一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置和方法与流程

1.本发明涉及风洞试验模拟技术领域，尤其是涉及一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置和方法。


背景技术：

2.软式空中加油是飞机一种主要的加油方式，可以延长受油机的航程和航时，具有重要的应用价值。飞机在实施软式空中加油时，首先由加油机放出置于其加油吊舱内的加油软管和锥套，加油软管和锥套保持稳定后，受油机飞行员操纵受油机接近加油机，目的是使受油机的受油探杆插入加油机的加油锥套内，实现加油机和受油机的对接，对接成功后，燃油由经软管、锥套从加油机流入受油机，实施软式空中加油。加油完成后，受油探杆与锥套脱开，受油机飞离加油机，在加油机收放机构的作用下将软管-锥套收回，加油过程结束。由此可见，软式空中加油本质上是加油机、加油设备（软管-锥套组合体）、受油机三个飞行物体在空中的交汇对接与分离过程，存在非常复杂的气动/飞行/控制耦合问题。飞行员在操纵受油机使受油探杆插入加油锥套的过程中，受油机处于加油机复杂的尾流场中，且飞机空中位置和姿态控制要求很高，加之在加油机靠近锥套的过程中，由于加油机机头的头波作用，会对加油锥套产生一个扰动，进一步加大了受油机探杆与加油锥套的对接的难度。而且在加油过程中，加油软管-锥套系统在气动力、重力、加油机拉力、受油机对锥套的碰撞力等作用下，可能出现失稳，严重时出现甩鞭现象，使加油失败甚至设备受损。通常地，飞行员通过真实飞行试验来训练空中加油对接飞行，通过反复训练提高加油对接的成功率和效率，训练成本高。


