基于MEMS传感器的风洞尾旋姿态测量研究

尾旋是飞机在失去控制后的一种极危险的飞行状态,陷入尾旋极易造成飞机的坠毁,在飞机研制过程中为了提高其机动性及抗尾旋能力,必须对这种极限飞行状态进行研究;在立式风洞中开展尾旋试验是目前效率最高,安全性最有保障的技术手段;试验测试的主要参数是飞机在尾旋及改出过程中的姿态角(包括俯仰角、偏航角和滚转角);在此简要介绍了通过陀螺仪、加速度计和地磁计进行姿态数据融合的算法,以及采用了一种MEMS传感器进行尾旋姿态测量的试验技术,并且其姿态数据可由Zigbee无线数据模块实时传送到测量计算机;通过试验验证,该技术简单有效,不受现场环境限制,系统动态性能稳定可靠,角度测试精度优于1°,满足了试验需求,提高了试验效率及数据质量。

基于光惯组合的风洞尾旋试验位姿参数测量方法

尾旋是飞机在失速时的一种复杂而危险的非正常飞行状态;研究飞机尾旋及改出特性的常用方法是开展立式风洞尾旋试验,其中测量方法是试验中的关键技术;在十几年的发展历程中,先后经历了双目立体视觉、编码标记图像识别和惯性航姿测量的技术改进,在不断提升的过程中对测量能力和数据质量也提出了更高要求,因此发展了一种基于光惯组合技术的尾旋6自由度数据测量方法,通过惯性系统测量三维姿态,光学系统测量空间位置信息;经过试验验证,该方法成功获取了尾旋模型6自由度数据,测量效率高,数据无缺失,根据模型运动轨迹在试验段截面投影可获得尾旋半径,增加了对于尾旋现象的认知维度。

Φ5 m立式风洞尾旋试验3维场景复现软件

为直观展示风洞尾旋试验结果,提高数据的利用率,基于OpenSceneGraph 3维渲染引擎设计一款软件。以模型数模与位置、姿态角、舵偏角等数据为输入,将尾旋试验过程3维复现,并可自由调整观察视角、控制渲染速度、导出尾旋动画。结果表明:该软件已成功应用于气动中心Φ5 m立式风洞尾旋试验,有效提升试验效率和数据分析体验。

跨代航空器气动-控制律综合设计仿真技术、平台及其应用

风洞作为飞行器研制的基础性、战略性、综合性地面试验模拟设施,是高性能战斗机、隐身轰炸机、大型运输机等跨代航空器诞生的摇篮.但长期以来,风洞模拟能力主要集中在提供气动力的维度,无法模拟带控制的动态飞行过程,存在设计冗余度大、保真度低等不足,难以支撑气动-控制强耦合的跨代航空器研制.

管道内流动力学修正耗散模型

基于二维流体动力学方程组,根据管道内流动力学相关特性以及管道输入端流场边界条件,提出了修正耗散模型。相对于耗散模型,修正耗散模型考虑了管道输入端流场的影响,能够更精确地描述风洞试验中管道效应对动态压力测量的影响。FL-14风洞动态压力试验也表明:管道间接测量的动态压力结果经过修正耗散模型进行修正后,能够大幅度减少管道效应所带来的误差。在一定试验条件下,耗散模型修正结果的相对误差高达53.4%,而修正耗散模型修正结果的相对误差只有6.6%。