[发明专利]高速风洞级间分离与网格测力试验控制系统及应用方法

说明书

本发明公开了一种高速风洞级间分离与网格测力试验控制系统及应用方法，属于高速风洞试验技术领域，包括用于模拟级间分离的前体模型、后体模型，所述前体模型安装在第一调节单元上，所述后体模型安装在第二调节单元上，各调节单元通过控制单元、网络通信设备与上位机进行通信连接，所述控制单元与网络通信设备之间还设置有相配合的运动控制器；所述第二调节单元的下方X向、下方Y向调节机构上，分别设置有带第一编码器的光栅尺。本发明提供一种高速风洞级间分离与网格测力试验控制系统及应用方法，其相对于现有控制系统来说，其试验精度可以得到显著的提升，通过一个运动控制单元可实现对五轴自由度的控制，能减少信号集成过程中产生的误差。

技术领域

本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种级间分离与网格测力试验控制系统及应用方法。

背景技术

高速风洞级间分离与网格测力试验是一种模拟飞行器在飞行过程中，两级分离，同时测量两级飞行器在干扰流场中所受的气动载荷的试验方法。为分离的安全边界，为分离的前体和后体的研制以及总体的合理布局，为飞行器分离姿态控制，提供风洞试验数据。当今，分离技术已成为航空航天领域一项重要的技术。由于飞行器两级分离过程中面临大速压、大非对称后体严重干扰等引发的多体间激波/激波、激波/尾流、激波/边界层干扰等复杂流动结构。这种干扰会导致明显的非定常、非线性以及非对称空气动力效应，所以，对多体分离瞬间的干扰研究十分必要。对该试验技术和研究方法建立需求迫切。

为建立该项试验技术，精确模拟飞行器两级分离过程，需要合适的试验平台，如图3，飞行器的两级包括前体1、后体模型2，以及对前体模型、后体模型进行支撑的模型支撑机构，而风洞的模型支撑机构由上机构3和下机构4组成，上机构有迎角和X向两个自由度，迎角运行范围：-15°～15°，X向行程：0～200mm；下机构有迎角、X向和Y向三个自由度，迎角运行范围：－10°～49°，X向行程：0～680mm，Y向行程：0～507mm。上下两套机构总体构成五自由度机构。通过上下两套机构的配合，实现级间分离过程中前体和后体相对姿态和位置的模拟。

试验时，一般前体安装在上机构，后体安装在下机构。如图1所示。试验过程，对前体和后体分别进行测力，由于该种试验技术对后体的控制精度要求很高，试验过程复杂，而目前的控制系统其测量精度达不到理想的要求。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种高速风洞级间分离与网格测力试验控制系统，包括用于模拟级间分离的前体模型、后体模型，所述前体模型安装在可实现两自由度姿态调整的第一调节单元上，所述后体模型安装在可实现三个自由度姿态调整的第二调节单元上，各调节单元通过控制单元、网络通信设备与上位机进行通信连接，所述控制单元与网络通信设备之间还设置有相配合的运动控制器；

所述第二调节单元的下方X向、下方Y向调节机构上，分别设置有带第一编码器的光栅尺。

优选的是，所述光栅尺的精度等级被配置为不低于5um，且第一编码器带1VPP信号。

优选的是，所述上位机被配置为包括：

与第一调节单元、第二调节单元相配合的五自由度机构上位机；

控制系统上位机；

所述第一调节单元被配置为包括第一迎角α和上方X向调节机构、第二调节单元还包括第二迎角α调节机构；

其中，所述运动控制器通过PROFIBUS-DP总线与控制单元通信连接；

各调节机构均被配置为包括：带第二编码器的电机以及与其相配合驱动器。

一种高速风洞级间分离与网格测力试验控制系统的应用方法，其特征在于，包括：