技术实现要素：

3.本发明的目的是提供一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置和方法，用于软式空中加油过程中加油机和受油机模型的对接过程飞行模拟，验证软式空中加油过程中受油机飞行控制策略的有效性，提高软式空中加油的加油效率和安全性。
4.本技术一方面提供一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置，包括加油机模型、受油机模型及喷流模拟器；所述喷流模拟器固定在所述加油机模型的下方，所述加油机模型通过安装于风洞上壁面的支撑装置实现迎角和侧滑角的变化；所述受油机模型为自由飞模型；所述受油机模型设置在所述加油机模型的尾流场中。
5.进一步地，所述受油机模型连接高压气管，所述高压气管作为所述受油机模型的动力来源；所述高压气管连接在所述受油机模型的靠近质心和/或力矩参考点的一定范围内。
6.进一步地，所述受油机模型的舵面采用舵机驱动。
7.进一步地，所述受油机模型满足以下条件：与真实的受油机几何相似、质量相似、质心位置相似、转动惯量相似；并且与加油机模型的缩比相同。
8.进一步地，还包括安全索，所述安全索的一端连接所述受油机模型，另一端固定在
风洞的下转盘上。
9.进一步地，还包括飞控计算机，所述飞控计算机接收飞行参数，按照飞行控制律给出飞行指令控制所述受油机模型实现六个自由度的可控飞行。
10.进一步地，还包括加油吊舱模型、加油软管模型和加油锥套模型，所述加油吊舱模型内卷绕设置所述加油软管模型，所述加油软管模型连接所述加油锥套模型；所述加油吊舱模型设置在所述加油机模型的下方。
11.本技术第二方面提供一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟方法，采用如前所述的一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置，开启风洞试验，控制所述受油机模型进行自由飞，实现加油对接，并采集试验数据。
12.采用本技术的一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置和方法，相比于现有技术，至少具有以下有益效果：（1）本技术的双机空中加油对接模拟装置将受油机设置为自由飞状态，能够更全面准确地模拟空中加油对接过程中受油机的状态，验证软式空中加油过程中受油机飞行控制策略的有效性，为这一过程的空气动力学研究，飞行力学研究以及飞行控制的研究提供理论和试验基础；（2）本技术的双机空中加油对接模拟装置在加油机模型上设置了喷流模拟器，考虑了发动机喷流对尾流场的影响，进而对受油机飞行的影响，从而使得整个对接过程的模拟更加准确；（3）本技术通过高压气管为受油机模型提供动力，从而简化了受油机模型实现自由飞的模型设计。
附图说明
13.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述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。
14.图1为本发明实施例1的一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置的结构示意图。
15.图中，10-风洞上壁面，20-支撑装置，30-加油机模型，40-喷流模拟器，50-受油机模型，60-安全索，70-下转盘，80-高压气管。
具体实施方式
16.以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。
17.实施例1一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置，如图1所示，包括加油机模型30、受油机模型50及喷流模拟器40；所述喷流模拟器40固定在所述加油机模型30的下方，所述加油机模型30通过安装于风洞上壁面10的支撑装置20置于风洞试验段内。所述受油机模型50
为自由飞模型；所述受油机模型50设置在所述加油机模型30的尾流场中。
18.其中，加油机模型30、受油机模型50、机翼喷流模拟器40均按照相同的缩比进行缩比制造，以对真实的空中加油过程进行模拟。其中，加油机模型在风洞中形成尾流场，该尾流场应与真实加油机尾流场相似。因此，对于加油机模型，采用固定于风洞上壁面的支撑装置将其置于风洞试验段内，并且能够实现迎角和侧滑角的变化，使得加油机姿态与空中加油过程中的飞行姿态角相同，当风洞以一定速度运行时，才能使得加油机模型的尾流场与真实加油机尾流场相似。
19.通常情况下，除了加油机本体的尾流场外，加油机动力系统的喷流也会对后方流场造成影响，为了使得试验结果更加准确，本实施例中增加了喷流模拟器来模拟真实加油机发动机的喷流。
20.现有技术对于空中加油过程的模拟均是采用固定的支撑装置支撑受油机模型进行模拟试验，这种装置只能模拟受油机的位置和姿态，研究受油机在尾流场干扰情况下的气动特性，并不能最大程度上模拟空中加油的真实过程。如背景技术中讲到，软式空中加油本质上是加油机、加油设备（软管-锥套组合体）、受油机三个飞行物体在空中的交汇对接与分离过程，存在非常复杂的气动/飞行/控制耦合问题。飞行员在操纵受油机使受油探杆插入加油锥套的过程中，受油机处于加油机复杂的尾流场中，且飞机空中位置和姿态控制要求很高，加之加油机靠近锥套的过程中，由于加油机机头的头波作用，会对加油锥套产生一个扰动，进一步加大了受油机探杆与加油锥套的对接的难度。而且在加油过程中，加油软管-锥套系统在气动力、重力、加油机拉力、受油机对锥套的碰撞力等作用下，可能出现失稳，严重时出现甩鞭现象，使加油失败甚至设备受损。而现有技术这种将受油机模型进行固定设置的装置无法真实模拟空中加油的整个过程，无法对加油对接飞行控制律进行验证。
21.因此，本技术提出采用自由飞形式的受油机模型进行模拟飞行试验，可以采用小型涡喷发动机作为受油机模型的动力来源，也可以通过连接高压气管80来提供飞行的推力，以减少受油机模型的设计难度。同时，当采用高压气管为受油机提供推力时，为了尽可能降低高压气管80对受油机模型飞行过程的干扰，将所述高压气管80连接在所述受油机模型50的靠近质心和/或力矩参考点的一定范围内。也就是说，本领域技术人员可以理解，将高压气管尽可能连在靠近质心和/或力矩参考点的地方。同时，受油机模型50的舵面采用舵机驱动，在气动力、推力及重力的作用下，通过飞控计算机操控舵面实现受油机模型在风洞内六个运动自由度的可控飞行。本领域技术人员可以理解，六个运动自由度通常情况下是只可以沿x,y,z三个轴的平移运动，以及分别绕x,y,z三个轴的转动。对应于受油机模型，即是可以实现x,y,z三个轴的平移运动，以及俯仰角、偏航角和滚转角的调整。
22.进一步地，本实施例中还设置了安全索，所述安全索的一端连接所述受油机模型50，另一端固定在风洞的下转盘70上，通过安全索限定了受油机模型的安全飞行空间，使得受油机模型在受安全索保护的安全空间内模拟受油机的运动响应。
23.所述受油机模型50满足以下条件：与真实的受油机几何相似、质量相似、质心位置相似、转动惯量相似；并且与加油机模型的缩比相同。也就是说，受油机模型需要完全按照真实受油机进行缩比制造，其几何形貌与真实受油机相同，质量与尺寸的缩比相同，质心位置与真实受油机质心位置相同，转动惯量应与模型尺寸缩比相适配。
24.进一步地，还设置了传感器组，所述传感器组检测受油机模型50的姿态角和/或角
运动速率、空间位置，该传感器组包括多个不同类型的传感器，分别检测不同的信号，传感器的应用属于本领域的常规技术手段，在此不作赘述。同时，传感器组可以设置在受油机模型上，也可以设置在风洞中，即传感器的安装位置也不作具体的限制，可以实现即可。传感器组通过有线或无线的方式将传感信号传送给飞控计算机，飞控计算机根据传感信号指定控制指令，并将控制指令发送给舵机系统和动力系统，驱动舵机调整舵面状态以调整飞行角度，以及控制高压气体的喷射。
25.为了模拟加油机加油软管和锥套的收放过程，还设置有加油吊舱模型，加油软管模型和加油锥套模型，所述加油吊舱模型内卷绕设置所述加油软管模型，所述加油软管模型连接所述加油锥套模型；所述加油吊舱模型设置在所述加油机模型30的下方。同时，受油机模型的机头设置有受油探杆（图中未示出），用于模拟真实受油机探头。进一步地，加油吊舱模型、加油软管模型和加油锥套模型的尺寸也按照相同的缩比制作，并且软管模型还需要满足线密度相似，锥套模型还需要满足质量相似。值得说明的是，本技术中所说的“相同的缩比”是指与加油机模型的缩比相同。
26.采用本实施例的双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置，通过设置自由飞状态的受油机模型，可以更加有效地模拟真实情况下软式空中加油的全过程。
27.实施例2本技术还提供一种双机空中加油对接风洞自由飞模拟方法，采用如实施例1中的双机空中加油对接风洞自由飞模拟装置。
28.待加油机模型30和受油机模型50放置好后，开启风洞试验；当风洞达到设定速度运行，加油机模型30的尾流场与真实流场相似，启动受油机模型50，飞控计算机控制受油机模型的飞行姿态，使得受油机模型50飞行在加油机模型30的尾流场中；加油吊舱放出加油软管和锥套，模拟锥套与受油机的受油探杆对接的过程，并通过传感器采集各种实验数据并记录，从而验证软式空中加油过程中受油机飞行控制策略的有效性，对双机空中加油对接过程的空气动力学/飞行力学/飞行控制等进行研究，为软式空中加油总体方案设计、软管-锥套设计、对接控制律设计提供评估和验证手段。
29.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。