本发明属于风洞动态试验技术领域，具体涉及一种飞行器滚转控制的风洞仿真方法。
背景技术：
目前，风洞中进行飞行器滚转控制仿真通常采用虚拟飞行实验方法，虚拟飞行实验方法固定飞行器模型的平移运动自由度，放开飞行器模型的俯仰、滚转、偏航自由度中的部分或全部，利用飞行器的实物舵机，控制飞行器模型在流场中的运动过程。虚拟飞行实验方法更加接近真实飞行，但是一般必须采用1:1尺寸的飞行器模型，许多飞行器模型受风洞尺寸限制，无法进行虚拟飞行试验，并且，许多研制中的飞行器尚无成品的实物舵机，在没有近似性能舵机代替的情况下，也无法进行虚拟飞行试验。
当前，亟需发展一种飞行器滚转控制的风洞仿真方法。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是提供一种飞行器滚转控制的风洞仿真方法。
本发明的飞行器滚转控制的风洞仿真方法，其特点是，所述的仿真方法使用的实验机构的关键执行部件和传感器包括用于驱动芯轴产生滚转力矩的力矩致动器，用于测量芯轴旋转角度的旋转编码器，用于测量芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩的天平，以及选配的用于放大滚转力矩的减速电机；
所述的仿真方法包括以下步骤：
a.确定飞行器模型转动惯量im；
根据动力学相似准则，飞行器模型转动惯量im应当满足以下关系：
其中，q是流场动压，v是来流速度，λ是模型缩比，i是滚转转动惯量；下标s表示飞行，m表示风洞仿真；
b.确定滚转力矩目标控制函数g＝func(ma,q,α,γ,ω,…)，即芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩；
c.确定滚转力矩执行控制策略；控制策略将芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩视为系统的实际输出，芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩的值等于滚转力矩天平测值f的负值-f，滚转力矩目标控制函数g的值视为给定值，系统的控制目标是g f趋于0；
d.确定滚转力矩执行控制参数；控制芯轴旋转，旋转编码器差分测量芯轴转速，以转速为前馈控制的执行输入参数，测量在不同转速下的力矩致动器的输出力矩；外力带动飞行器模型进行滚转运动，以输出力矩为力矩致动器的执行输入力矩参数，获得天平测值的变化过程，采用任意一种pid参数整定方法确定执行输入参数和执行输入力矩参数；
e.实施风洞实验；将执行控制策略和执行控制参数应用于滚转动态实验机构的控制系统，启动风洞，调节至动力学相似要求的动压，进行实验；
在滚转力矩目标控制函数及飞行器模型不变时，步骤a～步骤d只进行一次，之后风洞每次运行只需要重复执行步骤e。
进一步地，所述的力矩致动器具有转速反馈。
进一步地，所述的飞行器模型转动惯量im，对于高速风洞实验，需保持马赫数ma一致；对于特定的马赫数ma，风洞流场动压qm是可调的，飞行器模型设计时应调整飞行器模型转动惯量im，使公式在特定马赫数的某个动压qm成立。
进一步地，所述的滚转力矩目标控制函数g是飞行器滚转舵偏角对应的控制力矩按照动力学相似原则从飞行条件换算到风洞条件的结果；换算公式如下：
风洞仿真时，仿真舵机的最大转动速率：
根据仿真舵机得到当前滚转舵偏角，由滚转舵偏角得到飞行器的控制力矩，按照动力学相似原则换算到风洞仿真控制力矩：
将风洞仿真控制力矩作为目标滚转力矩，即g＝(mxr)m；
其中，q是流场动压、v是来流速度、λ是模型缩比、ω为滚转角速度；下标s表示飞行，m表示风洞仿真。
进一步地，所述的滚转舵偏角是滚转控制律产生指令，并由仿真舵机执行指令形成的。
进一步地，所述的力矩执行控制策略是指力矩致动器产生目标滚转力矩的策略，不包括待仿真的控制律；力矩执行系统控制策略选择pid，采用比例p和积分i两个环节，并辅以前馈提升控制精度。
