一种低速风洞自由飞模型舵面角度测量方法与流程

专利2022-05-09  2


本发明涉及风洞试验领域,尤其是涉及一种低速风洞自由飞模型舵面角度确定方法。



背景技术:

低速风洞自由飞行试验模型配平与控制增稳主要通过控制舵面偏转改变模型所受气动力和力矩实现。因此,舵面角度精确测量与实时反馈技术是实现模型在低速风洞中自由飞行的关键技术之一。

现有技术中,低速风洞自由飞模型一般通过事先地面标定的方法确定舵机电信号与舵面偏度关系,试验过程中通过施加舵机偏转指令控制舵面偏转,但舵面是否偏转到位以及舵面到位后是否出现偏移等信息无法获取。虽然在工程上可采用倾角传感器、线性差动传感器测量伸长量变化等方法确定舵面角度,但这些方法在缩比小尺寸模型上无法使用。



技术实现要素:

本发明的目的是提供一种低速风洞自由飞模型舵面角度测量方法,来解决上述存在的技术问题,舵面角度测量方法的步骤如下:

步骤s10:在飞行器模型的安定面上设置第一标记点,在飞行器模型的舵面上设置第二标记点;

步骤s20:将飞行器模型置于风洞试验段外部,计算飞行器模型置于风洞试验段外部时所述第一标记点和所述第二标记点之间的位置矢量长度l

步骤s30:获取飞行器模型置于风洞试验段外部时偏转方向指令p、舵面偏角θ,根据位置矢量长度l、舵面偏角θ、偏转方向指令p,形成l-θ-p插值表;

步骤s40:将飞行器模型置于风洞试验段内部,计算飞行器模型置于风洞试验段内部时所述第一标记点和所述第二标记点之间的位置矢量长度l’

步骤s50:获取飞行器模型置于风洞试验段内部时偏转方向指令p’,将所述位置矢量长度l’、所述偏转方向指令p’代入l-θ-p插值表,得到舵面偏角θ’

进一步地,步骤s10中,所述第一标记点与舵面转轴之间的距离大于第一预设阈值,所述第二标记点与舵面转轴之间的距离大于第二预设阈值。

进一步地,所述第一标记点和所述第二标记点之间的连线垂直于飞行器舵面转轴竖直方向的轴线。

进一步地,舵面零偏时,所述第一标记点和所述第二标记点之间的位置矢量长度l大于第三预设阈值。

进一步地,步骤s20中位置矢量长度l或步骤s40中位置矢量长度或l的计算方法为:

通过红外光学运动捕获系统获取所述第一标记点和所述第二标记点的位置信息,

根据获取的所述位置信息,计算位置矢量长度l或l’

进一步地,所述第一标记点和所述第二标记点的位置信息获取方法如下:

所述红外光学运动捕获系统向所述第一标记点和所述第二标记点发射红外光线;

所述红外光学运动捕获系统接收所述第一标记点和所述第二标记点反射的光线;

所述红外光学运动捕获系统采集所述第一标记点和所述第二标记点的图像,并对图像进行处理,获得所述第一标记点和所述第二标记点的位置信息。

进一步地,所述第一标记点和所述第二标记点采用的是薄片式反光材料。

进一步地,所述第一标记点或所述第二标记点,至少同时为两个相机所见。

本发明的有益效果至少包括以下方面:

1.本发明采用红外光学运动捕获系统,通过非接触的方法来获得飞行器模型在自由飞状态下舵面角度,解决了现有技术中采用倾角传感器、线性差动传感器来确定舵面角度时无法在小尺寸飞行器模型上使用的问题。

2.本发明中采用非接触测量方式,首先,将飞行器模型置于风洞试验段外部,获取飞行器模型安定面标记点和舵面标记点之间的位置矢量长度l、舵面偏角θ、偏转方向指令p,形成l-θ-p插值表,其次,将飞行器模型置于风洞试验段内部,获取此时飞行器模型安定面标记点和舵面标记点之间的位置矢量长度l’,以及偏转方向指令p’,通过将其代入l-θ-p插值表,进而获得θ’,采用本发明的方法可以实时测量飞行器模型在自由飞状态下的舵面偏角,能够及时发现舵面是否偏转到位以及舵面到位后是否出现偏移等问题。

3.本发明提供的舵面偏角测量方法中采用非接触测量方式,可以适用于不同型号的飞行器风洞自由飞行研究,通用性好;使用方法简单易行,可以推广到其他低速风洞中,具有良好工程应用前景。

