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CN114323551B - 一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法及系统 - Google Patents

一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法及系统 Download PDF

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CN114323551B
CN114323551B CN202210249161.9A CN202210249161A CN114323551B CN 114323551 B CN114323551 B CN 114323551B CN 202210249161 A CN202210249161 A CN 202210249161A CN 114323551 B CN114323551 B CN 114323551B
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corridor
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张卫国
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刘志涛
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张磊
靳秋硕
任忠才
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Abstract

本发明适用于风洞带动力测力技术领域，提供了一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法及系统，本发明通过设计实验系统根据实验过程中模拟相应的实验条件，实测在模拟桨叶挥舞、旋翼入流、尾流干扰等复杂的气动/运动耦合条件下的力学参数，并结合本发明设计了配平方法，获得了更接近真实值的倾转过渡走廊配平结果。

Description

一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法及系统
技术领域
本发明涉及风洞带动力测力技术领域，特别是涉及一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法及系统。
背景技术
倾转旋翼机的倾转过渡是一种变构型、变速的飞行过程，需要在不同前飞速度下旋翼和机翼气动力的合理匹配才能顺利完成。然而，过低的前飞速度会导致倾转旋翼机的机翼失速，过高的前飞速度则会受到旋翼前行桨叶压缩性、后行桨叶失速以及旋翼可用功率等因素的限制。为了保证飞行安全，倾转旋翼机的倾转过渡过程需要保持在“短舱倾转角-速度”包线，即倾转过渡速度走廊以内。
现有技术中，专利201810750002.0和专利201610321588.X都是通过建立动力学模型通过模拟计算来获得倾转过渡走廊，其原理是：基于机身、机翼、平/垂尾和旋翼气动特性数据，建立倾转旋翼机非线性动力学数学模型，并通过配平计算，获得不同发动机倾转角度下机翼达到临界迎角时的前飞速度，即可得到倾转过渡走廊的下边界。同理，计算不同发动机倾转角度下旋翼需用功率达到发动机额定功率时的前飞速度，即可获得倾转过渡走廊的上边界。
这种方法能有效解决倾转旋翼机的倾转过渡走廊初步设计问题，但有以下缺点：第一，该方法的有效性严重依赖飞行动力学模型的精准度，数学建模误差大，将导致倾转过渡飞行走廊计算结果严重失真；第二，该方法必须在建模的准确性和复杂性之间进行折衷，难以建立准确的桨叶挥舞、旋翼入流、尾迹干扰、气动弹性、大迎角动态等数学模型。因此，现有技术并不能准确地获取到倾转过渡走廊的上下边界，因此，需要寻求更优的方法来得到走廊边界，使其具有更好的工程应用价值。
发明内容
本发明的目的是提供一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法和系统，采用支撑装置和天平将倾转旋翼支撑于风洞试验段，真实模拟不同风速、姿态、构型下的飞行状态，分别实时测量获得全机、旋翼载荷，代入倾转旋翼机飞行动力学模型和旋翼功率模型，进行在线配平计算，从而获得更加真实的倾转过渡飞行走廊。本发明是这样实现的：
一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法，包括以下步骤：
S1. 启动和初始化配平设备；
S2. 选择配平科目；
所述配平科目包括倾转走廊上边界和倾转走廊下边界；并对倾转走廊上边界和倾转走廊下边界分别进行配平；
S3. 组合倾转走廊上下边界，完成配平；
所述步骤S2中，所述倾转走廊上边界的配平S21包括：
S211. 设置配平约束变量，令
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE001
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
分别为旋翼倾转角和设定旋翼转倾角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE003
；
S212. 设置风速
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
和自由变量η；
S213. 采用牛顿迭代法进行配平；
S214. 若迎角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE005
小于失速临界迎角，则计算旋翼需用功率P，否则执行步骤S216；
S215. 若功率P小于或等于限制功率Plmt，则增大风速，返回步骤S212，否则执行步骤S216；
S216. 减小旋翼倾转角，若旋翼倾转角大于最小设定旋翼倾转角，则返回步骤S212，否则输出倾转走廊上边界；
