压力测试节点模块上方分别贴附有第一节点整流罩和第二节点整流罩。
58.请参见图3及图4，图3为本发明提出的一种节点整流罩结构示意图，图4为图3的a
‑
a剖视图。所述第一节点整流罩或/和所述第二节点整流罩包括整流板24，位于所述整流板四周的导流结构8，位于所述整流板上的测量孔9，以及位于所述整流板底部的内嵌槽10。
59.所述导流结构8环绕于所述整流板的四周，为斜坡形状，用于缓冲飞行器壁面与节点连接处表面结构的突变，将气流平滑引导至所述测量孔处；所述测量孔9位于所述传感单元的正上方，用于使传感器精确测量流体壁面剪应力或压力，图中所示测量孔为方形通孔，实践中圆形通孔等其它形状的通孔也可以；所述内嵌槽10位于所述整流板底部，其形状为与所述测试节点模块上的凸起相配合的凹槽，用于固定所述剪应力测试节点模块或/和所
述压力测试节点模块，用于精确安装节点，使所述整流板与飞行器表面完全贴合。所述整流板24覆盖于所述剪应力测试节点模块或/和所述压力测试节点模块的上方。
60.请参见图5，图5为本发明实施例提供的一种机载式流体壁面剪应力及压力同步测试仪各单元连接关系示意图。本发明提出的机载式流体壁面剪应力及压力同步测试仪包括：模拟板模块11，用于驱动并联模式的测试节点并进行后端信号处理；数字板模块12包括总控制器16、模拟电路单元17、存储单元18、缓存单元19，用于驱动串联模式的测试节点，并完成数据的缓存和存储。模拟板模块11还包括各通道激励单元13、各通道同步前处理单元14、模数转换单元15。所述模拟板模块用于驱动并联模式的测试节点并进行后端信号处理。所述数字板模块用于驱动串联模式的测试节点，并完成数据的缓存和存储。
61.在一个实施例中，柔性壁面剪应力测试节点模块为并联模式，柔性压力测试节点模块为串联模式。激励单元13用于产生激励电源，使柔性壁面剪应力测试节点模块正常工作。同步前处理单元14用于对并联的各通道柔性壁面剪应力测试节点模块采集的信号同步进行放大、滤波处理。此后信号通过模数转换单元15转换为数字信号并传输至数字板模块。位于数字板模块上的总控制器16用于对串联连接的柔性压力测试节点模块进行数据采集、存储、上传流程的控制。模拟电路单元17用于为柔性压力测试节点模块上的控制单元和传感单元供电，以及为数据收发过程供电。存储单元18用于完成柔性壁面剪应力测试节点模块以及柔性压力测试节点模块采集数据的存储。缓存单元19用于完成模拟板采集数据的缓存。
62.本发明可以对流体壁面剪应力进行在线飞行测量，也可以对流体壁面的压力进行在线飞行测量，亦可以同时对流体壁面剪应力及压力进行在线飞行测量。
63.本发明实施例提供的一种流体壁面剪应力及压力在线飞行测试方法，包括如下步骤：
64.步骤1：将测试仪安装于飞行器的舱体内；
65.步骤2：将柔性壁面剪应力测试节点1和柔性压力测试节点2平整贴附于飞行器机身、机翼表面，并使用导线5连接至测试仪2；
66.步骤3：将节点整流罩3贴附于每片节点上方，缓冲飞行器壁面与节点连接处表面结构的突变；
67.步骤4：将测试仪2固定于飞行器机身舱体内，使用电源6对测试仪2进行供电；
68.步骤5：通过飞行器飞控系统向测试仪2发送采集信号，测试仪开始采集数据，操作飞行器进行在线飞行测试，获得飞行状态下机身、机翼的壁面剪应力及压力的实时测量数据；
69.步骤6：壁面剪应力及压力测量数据通过实时发送的方法传输至地面并存储，或者待飞行器安全着陆后通过线缆进行读取并存储。
70.以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。