附图说明

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。

图1是本发明低速风洞自由飞模型舵面角度测量方法的流程图;

图2是本发明中飞行器模型置于风洞试验段外部时的示意图

图3是本发明中飞行器模型对舵面偏角进行标定的示意图;

图4是本发明中l-θ-p插值表示意图;

图5是本发明中飞行器模型置于风洞试验段内部时的示意图。

10-红外光学运动捕获系统,20-飞行器模型,21-安定面,22-舵面,23-转轴,31-第二标记点,32-第一标记点,40-风洞试验段,50-卡板。

具体实施方式

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。

如图1所示,本发明实施例提供了一种低速风洞自由飞模型舵面角度测量方法,舵面角度测量方法的步骤如下:

步骤s10:在飞行器模型20的安定面21上设置第一标记点32,在飞行器模型的舵面22上设置第二标记点31;

步骤s20:将飞行器模型置于风洞试验段外部,计算飞行器模型置于风洞试验段外部时所述第一标记点和所述第二标记点之间的位置矢量长度l

步骤s30:获取飞行器模型置于风洞试验段外部时偏转方向指令p、舵面偏角θ,根据位置矢量长度l、舵面偏角θ、偏转方向指令p,形成l-θ-p插值表;

步骤s40:将飞行器模型置于风洞试验段40内部,计算飞行器模型置于风洞试验段内部时所述第一标记点和所述第二标记点之间的位置矢量长度l’

步骤s50:获取飞行器模型置于风洞试验段内部时偏转方向指令p’,将所述位置矢量长度l’、所述偏转方向指令p’代入l-θ-p插值表,得到舵面偏角θ’

上述方案中,如图2所示,首先将飞行器模型置于风洞试验段外部,在飞行器模型周围设置第一位置信息采集系统,第一位置信息采集系统为红外光学运动捕获系统10,包括多个相机,多个所述相机布置在飞行器模型顶部两侧,对多个所述相机同时进行标定。所述相机的数量可以为4个、6个、8个、10个,相机的具体可以数量依据覆盖视场大小进行确定,在此不做限制。如图5所示,建立世界坐标系og-xgygzg,og为位于风洞试验段下洞壁任一点,xg轴平行于风洞试验段轴线指向来流方向,yg轴在风洞试验段下洞壁平面内,且yg轴垂直于xg轴指向右,zg轴指向符合右手定则。在建立世界坐标系og-xgygzg时采用飞行器模型中驾驶员视角,xg轴的方向为驾驶员眼睛正视风洞气流速度的来流方向,其中yg轴方向为驾驶员眼睛看向右侧的方向。

在飞行器模型的安定面上设置第一标记点,在舵面上设置第二标记点,并通过第一位置信息采集系统获取安定面上第一标记点在世界坐标系下的坐标(xf,yf,zf)和舵面上第二标记点在世界坐标系下的坐标(xs,ys,zs),则可以由此计算出飞行器模型置于风洞试验段外部时,安定面上第一标记点和舵面上第二标记点之间的位置矢量长度l,则有:

获取飞行器模型置于风洞试验段外部时偏转方向指令p时,可以通过飞行器模型自带的舵机发出的电信号在计算机中的记录获取,在本发明的实施例中对获取到的舵面偏转方向指令p采用数字进行记录,以舵面水平时为参考面,当舵面逆时针向上偏转时,上偏方向指令设置为-1,当舵面顺时针向下偏转时,下偏指令设置为1,方便记录人员快速清晰的记录。

如图3所示,获取飞行器模型置于风洞试验段外部时舵面偏角θ时,通过人工使用卡板50对舵面进行标定,获取的舵面偏角θ的值准确度高。除此之外,也可以采用其它方法对舵面进行标定,在此不做限制。

然后重复上述步骤,如图4所示,建立位置矢量长度l、舵面偏角θ、偏转方向指令p三者之间的映射关系进而形成l-θ-p插值表,通过该表可以清楚地看出,当舵面偏角θ为5°,舵面偏转方向指令为逆时针向上偏转时,对应的飞行器模型安定面上的第一标记点和舵面上第二标记点之间的位置矢量长度l为168.9mm。