所述步骤2中，所述倾转走廊下边界的配平S22包括：
S221. 设置配平约束变量，令
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE007
为失速临界迎角；
S222. 设置风速
Figure 889061DEST_PATH_IMAGE004
和自由变量η；
S223. 采用牛顿迭代法进行配平；
S224. 若
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
，则增大风速，返回步骤S222，否则输出倾转走廊下边界。
进一步地，所述倾转走廊上边界的配平时的自由变量为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE009
，
所述倾转走廊下边界的配平时的自由变量为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
，
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE011
为侧滑角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
为旋翼倾转角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE013
为旋翼拉力操纵量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
为俯仰角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE015
为滚转角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
为偏航角。
进一步地，所述牛顿迭代法进行配平包括以下步骤：
S10. 设置实验初始状态
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE017
，并设定迭代步数k=0；其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
为初始状态向量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE019
为初始操纵向量；
S20. 启动装置，按照初始状态进行实验，采集全机载荷；
所述全机载荷包括旋翼、机翼、平尾、垂尾和机身对机体重心的作用力
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
和力矩
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE021
；
S30. 将全机载荷带入动力学方程，获得非线性飞行动力学模型：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
，
其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE023
为状态向量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
为输出向量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE025
为操纵向量；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
Figure 911899DEST_PATH_IMAGE004
为风速、
Figure 976807DEST_PATH_IMAGE005
为迎角和
Figure 828089DEST_PATH_IMAGE011
为侧滑角，p，q，r为角速度分量，
Figure 461195DEST_PATH_IMAGE012
为旋翼倾转角，
Figure 30717DEST_PATH_IMAGE013
为旋翼拉力操纵量，
Figure 633737DEST_PATH_IMAGE014
为俯仰角，
Figure 339524DEST_PATH_IMAGE015
为滚转角，
Figure 143532DEST_PATH_IMAGE016
为偏航角；
S40. 对当前的配平自由变量施加小扰动，并计算雅克比矩阵A Jacobi ；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE027
为第k次迭代时的i个配平自由变量；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE029
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE031
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE033
分别为第k次迭代过程中，依次对第一个自由变量，第二个自由变量，第三个自由变量，第四个自由变量，第五个自由变量和第六个自由变量施加扰动后的配平自由变量，Ɛ为给定小扰动量；
S50. 计算迭代步长
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE035
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE037
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE039
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
分别为第k次迭代过程中，自由变量矩阵中的第一个自由变量，第二个自由变量，第三个自由变量，第四个自由变量，第五个自由变量，以及六个自由变量的迭代步长；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE041