本发明的飞行器滚转控制的风洞仿真方法通过力矩致动器产生滚转力矩，模拟实物舵机的控制效果，从而模拟飞行器真实飞行时的滚转控制，实现飞行器滚转控制的仿真。
本发明的飞行器滚转控制的风洞仿真方法不受风洞尺寸以及是否有实物舵机的限制，适用于任意形式的滚转动态实验机构，可用于替代虚拟飞行实验，具有普适性。
附图说明
图1本发明的飞行器滚转控制的风洞仿真方法所使用的滚转动态实验机构ⅰ的结构示意图；
图2为本实施例采用的飞行器控制律；
图3本发明的飞行器滚转控制的风洞仿真方法所使用的滚转动态实验机构ⅱ的结构示意图。
图中，1.力矩致动器2.旋转编码器3.天平4.减速电机5.芯轴。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
本发明的飞行器滚转控制的风洞仿真方法使用的实验机构的关键执行部件和传感器包括用于驱动芯轴产生滚转力矩的力矩致动器，用于测量芯轴旋转角度的旋转编码器，用于测量芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩的天平，以及选配的用于放大滚转力矩的减速电机；
所述的仿真方法包括以下步骤：
a.确定飞行器模型转动惯量im；
根据动力学相似准则，飞行器模型转动惯量im应当满足以下关系：
其中，q是流场动压，v是来流速度，λ是模型缩比，i是滚转转动惯量；下标s表示飞行，m表示风洞仿真；
b.确定滚转力矩目标控制函数g＝func(ma,q,α,γ,ω,…)，即芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩；
c.确定滚转力矩执行控制策略；控制策略将芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩视为系统的实际输出，芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩的值等于滚转力矩天平测值f的负值-f，滚转力矩目标控制函数g的值视为给定值，系统的控制目标是g f趋于0；
d.确定滚转力矩执行控制参数；控制芯轴旋转，旋转编码器差分测量芯轴转速，以转速为前馈控制的执行输入参数，测量在不同转速下的力矩致动器的输出力矩；外力带动飞行器模型进行滚转运动，以输出力矩为力矩致动器的执行输入力矩参数，获得天平测值的变化过程，采用任意一种pid参数整定方法确定执行输入参数和执行输入力矩参数；
e.实施风洞实验；将执行控制策略和执行控制参数应用于滚转动态实验机构的控制系统，启动风洞，调节至动力学相似要求的动压，进行实验；
在滚转力矩目标控制函数及飞行器模型不变时，步骤a～步骤d只进行一次，之后风洞每次运行只需要重复执行步骤e。
进一步地，所述的力矩致动器具有转速反馈。
进一步地，所述的飞行器模型转动惯量im，对于高速风洞实验，需保持马赫数ma一致；对于特定的马赫数ma，风洞流场动压qm是可调的，飞行器模型设计时应调整飞行器模型转动惯量im，使公式在特定马赫数的某个动压qm成立。
进一步地，所述的滚转力矩目标控制函数g是飞行器滚转舵偏角对应的控制力矩按照动力学相似原则从飞行条件换算到风洞条件的结果；换算公式如下：
风洞仿真时，仿真舵机的最大转动速率：
根据仿真舵机得到当前滚转舵偏角，由滚转舵偏角得到飞行器的控制力矩，按照动力学相似原则换算到风洞仿真控制力矩：
将风洞仿真控制力矩作为目标滚转力矩，即g＝(mxr)m；
其中，q是流场动压、v是来流速度、λ是模型缩比、ω为滚转角速度；下标s表示飞行，m表示风洞仿真。
进一步地，所述的滚转舵偏角是滚转控制律产生指令，并由仿真舵机执行指令形成的。
进一步地，所述的力矩执行控制策略是指力矩致动器产生目标滚转力矩的策略，不包括待仿真的控制律；力矩执行系统控制策略选择pid，采用比例p和积分i两个环节，并辅以前馈提升控制精度。
实施例1