将飞行器模型事先布置在风洞试验段外部,获取飞行器模型安定面标记点和舵面标记点之间的位置矢量长度l、舵面偏角θ、偏转方向指令p,进而形成l-θ-p插值表,这样设置作用是减少占用风洞试验段的时间,同时还不影响在风洞试验段中开展其他试验,提高的在风洞试验段中进行试验的效率。

在风洞试验段外部形成所需的l-θ-p插值表之后,如图5所示,将飞行器模型布置到风洞试验段中使其进入自由飞状态,在飞行器模型周围设置第二位置信息采集系统,第二位置信息采集系统为红外光学运动捕获系统,包括多个相机,多个所述相机布置在飞行器模型顶部两侧,对多个所述相机同时进行标定。其中,相机的具体安装位置为风洞试验段一侧的洞壁上间隔分布有玻璃窗,所述相机位于所述风洞试验段的外部,每个所述玻璃窗外侧的对应位置安装有相机。所述相机的数量可以为4个、6个、8个、10个,相机的具体可以数量依据覆盖视场大小进行确定,在此不做限制。

需要说明的是,在风洞试验段外部时,飞行器模型安定面上设置的第一标记点和舵面上设置的第二标记点一直保持不变,是因为如果安定面上设置的第一标记点和舵面上设置的第二标记点中任何一个发生改变时,会导致在风洞试验段外部时建立的l-θ-p插值表中映射关系出现不一一对应,对后续研究风洞试验段中飞行器模型的舵面偏角结果产生严重影响。

通过第二位置信息采集系统获取安定面上第一标记点在世界坐标系下的坐标(xfyfzf)和舵面上第二标记点在世界坐标系下的坐标(xsyszs),则可以由此计算出飞行器模型置于风洞试验段内部时,安定面上第一标记点和舵面上第二标记点之间的位置矢量长度l,则有:

通过飞行器模型自带的舵机发出的电信号在计算机中的记录,来获取飞行器模型置于风洞试验段内部时偏转方向指令p,然后将位置矢量长度l和偏转方向指令p代入到风洞试验段外部时建立的l-θ-p插值表中,就可以获得此时的舵面偏角θ’,及时获得舵面偏转角度的信息。

具体地,本发明中风洞试验段外部设置的第一位置信息采集系统和风洞试验段中的第二位置信息采集系统均为红外光学运动捕获系统来获取飞行器模型上的标记点位置信息,所述红外光学运动捕获式非接触测量系统包括:相机、线缆、网络交换机、解算计算机、同步器、标定杆;其中所述相机通过线缆与网络交换机连接,相机将获取的点位信息传递给网路交换机,所述网路交换机通过线缆与解算计算机电连接,所述网络交换机将获得的点位信息传递给解算计算机,计算机对点位信息进行运行处理;在试验开始前,对多个所述相机同时进行标定,确定相机之间的相对位置关系。

本发明实施例中采用红外光学运动捕获系统,通过非接触的方法来获得飞行器模型在自由飞状态下舵面角度,解决了现有技术中采用倾角传感器、线性差动传感器来确定舵面角度时无法在小尺寸飞行器模型上使用的问题。

本发明实施例中采用非接触测量方式,首先,将飞行器模型置于风洞试验段外部,获取飞行器模型安定面标记点和舵面标记点之间的位置矢量长度l、舵面偏角θ、偏转方向指令p,形成l-θ-p插值表,其次,将飞行器模型置于风洞试验段内部,获取此时飞行器模型安定面标记点和舵面标记点之间的位置矢量长度l’,以及偏转方向指令p’,通过将其代入l-θ-p插值表,进而获得θ’,采用本发明的方法可以实时测量飞行器模型在自由飞状态下的舵面偏角,能够及时发现舵面是否偏转到位以及舵面到位后是否出现偏移等问题。

本发明实施例提供的舵面偏角测量方法中采用非接触测量方式,可以适用于不同型号的飞行器风洞自由飞行研究,通用性好;使用方法简单易行,可以推广到其他低速风洞中,具有良好工程应用前景。

进一步地,步骤s10中,所述第一标记点与舵面转轴23之间的距离大于第一预设阈值,所述第二标记点与舵面转轴之间的距离大于第二预设阈值。(这样设置的目的是避免标记点设置在转轴上,导致基线矢量l过短。)