分别为第k次迭代过程中，扰动第一个自由变量，扰动第二个自由变量，扰动第三个自由变量，扰动第四个自由变量，扰动第五个自由变量，扰动第六个自由变量时的
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
；
S60. 若
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE043
，则更新自由变量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
，令k=k+1，返回至S20；
若
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE045
，则配平成功，配平结束。
进一步地，步骤S20中，还包括判断迭代次数的大小，若k≥k max ，则配平失败，配平结束。
进一步地，步骤S30中，动力学方程为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE046
(1)
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE047
为倾转旋翼飞行器总重；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE048
和
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE049
分别为机体线速度和角速度向量列阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE050
为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE051
的反对称矩阵，J是机体惯量矩阵，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE052
是
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE053
的一阶导数，J -1 是J的逆矩阵；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE054
(2)
将式（1）和式（2）表示为微分方程形式，即得到非线性飞行动力学模型：
Figure 526583DEST_PATH_IMAGE022
。
进一步地，所述旋翼需用功率P通过下式来计算：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE055
；
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE056
为旋翼扭矩，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE057
是旋翼转速。
本发明还提供一种执行如前所述的倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法的系统，包括支撑装置，倾转旋翼机模型，主天平，多个小天平，数据采集系统，驱动控制系统，配平计算系统；
所述支撑装置支撑所述倾转旋翼机模型，控制所述倾转旋翼机模型的迎角和侧滑角；
所述主天平连接在所述支撑装置和所述倾转旋翼机模型之间，用于测量全机载荷；
所述小天平设置在所述倾转旋翼机模型的倾转机构或旋翼内部，用于测量旋翼载荷和旋翼倾转角；
数据采集系统采集所述主天平和多个小天平测量的数据，向所述配平计算系统发送载荷数据；
所述配平计算系统执行配平计算步骤，制定调整控制策略，并将所述调整控制策略输出给驱动控制系统，所述驱动控制系统用于驱动所述支撑装置，作动器和/或风速调整系统进行试验条件调整。
进一步地，所述作动器安装于旋翼内部和/或固定舵面的内部，用于控制旋翼转速，旋翼倾转，旋翼变距以及舵面偏转中的一个或多个。
进一步地，还包括实验管理机，所述实验管理机用于接收所述数据采集系统发送的数据采集完成握手信号，和/或驱动控制系统发送的运动到位握手信号。
进一步地，所述数据采集系统，驱动控制系统，配平计算系统和实验管理机均设置在风洞外。
采用本发明的一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法和系统，相对于现有技术，至少具有以下有益效果：
（1）.本发明在风洞中进行倾转旋翼机的倾转过渡走廊配平，与基于飞行动力学数学模型的数值配平方法相比，具有以下优点：能够在风洞中较真实地模拟桨叶挥舞、旋翼入流、尾流干扰等复杂的气动/运动耦合特性，获得的倾转过渡走廊配平结果更加接近真值。
（2）.本发明中的倾转旋翼机模型与支撑装置之间安装有主天平，可直接测量获得全机动力学方程所需合外力和力矩，从而大幅降低牛顿法迭代过程中的全机动力学模型解算复杂度。
（3）.本发明中的倾转旋翼机在旋翼和机体之间安装有小天平，可在线测量获得旋翼反扭力矩，实时计算获得倾转旋翼机的发动机需用功率，从而有效提高倾转过渡走廊上边界的配平结果精度和实验效率。
（4）.本发明中的支撑装置可将倾转旋翼机的迎角精确约束在临界迎角，从而有效提高倾转过渡走廊下边界的配平结果精度和试验效率。
（5）.本发明提出的倾转过渡走廊配平实验系统，可在倾转旋翼机布局设计初期检验气动布局参数和控制分配策略等对倾转过渡走廊的影响，为倾转旋翼机总体设计人员提供一种有效的倾转过渡飞行性能验证与评估手段。
（6）.本发明提出的倾转过渡配平实验系统，通用性好，可以用于开展不同布局倾转旋翼机的倾转过渡配平研究；提出的实验流程简单规范，风险低，成本低，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是本发明实施例1的一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法的流程图；
图2是本发明实施例1的倾转走廊上边界配平流程图；