如图1所示，本实施例使用的滚转动态实验机构ⅰ为t型杆式结构，包括水平放置的尾支杆，尾支杆的中心轴线上安装有芯轴5，芯轴5前端伸出尾支杆并固定连接天平3，天平3上固定连接飞行器模型；芯轴5后端伸出尾支杆，芯轴5后端的上方和下方对称安装有力矩致动器1，芯轴5后端套装有旋转编码器2。
本实施例模拟某飞行器高度2.5km，马赫数0.6，迎角30°时的滚转姿态控制，具体过程如下：
a.确定飞行器模型转动惯量im；
某飞行器的滚转转动惯量is＝904kgm^2，飞行高度2.5km，马赫数0.6时飞行速度vs＝198.3m/s，动压qs＝19125pa；已知某风洞马赫数ma＝0.6时气流速度vm＝197.1m/s，动压qm＝20000pa，模型缩比1:29，则飞行器模型转动惯量：
按照飞行器模型转动惯量im设计飞行器模型并完成加工。
b.确定滚转力矩目标控制函数
采用如图2所示的飞行器控制律控制飞行器滚转姿态，滚转角γ使用旋转编码器2的测量结果，滚转角速度ω经对比力矩致动器1速度反馈和旋转编码器2差分的信噪比后选择旋转编码器2的差分，其它参数使用飞行器原有数据；控制律生成舵偏角指令，其表达式记为：
rdr_cmd＝func(ma,q,α,γ,ω)(4)
其中，马赫数ma＝0.6动压qm＝20000pa，迎角α＝30°，在本本实施例中是不变的量。
实物舵机的最大转动速率300°/s，则仿真舵最大转动速率为：
风洞仿真程序控制周期δt＝0.0002s，对于控制律生成舵偏角指令rdr_cmd，在每一个控制周期，用如下c语言伪代码确定实际当前舵偏角rdr_cur
if(rdr_cmd<rdr_cur-(ωrdmax)m·δt)
rdr_cur＝rdr_cur-(ωrdmax)m·δt
elseif(rdr_cmd>rdr_cur (ωrdmax)m·δt)
rdr_cur＝rdr_cur (ωrdmax)m·δt
else
rdr_cur＝rdr_cmd
根据实际当前舵偏角并结合其它参数，可得到飞行器的控制力矩，使用公式(3)换算为风洞仿真控制力矩，即目标滚转力矩。
本步骤计算目标滚转力矩的过程，就是滚转力矩目标控制函数g求值的过程。
c.确定滚转力矩执行控制策略
本实施例采用前馈和pid控制策略，其中pid控制策略只包含比例p和积分i两个环节。前馈给出的控制量与pid给出的控制量之和输出到力矩致动器1。前馈根据芯轴5的转速ω直接给出控制量。pid控制策略根据给定量和反馈量给出控制量，其中给定量是滚转力矩目标控制函数g的值，反馈量是天平3测值的负值-f，同时，反馈量也是系统的输出量。控制的目标是输出量-f跟随给定量g，或者描述为误差量err＝g f趋于0。其中，控制量的单位是nm，为折算到芯轴5的驱动力矩，控制力矩致动器1时，控制量除以机械力矩放大倍数14和力矩致动器系数0.423nm/v，转换成电压输出给力矩致动器1。误差量的单位也是nm。
d.确定滚转力矩执行控制参数；
d1.确定前馈控制参数
在力矩致动器1上施加控制量，使芯轴5转动，调整控制量大小，使芯轴5转速分别达到-22.44，-20.20，-17.05，-13.91，-10.77，-7.63，-4.49，-0.90，0.90，3.14，6.28，9.42，12.57，15.71，18.85，22.440rad/s，转速误差±10％以内，记录对应的转速ωi和控制量ffi。在实施控制时，针对任意芯轴转速ω(ω<22.44rad/s)，前馈控制量ff等于ffi关于ωi线性插值。
d2.确定pid控制参数
关闭积分环节，从0.1开始，逐步增大比例系数kp，直至当kp等于2.1时控制出现近似等幅振荡，振荡周期0.015s。最终kp取2.1的约45％，结果为0.945，积分时间常数ti取0.015s约83％，结果为0.013s。
目标滚转力矩设为0，然后用该参数运行地面机构，试运行的方法是人工拨动模型滚转，验证控制振荡情况，如果振荡超出许可，可增大积分时间常数ti或减小比例系数kp。本实施例中，振荡情况可接受，因此最终使用上述参数，于是pid参数kp＝0.945，ti＝0.013s。此外，人工拨动模型时施加的滚转力矩与风洞实验时的气动滚转力矩可进行类比，相关数据可用于控制效果分析。
