绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟

doi:10.7527/S1000-6893.2022.28205

流体力学与飞行力学

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绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟

王家骏¹, 王晓光¹^,²(), 沈楚伦¹, 林麒¹

^1.厦门大学航空航天学院，厦门 361102
^2.翼型、叶栅空气动力学重点实验室，西安 710072

收稿日期:2022-11-01 修回日期:2022-11-24 接受日期:2022-12-07 出版日期:2022-12-16 发布日期:2022-12-14
通讯作者: 王晓光 E-mail:xgwang@xmu.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(12172315);翼型、叶栅空气动力学重点实验室基金(61422010103);福建省自然科学基金(2021J01050)

Design and simulation of rotation around velocity vector of aircraft model with wire-driven parallel suspension system

Jiajun WANG¹, Xiaoguang WANG¹^,²(), Chulun SHEN¹, Qi LIN¹

^1.School of Aerospace Engineering，Xiamen University，Xiamen 361102，China
^2.National Key Laboratory of Science and Technology on Aerodynamic Design and Research，Xi’an 710072，China

Received:2022-11-01 Revised:2022-11-24 Accepted:2022-12-07 Online:2022-12-16 Published:2022-12-14
Contact: Xiaoguang WANG E-mail:xgwang@xmu.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(12172315);Foundation of National Key Laboratory of Science and Technology on Aerodynamic Design and Research(61422010103);Natural Science Foundation of Fujian Province of China(2021J01050)

摘要/Abstract

摘要：

绕速度矢量旋转运动风洞试验是研究战斗机尾旋和大迎角复杂机动特性的一种重要手段，其中模型支撑是关键。创新性地设计了基于六自由度绳系并联支撑的旋转运动方式。提出定旋转角速度和定气流角2种旋转运动设计方法，推导得到旋转运动参数与模型位姿之间的关系式，并给出两者的关联；结合支撑系统动力学模型，设计绳长为控制变量的计算力矩控制律。通过ADMAS软件仿真和原理样机试验验证，结果表明所提设计方法可以实现飞机模型绕速度矢量变气流角定速率、定气流角变速率等复杂变参数旋转运动，且定气流角方法既能满足三自由度定耦合比关系，还能准确地模拟战斗机正飞/倒飞尾旋运动，这将为深入研究尾旋和大迎角机动特性提供技术支持。

关键词: 风洞试验, 绳系并联支撑, 速度矢量, 尾旋, 大迎角, 耦合比

Abstract:

The wind tunnel tests of rotation around the velocity vector are important in the study on fighter spin and maneuver characteristics at high angle of attack， in which the model suspension is a key issue. This paper innovatively designs rotational methods based on the 6-DOF （degree of freedom） wire-driven parallel suspension mechanism. Firstly， two different methods with constant rotational velocity and constant airflow angles are proposed， and the relationships between the rotational parameters and the model attitude angles are derived. The correlation of the two methods is also expounded. Then， a computed torque control law with the wire length as the control variable is designed based on the dynamic equations of WDPSS. Finally， the proposed design methods are both verified through the ADAMS software simulations and the principle prototype experiments. The results show that the proposed methods allow for the fighter model to achieve complex variable-parameter rotation with variable airflow angles/constant angular velocity or constant airflow angles/variable angular velocity. Furthermore， the method of constant airflow angles can meet the 3-DOF fixed-coupling-ratio relationship， and accurately simulate the erected/inverted spin of the fighter， providing technical support for the in-depth study on spin and maneuvering characteristics at high angle of attack.

Key words: wind tunnel test, wire-driven parallel suspension, velocity vector, spin, high angle of attack, coupling ratio

中图分类号:

V216

王家骏, 王晓光, 沈楚伦, 林麒. 绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟[J]. 航空学报, 2023, 44(17): 128205-128205.

Jiajun WANG, Xiaoguang WANG, Chulun SHEN, Qi LIN. Design and simulation of rotation around velocity vector of aircraft model with wire-driven parallel suspension system[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(17): 128205-128205.

图/表 21

图 1

图 2

图 3

图 4

图 5

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表 1

表 2

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

图 12

图 13

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图 16

图 17

图 18

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

参数	数值
质量/kg	1.093
x轴转动惯量/（10^-4 kg·m²）	6.84
y轴转动惯量/（10^-4 kg·m²）	8.52
z轴转动惯量/（10^-4 kg·m²）	8.46
机翼参考面积/（10^-2 m²）	1.99
平均气动弦长/m	0.092

i	B_i /m	P_i /m
1	（0.166， 0.42， -1.864）^T	（0， 0.027， -0.01）^T
2	（0.166， -0.42， -1.864）^T	（0， -0.027， -0.01）^T
3	（-0.554， -0.56， -1.864）^T	（-0.208， -0.078， -0.001）^T
4	（-0.554， 0.56， -1.864）^T	（-0.208， 0.078， -0.001）^T
5	（-0.406， 0.45， 0）^T	（-0.208， 0.078， 0.001）^T
6	（0.182， 0.597 5， 0）^T	（0， 0.027， 0.01）^T
7	（0.182， -0.597 5， 0）^T	（0， -0.027， 0.01）^T
8	（-0.406， -0.45， 0）^T	（-0.208， -0.078， 0.001）^T

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