图3是本发明实施例1的倾转走廊下边界配平流程图；
图4是本发明实施例1的牛顿迭代配平方法的流程图；
图5是本发明实施例2的一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平系统的组成图；
图6是本发明实施例2的数据采集系统组成图；
图7是本发明实施例2的驱动控制系统的组成图。
图中，1-支撑装置，2-倾转旋翼机模型，3-主天平，4-小天平，5-旋翼，6-固定翼舵面，7-风洞壁，8-数据采集系统，9-配平计算系统，10-实验管理机，11-驱动控制系统。
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。
实施例1
一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法，如图1所述，包括以下步骤：
S1. 启动和初始化配平设备；
本发明的配平方法采用风洞实验，在实验测定的参数情况下进行配平计算，相对于现有技术中基于飞行动力学数学模型的数值配平方法，具有以下优点：能够在风洞中较真实地模拟桨叶挥舞、旋翼入流、尾流干扰等复杂的气动/运动耦合特性，获得的倾转过渡走廊配平结果更加接近真值。因此，先启动和初始化配平设备。
S2. 选择配平科目；
所述配平科目包括倾转走廊上边界和倾转走廊下边界；并对倾转走廊上边界和倾转走廊下边界分别进行配平；
S3. 组合倾转走廊上下边界，完成配平；即将上边界和下边界组合在一起，就得到倾转走廊的上下边界。
具体地，所述步骤S2中，倾转走廊上边界的配平S21如图2所示，在不同风速下，以旋翼倾转角
Figure 63787DEST_PATH_IMAGE001
（
Figure 889660DEST_PATH_IMAGE003
）和迎角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE058
为约束的条件下开展配平实验，包括：
S211. 设置配平约束变量，令
Figure 192466DEST_PATH_IMAGE001
，其中，
Figure 205421DEST_PATH_IMAGE002
分别为旋翼倾转角和设定旋翼转倾角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE059
，一般取
Figure 884664DEST_PATH_IMAGE003
；
S212. 设置风速
Figure 565044DEST_PATH_IMAGE004
和自由变量η；
倾转走廊上边界配平时的自由变量为：
Figure 835488DEST_PATH_IMAGE009
，
Figure 601319DEST_PATH_IMAGE005
为迎角，
Figure 225199DEST_PATH_IMAGE011
为侧滑角，
Figure 25664DEST_PATH_IMAGE013
为旋翼拉力操纵量，
Figure 467010DEST_PATH_IMAGE014
为俯仰角，
Figure 720137DEST_PATH_IMAGE015
为滚转角，
Figure 147707DEST_PATH_IMAGE016
为偏航角；
S213. 采用牛顿迭代法进行配平；祥见后文牛顿迭代法部分；
S214. 若迎角
Figure 537100DEST_PATH_IMAGE005
小于失速临界迎角
Figure 883768DEST_PATH_IMAGE007
，即
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE060
，则计算旋翼需用功率P，否则执行步骤S216；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE061
；
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE062
为旋翼扭矩，
Figure 742965DEST_PATH_IMAGE057
是旋翼转速；
S215. 若功率P小于或等于限制功率Plmt，则增大风速，返回步骤S212，否则执行步骤S216；
S216. 减小旋翼倾转角，若旋翼倾转角大于最小设定旋翼倾转角，则返回步骤S212，否则输出倾转走廊上边界；
所述步骤2中，所述倾转走廊上边界的配平S22是在不同的风速下，以旋翼倾转角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE063
和迎角
Figure 302122DEST_PATH_IMAGE006
为约束条件开展配平实验，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE064
分别为最小旋翼倾转角和最大旋翼倾转角设定值，如图3所示，包括：
S221. 设置配平约束变量，令
Figure 139497DEST_PATH_IMAGE006
，
Figure 657066DEST_PATH_IMAGE007
为失速临界迎角；
S222. 设置风速
Figure 760151DEST_PATH_IMAGE004
和自由变量η；
倾转走廊上边界配平时的自由变量为：
Figure 654158DEST_PATH_IMAGE009
；
S223. 采用牛顿迭代法进行配平；
S224. 若
Figure 283723DEST_PATH_IMAGE008
，则增大风速，返回步骤S222，否则输出倾转走廊下边界。
进一步地，所述牛顿迭代法进行配平包括以下步骤：
S10. 设置实验初始状态
Figure 972193DEST_PATH_IMAGE017
，并设定迭代步数k=0；
其中
Figure 421629DEST_PATH_IMAGE023
为状态向量，
Figure 260272DEST_PATH_IMAGE024
为输出向量，
Figure 478764DEST_PATH_IMAGE025