e.实施风洞试验
e1.启动风洞；
e2.运行迎角机构，飞行器模型迎角向目标值变化；
e3.当飞行器模型迎角达到目标值后启动仿真控制过程；
e4.测量并记录飞行器模型滚转角等参数变化历程；
e5.停止仿真控制过程；
e6.运行迎角机构，飞行器模型迎角向零值变化；
e7.当飞行器模型迎角绝对值小于安全关车阈值后，关闭风洞。
实施例2
如图3所示，实施例2使用的滚转动态实验机构ⅱ与滚转动态实验机构ⅰ的结构基本相同，主要区别是力矩致动器1上安装有用于放大滚转力矩的减速电机4。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
1.飞行器滚转控制的风洞仿真方法，其特征在于，所述的仿真方法使用的实验机构的关键执行部件和传感器包括用于驱动芯轴产生滚转力矩的力矩致动器，用于测量芯轴旋转角度的旋转编码器，用于测量芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩的天平，以及选配的用于放大滚转力矩的减速电机；
所述的仿真方法包括以下步骤：
a.确定飞行器模型转动惯量im；
根据动力学相似准则，飞行器模型转动惯量im应当满足以下关系：
其中，q是流场动压，v是来流速度，λ是模型缩比，i是滚转转动惯量；下标s表示飞行，m表示风洞仿真；
b.确定滚转力矩目标控制函数g＝func(ma,q,α,γ,ω,…)，即芯轴施加给飞行器模型的滚转力矩；
c.确定滚转力矩执行控制策略；控制策略将芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩视为系统的实际输出，芯轴施加在飞行器模型上的滚转力矩的值等于滚转力矩天平测值f的负值-f，滚转力矩目标控制函数g的值视为给定值，系统的控制目标是g f趋于0；
d.确定滚转力矩执行控制参数；控制芯轴旋转，旋转编码器差分测量芯轴转速，以转速为前馈控制的执行输入参数，测量在不同转速下的力矩致动器的输出力矩；外力带动飞行器模型进行滚转运动，以输出力矩为力矩致动器的执行输入力矩参数，获得天平测值的变化过程，采用任意一种pid参数整定方法确定执行输入参数和执行输入力矩参数；
e.实施风洞实验；将执行控制策略和执行控制参数应用于滚转动态实验机构的控制系统，启动风洞，调节至动力学相似要求的动压，进行实验；
在滚转力矩目标控制函数及飞行器模型不变时，步骤a～步骤d只进行一次，之后风洞每次运行只需要重复执行步骤e。
2.根据权利要求1所述的飞行器滚转控制的风洞仿真方法，其特征在于，所述的力矩致动器具有转速反馈。
3.根据权利要求1所述的飞行器滚转控制的风洞仿真方法，其特征在于，所述的飞行器模型转动惯量im，对于高速风洞实验，需保持马赫数ma一致；对于特定的马赫数ma，风洞流场动压qm是可调的，飞行器模型设计时应调整飞行器模型转动惯量im，使公式在特定马赫数的某个动压qm成立。
4.根据权利要求1所述的飞行器滚转控制的风洞仿真方法，其特征在于，所述的滚转力矩目标控制函数g是飞行器滚转舵偏角对应的控制力矩按照动力学相似原则从飞行条件换算到风洞条件的结果；换算公式如下：
风洞仿真时，仿真舵机的最大转动速率：
根据仿真舵机得到当前滚转舵偏角，由滚转舵偏角得到飞行器的控制力矩，按照动力学相似原则换算到风洞仿真控制力矩：
将风洞仿真控制力矩作为目标滚转力矩，即g＝(mxr)m；
其中，q是流场动压、v是来流速度、λ是模型缩比、ω为滚转角速度；下标s表示飞行，m表示风洞仿真。
5.根据权利要求4所述的飞行器滚转控制的风洞仿真方法，其特征在于，所述的滚转舵偏角是滚转控制律产生指令，并由仿真舵机执行指令形成的。
6.根据权利要求1所述的飞行器滚转控制的风洞仿真方法，其特征在于，所述的力矩执行控制策略是指力矩致动器产生目标滚转力矩的策略，不包括待仿真的控制律；力矩执行系统控制策略选择pid，采用比例p和积分i两个环节，并辅以前馈提升控制精度。
技术总结