上述方案中,设置安定面上第一标记点和舵面转轴之间的距离的第一预设阈值,当第一标点和舵面转轴之间的距离小于第一预设阈值时,第一标记点和第二标记点之间的基线矢量l会出现过短的情况,设置舵面的第二标记点和舵面转轴之间的距离的预设阈值,当第二标点和舵面转轴之间的距离小于预设阈值时,第一标记点和第二标记点之间的基线矢量l会出现过短的情况,因此,在安定面上设置第一标记点时需要使其与舵面转轴之间的距离大于第一预设阈值,在舵面上设置第二标记点时需要使其与舵面转轴之间的距离大于第二预设阈值。

进一步地,所述第一标记点和所述第二标记点之间的连线垂直于飞行器舵面转轴竖直方向的轴线。

上述方案中,本实施例中采用的是小尺寸飞行器模型,当安定面上第一标记点和舵面上第二标记点之间的连线垂直于所述飞行器舵面转轴竖直方向的轴线时,属于最优选择,此时当舵面角度发生较小变化时,基线矢量l变化比较明显,换句话说,当基线矢量l变化明显时,可以比较容易获得舵面角度变化较小时的度数。

进一步地,舵面零偏时,所述第一标记点和所述第二标记点之间的位置矢量长度l大于第三预设阈值。

上述方案中,设置第一标记点和所述第二标记点之间的位置矢量长度l大于第三预设阈值,是为了保证基线矢量长度l可以在舵面角度变化较小时产生较大的变化。

当舵面角度变化较小,且基线矢量l的长度变化小于相机的分辨率时,会使得测量结果产生较大的误差,如当基线矢量l=5cm,舵面角度变化1°时,l=5.003cm,而相机的识别率是0.1毫米,会出现相机识别不了基线长度l微小变化。

总之,在设置安定面第一标记点和舵面第二标记点连线形成的基线矢量l的长度时要注意,舵面发生角度变化时,基线矢量l要发生明显的变化,对角度变化敏感,可以使相机识别到,并及时对获取的结果进行反馈,使得可以及时获得飞行器模型在自由飞时舵面偏转的情况,对后续研究飞行器舵面是否偏转到位以及舵面到位后是否出现偏移等问题有很大作用。

进一步地,步骤s20中位置矢量长度l或步骤s40中位置矢量长度或l’的计算方法为:

通过红外光学运动捕获系统获取所述第一标记点和所述第二标记点的位置信息,

根据获取的所述位置信息,计算位置矢量长度l或l’

进一步地,所述第一标记点和所述第二标记点的位置信息获取方法如下:

所述红外光学运动捕获系统向所述第一标记点和所述第二标记点发射红外光线;

所述红外光学运动捕获系统接收所述第一标记点和所述第二标记点反射的光线;

所述红外光学运动捕获系统采集所述第一标记点和所述第二标记点的图像,并对图像进行处理,获得所述第一标记点和所述第二标记点的位置信息。

上述方案中,红外光学运动捕获系统中的相机采用的是具有红外镜头相机,所述红外相机的摄像头可以发出波长为850nm的红外光线。采用该红外相机发射的光可以将目标与周围环境进行区分,减小噪音。除此之外,现有技术中通常采用的是高速相机,不能实时获得所需要的信息,需要事后进行处理后才能获得,且无法用于控制对信息的反馈,而本案采用的相机可以实时对采集的信息进行反馈。

本发明中是通过红外相机发射出波长850nm的红外光线,照射到第反光标记点上,获取到的图像中标记点与周围环境可以明显的区分出来,通过仅处理标记点的图像灰度信息,忽略背景图像,减小了计算机处理的数据量,提高了实时性,可实现100hz以上的测量带宽,适用于低速风洞水平自由飞控制测量需求。

进一步地,所述第一标记点和所述第二标记点采用的是薄片式反光材料。

上述方案中,第一标记点和第二标记点均采用的是薄片式标记点,且粘贴在飞行器模型的表面,对飞行器模型的表面不会带来损伤,拆卸方便,标记点的材料选用的是反光材料,该反光材料具有增强红外光线的反射能力,与现有技术相比较,标记点自身不会发出光线。

进一步地,所述第一标记点或所述第二标记点,至少同时为两个相机所见。

上述方案中,对于同一个标记点,如第一标记点只要其同时被两个相机所见,即可根据摄像测量原理确定第一标记点在空间中的位置。

本发明提供的舵面偏角测量方法中采用非接触测量方式,可以适用于不同型号的飞行器风洞自由飞行研究,通用性好;使用方法简单易行,可以推广到其他低速风洞中,具有良好工程应用前景。

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。

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