为操纵向量；x 0 为初始状态向量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE065
为初始操纵量向量；
Figure 806977DEST_PATH_IMAGE026
，
S20. 启动装置，按照初始状态进行实验，采集全机载荷；
所述全机载荷包括旋翼、机翼、平尾、垂尾和机身对机体重心的作用力
Figure 743709DEST_PATH_IMAGE020
和力矩
Figure 245097DEST_PATH_IMAGE021
；
S30. 将全机载荷带入动力学方程，获得非线性飞行动力学模型：
具体地，倾转旋翼机全机动力学方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE066
Figure 786937DEST_PATH_IMAGE047
为倾转旋翼飞行器总重；
Figure 82789DEST_PATH_IMAGE048
和
Figure 512677DEST_PATH_IMAGE049
分别为机体线速度和角速度向量列阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE067
为
Figure DEST_PATH_IMAGE068
的反对称矩阵，J是机体惯量矩阵，
Figure 83335DEST_PATH_IMAGE052
是
Figure 276419DEST_PATH_IMAGE053
的一阶导数，J -1 是J的逆矩阵；
在风洞中，通常采用风速
Figure 212014DEST_PATH_IMAGE004
、迎角
Figure 123338DEST_PATH_IMAGE005
和侧滑角
Figure 700950DEST_PATH_IMAGE011
代替机体线速度
Figure DEST_PATH_IMAGE069
表示机体与气流之间的关系：
Figure 217382DEST_PATH_IMAGE054
将上面两个式子表示为微分方程形式，即得到非线性飞行动力学模型：
Figure 589458DEST_PATH_IMAGE022
；
S40. 对当前的配平自由变量施加小扰动，并构建雅克比矩阵A Jacobi ；
Figure 988078DEST_PATH_IMAGE027
为第k次迭代时的i个配平自由变量；
Figure 510326DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 678002DEST_PATH_IMAGE029
，
Figure 486558DEST_PATH_IMAGE030
，
Figure 841316DEST_PATH_IMAGE031
，
Figure 26310DEST_PATH_IMAGE032
，
Figure 923859DEST_PATH_IMAGE033
分别为第k次迭代过程中，依次对第一个自由变量，第二个自由变量，第三个自由变量，第四个自由变量，第五个自由变量和第六个自由变量施加扰动后的配平自由变量，Ɛ为给定小扰动量；共扰动6次，计算雅可比矩阵：
Figure DEST_PATH_IMAGE070
其中，y i 为第i次扰动时的y，η i 为第i次扰动时的配平自由变量；i=（1，2，3，4，5，6）。
实际计算过程中，当i=1时进行第一次扰动，此时计算得到雅克比矩阵的第1列元素，当i=2时进行第2次扰动，此时计算得到雅克比矩阵的第2列元素，当i=3时进行第三次扰动，此时计算得到雅克比矩阵的第3列元素，如此类推，进行6次扰动后，得到完整的雅克比矩阵；
S50. 计算迭代步长
Figure DEST_PATH_IMAGE071
，
Figure DEST_PATH_IMAGE072
其中，
Figure 45528DEST_PATH_IMAGE035
为自由变量矩阵中的第一个自由变量的迭代步长，例如在倾转走廊上边界配平时，为迎角
Figure 418741DEST_PATH_IMAGE005
的迭代步长，在倾转走廊下边界配平时，为旋翼倾转角
Figure DEST_PATH_IMAGE073
的迭代步长；
Figure 345108DEST_PATH_IMAGE036
自由变量矩阵中的第二个自由变量的迭代步长，例如在倾转走廊上边界配平时，为侧滑角
Figure 956218DEST_PATH_IMAGE011
的迭代步长，在倾转走廊下边界配平时，为侧滑角
Figure 372156DEST_PATH_IMAGE011
的迭代步长，以此类推。
S60. 若
Figure 967085DEST_PATH_IMAGE043
，则更新自由变量
Figure 493882DEST_PATH_IMAGE044
，令k=k+1，返回至S20；
若
Figure 100444DEST_PATH_IMAGE045
，则配平成功，配平结束。
即不断迭代，直到
Figure 687283DEST_PATH_IMAGE045
，其中
Figure DEST_PATH_IMAGE074
为给定的小量，一般取
Figure DEST_PATH_IMAGE075
。当
Figure DEST_PATH_IMAGE076
时，一般取
Figure DEST_PATH_IMAGE077
，仍未完成配平，则判定为配平失败。
实施例2
本实施例提供一种执行如实施例1的倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法的系统，如图5所示，包括支撑装置1，倾转旋翼机模型2，主天平3，多个小天平4，数据采集系统8，驱动控制系统11，配平计算系统9，
所述支撑装置1支撑所述倾转旋翼机模型2，控制所述倾转旋翼机模型2的迎角和侧滑角；
所述主天平3连接在所述支撑装置1和所述倾转旋翼机模型2之间，用于测量全机载荷；
所述小天平4设置在所述倾转旋翼机模型2的倾转机构或旋翼5内部，用于测量旋翼载荷和旋翼倾转角。
数据采集系统8采集所述主天平3和多个小天平4测量的数据，如图6所示，向所述配平计算系统9发送载荷数据；
