[发明专利]一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法

说明书

本发明公开了一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法。所述地面飞行控制试验装置包括：第一液压马达组件，所述第一液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；第二液压马达组件，所述第二液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；测控计算机，所述测控计算机分别与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件连接。本发明的优点和有益效果：提出了一种地面飞行控制试验装置，具有简单易实现、经济性好的显著特点。

技术领域

本发明涉及地面飞行控制模拟试验技术领域，特别是涉及一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法。

背景技术

硬式空中加油装置的动态控制性能是影响空中加油过程品质的关键因素。现有技术无法再缺乏真实气动试验条件的情况下硬式空中加油装置飞行控制系统工作状态的设计验证。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种地面飞行控制试验装置来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种地面飞行控制试验装置，用于硬式空中加油装置地面运动控制试验模拟，硬式空中加油装置包括俯仰转轴、横滚转轴、伸缩管本体、方向舵、升降舵，所述伸缩管本体上设置有地面试验挂点，其特征在于，所述地面飞行控制试验装置包括：第一液压马达组件，所述第一液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体上的地面试验挂点连接；第二液压马达组件，所述第二液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体上的地面试验挂点连接；测控计算机，所述测控计算机分别与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件连接；其中，所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件配合，能够控制所述伸缩管本体姿态调整，并将伸缩管本体的姿态角度信号传递给所述测控计算机；所述测控计算机用于与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件通讯，并根据所述测控计算机仿真计算出的角度信号控制所述第一液压马达组件和所述第二液压马达组件工作。

优选地，所述地面飞行控制试验装置进一步包括试验台架，所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件设置在所述试验台架上。

优选地，所述第一液压马达组件包括：第一液压马达-绞轮、第一滑轮、俯仰角度传感器和横滚角度传感器，所述第一液压马达-绞轮具有输出端，所述绳索一端与所述第一液压马达-绞轮的输出端连接，另一端穿过所述第一滑轮与所述地面试验挂点连接；所述俯仰角度传感器设置在所述俯仰转轴上，所述横滚角度传感器设置在所述横滚转轴上；所述第二液压马达组件包括：第二液压马达-绞轮、第二滑轮，所述第二液压马达-绞轮具有输出端，所述绳索一端与所述第二液压马达-绞轮的输出端连接，另一端穿过所述第二滑轮与所述地面试验挂点连接。

优选地，所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件相对于所述伸缩管本体中间对称面对称布置。

优选地，所述第一滑轮与所述第二滑轮与试验台架间为球副铰接。

本申请还提供了一种地面飞行控制试验方法，用于如上所述的地面飞行控制试验装置，其特征在于，所述地面飞行控制试验方法包括如下步骤：

步骤1：设定硬式空中加油装置的方向舵面积S₁、升降舵面积S₂、方向舵升力系数C_L1特性曲线、方向舵阻力系数C_D1特性曲线、升降舵升力系数C_L2特性曲线、升降舵阻力系数C_D2特性曲线、重心距转动关节的距离Lg、升力作用点距转动关节的距离L、重力大小G、加油机与气流的相对飞行速度V；

步骤2：设定硬式空中加油装置的升降舵偏角η和方向舵偏角γ；