[发明专利]风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法

摘要

本发明公开了一种风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，包括以下步骤设定预定姿态角，并根据预定姿态角换算出控制姿态角；根据控制姿态角控制机构发生动作使飞行器模型达到预定姿态角；向飞行器模型吹风，采集飞行器模型的受力值；根据受力值计算飞行器模型的实际姿态角，并根据实际姿态角与预定姿态角的差值计算修正姿态角；以及根据修正姿态角控制机构发出修正动作，对实际姿态角进行修正；并连续重复上述步骤，对飞行器侧滑弹性角不断修正至允许误差范围内。本发明方法用于在模拟飞行器飞行姿态的风洞试验过程中，对飞行器模型侧滑弹性角的不断修正，以适应飞行器的高精度试验的要求。

主权项

一种风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，用于在模拟飞行器飞行姿态的风洞试验过程中，对飞行器模型的侧滑弹性角的不断修正，直至所述侧滑弹性角达到预定姿态角的允许误差范围内，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、设定预定姿态角，并根据预定姿态角换算出控制姿态角；步骤二、风洞试验开始前，根据控制姿态角控制机构发生动作使飞行器模型达到预定姿态角；步骤三、向飞行器模型吹风，采集飞行器模型的受力值；步骤四、根据步骤三中所述受力值计算飞行器模型的实际姿态角，并将所述实际姿态角与步骤一中所述控制姿态角进行差值计算获得修正姿态角；步骤五，根据所述步骤四中获得的所述修正姿态角控制机构发出修正动作，对姿态角控制机构的实际姿态角进行修正，并带动飞行器模型同步修正其侧滑弹性角；之后，连续依次重复步骤三、步骤四和步骤五，直至将实际姿态角或者侧滑弹性角修正至允许误差内；当所述控制机构为单转轴机构时，所述步骤一中，根据预定姿态角换算出控制姿态角的计算公式为：其中，预定姿态角包括期望攻角α和期望侧滑角β，控制姿态角包括期望机构攻角αm和期望机构滚转角