所述配平计算系统9执行配平计算步骤，制定调整控制策略，并将所述调整控制策略输出给驱动控制系统11，所述驱动控制系统11用于驱动所述支撑装置1，作动器和/或风速调整系统进行试验条件调整，如图7所示，作动器安装于旋翼5内部和/或固定舵面6的内部，用于控制旋翼转速，旋翼倾转，旋翼变距以及舵面偏转中的一个或多个。
作为优选，该系统还包括实验管理机，所述实验管理机用于接收所述数据采集系统发送的数据采集完成握手信号，和/或驱动控制系统发送的运动到位握手信号。
为了减少设备对实验数据准确度的影响，将数据采集系统，驱动控制系统，配平计算系统和实验管理机均设置在风洞外。
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。

Claims (8)

1.一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1. 启动和初始化配平设备；
S2. 选择配平科目；
所述配平科目包括倾转走廊上边界和倾转走廊下边界；并对倾转走廊上边界和倾转走廊下边界分别进行配平；
S3. 组合倾转走廊上下边界，完成配平；
所述步骤S2中，所述倾转走廊上边界的配平S21包括：
S211. 设置配平约束变量，令
Figure DEST_PATH_IMAGE001
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE002
分别为旋翼倾转角和设定旋翼倾转角，
Figure DEST_PATH_IMAGE003
；
Figure DEST_PATH_IMAGE004
分别为最小旋翼倾转角设定值和最大旋翼倾转角设定值；
S212. 设置风速
Figure DEST_PATH_IMAGE005
和自由变量η；
S213. 采用牛顿迭代法进行配平；
S214. 若迎角
Figure DEST_PATH_IMAGE006
小于失速临界迎角，则计算旋翼需用功率P，否则执行步骤S216；
S215. 若功率P小于或等于限制功率Plmt，则增大风速，返回步骤S212，否则执行步骤S216；
S216. 减小旋翼倾转角，若旋翼倾转角大于最小设定旋翼倾转角，则返回步骤S212，否则输出倾转走廊上边界；
所述步骤2中，所述倾转走廊下边界的配平S22包括：
S221. 设置配平约束变量，令
Figure DEST_PATH_IMAGE007
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为失速临界迎角；
S222. 设置风速
Figure DEST_PATH_IMAGE009
和自由变量η；
S223. 采用牛顿迭代法进行配平；
S224. 若
Figure DEST_PATH_IMAGE010
，则增大风速，返回步骤S222，否则输出倾转走廊下边界；
所述倾转走廊上边界的配平时的自由变量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，
所述倾转走廊下边界的配平时的自由变量为：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE013
为侧滑角，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为旋翼倾转角，
Figure DEST_PATH_IMAGE015
为旋翼拉力操纵量，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为俯仰角，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
为滚转角，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为偏航角；
所述牛顿迭代法进行配平包括以下步骤：
S10. 设置实验初始状态
Figure DEST_PATH_IMAGE019
，并设定迭代步数k=0；其中
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为初始状态向量，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
为初始操纵向量；
S20. 启动装置，按照初始状态进行实验，采集全机载荷；
所述全机载荷包括旋翼、机翼、平尾、垂尾和机身对机体重心的作用力
Figure DEST_PATH_IMAGE022
和力矩
Figure DEST_PATH_IMAGE023
；
S30. 将全机载荷带入动力学方程，获得非线性飞行动力学模型：
Figure DEST_PATH_IMAGE024
，
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE025
为状态向量，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为输出向量，
Figure DEST_PATH_IMAGE027
为操纵向量；
Figure DEST_PATH_IMAGE028
Figure 449078DEST_PATH_IMAGE005
为风速、
Figure 694114DEST_PATH_IMAGE006
为迎角和
Figure 739431DEST_PATH_IMAGE013
为侧滑角，p，q，r为角速度分量，
Figure 456677DEST_PATH_IMAGE014
为旋翼倾转角，
Figure 536628DEST_PATH_IMAGE015
为旋翼拉力操纵量，
Figure 686987DEST_PATH_IMAGE016
为俯仰角，
Figure 16337DEST_PATH_IMAGE017
为滚转角，
Figure 480816DEST_PATH_IMAGE018
为偏航角；
S40. 对当前的配平自由变量施加小扰动，并计算雅克比矩阵A Jacobi ；
Figure DEST_PATH_IMAGE029
为第k次迭代时的i个配平自由变量；
Figure DEST_PATH_IMAGE030
，
Figure DEST_PATH_IMAGE031
，
Figure DEST_PATH_IMAGE032
，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
分别为第k次迭代过程中，依次对第一个自由变量，第二个自由变量，第三个自由变量，第四个自由变量，第五个自由变量和第六个自由变量施加扰动后的配平自由变量，Ɛ为给定小扰动量；
S50. 计算迭代步长
Figure DEST_PATH_IMAGE036
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE037
，
Figure DEST_PATH_IMAGE038
，
Figure DEST_PATH_IMAGE039
，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
，
Figure DEST_PATH_IMAGE041
，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
分别为第k次迭代过程中，自由变量矩阵中的第一个自由变量，第二个自由变量，第三个自由变量，第四个自由变量，第五个自由变量，以及六个自由变量的迭代步长；
Figure DEST_PATH_IMAGE043
分别为第k次迭代过程中，扰动第一个自由变量
Figure DEST_PATH_IMAGE044
，扰动第二个自由变量
Figure DEST_PATH_IMAGE045
，扰动第三个自由变量
Figure DEST_PATH_IMAGE046
，扰动第四个自由变量
Figure DEST_PATH_IMAGE047
，扰动第五个自由变量
Figure DEST_PATH_IMAGE048
，扰动第六个自由变量
Figure DEST_PATH_IMAGE049
时的
Figure DEST_PATH_IMAGE050
；
S60. 若
Figure DEST_PATH_IMAGE051
，则更新自由变量
Figure DEST_PATH_IMAGE052
，令k=k+1，返回至S20；
若
Figure DEST_PATH_IMAGE053
，则配平成功，配平结束。
2.根据权利要求1所述的一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法，其特征在于，步骤S20中，还包括判断迭代次数的大小，若k≥k max ，则配平失败，配平结束。
3.根据权利要求2所述的一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法，其特征在于，步骤S30中，动力学方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE054
(1)
Figure DEST_PATH_IMAGE055
为倾转旋翼飞行器总重；
Figure DEST_PATH_IMAGE056
和
Figure DEST_PATH_IMAGE057
分别为机体线速度和角速度向量列阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
为
Figure DEST_PATH_IMAGE059
的反对称矩阵；J是机体惯量矩阵，
Figure DEST_PATH_IMAGE060
是
Figure DEST_PATH_IMAGE061
的一阶导数，J -1 是J的逆矩阵；
Figure DEST_PATH_IMAGE062
(2)
将式（1）和式（2）表示为微分方程形式，即得到非线性飞行动力学模型：
Figure 103690DEST_PATH_IMAGE024
。
4.根据权利要求1所述的一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法，其特征在于，所述旋翼需用功率P通过下式来计算：
Figure DEST_PATH_IMAGE063
；
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE064
为旋翼扭矩，
Figure DEST_PATH_IMAGE065
是旋翼转速。
5.一种执行如权利要求1-4任一所述的倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法的系统，其特征在于，包括支撑装置，倾转旋翼机模型，主天平，多个小天平，数据采集系统，驱动控制系统，配平计算系统，
所述支撑装置支撑所述倾转旋翼机模型，控制所述倾转旋翼机模型的迎角和侧滑角；
所述主天平连接在所述支撑装置和所述倾转旋翼机模型之间，用于测量全机载荷；
所述小天平设置在所述倾转旋翼机模型的倾转机构或旋翼内部，用于测量旋翼载荷和旋翼倾转角；
数据采集系统采集所述主天平和多个小天平测量的数据，向所述配平计算系统发送载荷数据；
所述配平计算系统执行配平计算步骤，制定调整控制策略，并将所述调整控制策略输出给驱动控制系统，所述驱动控制系统用于驱动所述支撑装置，作动器和/或风速调整系统进行试验条件调整。
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述作动器安装于旋翼内部和/或固定舵面的内部，用于控制旋翼转速，旋翼倾转，旋翼变距以及舵面偏转中的一个或多个。
7.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，还包括实验管理机，所述实验管理机用于接收所述数据采集系统发送的数据采集完成握手信号，和/或驱动控制系统发送的运动到位握手信号。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述数据采集系统，驱动控制系统，配平计算系统和实验管理机均设置在风洞外。
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