一种气弹试验平台的制作方法

本发明属于航空航天综合试验技术领域，更具体地，涉及一种气弹试验平台。

背景技术：

高空长航时无人机具有大展弦比和低结构刚度的特点，使得这种飞机运行和性能与常规飞机有较大差异：首先，高空长航时无人机在静态或动态载荷的作用下，机翼会发生大变形，振动模态的迁移可能造成气动弹性的变化；其次，飞行控制所需要考虑的控制模态也会因大变形发生变化；而且，由于振动频率很低，容易出现飞行动力学和气动弹性力学耦合的问题。

传统的控制方法和基于线性理论的分析方法在分析高空长航时无人机时局限很大。由于机翼的大变形，飞机的短周期和长周期模态与传统计算方法得到结果差异很大，此外由于大变形引起的结构振动频率的下降，也有可能使飞机的颤振速度快速下降，甚至可能到设计巡航速度的水平。对于这种非线性问题，迫切需要新的分析方法和验证手段。

密歇根大学设计研制的x-hale无人机是研究大柔性飞行器气动弹性的典型代表，主要目的在于验证非线性气动弹性和飞行模拟软件。x-hale的展长为8米、机翼面积为1.6平方米、总重为11千克，x-56a的展长为8.5米、机翼面积为8.5平方米、总重为218千克，对于这种无人机研究的更大翼展、更大柔性、更低翼载的气弹试验平台在国内外尚属空白。

因此，有必要提供一种适用于大翼展、大柔性、低翼载的气弹试验平台。

技术实现要素：

本发明的目的克服现有技术的不足，建立一种大翼展、大柔性、低翼载的气弹试验平台。

为了实现上述目的，本发明提供一种气弹试验平台，包括：

机体，所述机体包括机翼和沿所述机翼的展向依次设置的多个撑杆，所述机翼包括依次连接的多个机翼段，所述撑杆设置于相邻所述机翼段的连接处，每个所述撑杆的一端设有一个动力装置，另一端设有尾翼，所述动力装置用于为所述机体提供飞行动力，每个所述撑杆下方设置有起落架；飞控系统，所述飞控系统设置于所述机体上，用于控制所述机体的飞行姿态；

光栅测量系统，所述光栅测量系统设置于所述机体上，用于测量飞行过程中每个所述机翼段和所述撑杆的应变和加速度。

优选地，还包括数据采集存储系统，所述数据采集存储系统分别与所述飞控系统、所述光栅测量系统连接，所述数据采集存储系统用于采集所述机体飞行过程中的飞行数据。

优选地，所述飞行数据包括飞行过程中的所述机体的位置数据、飞行姿态数据、每个所述机翼段和所述撑杆的应变数据和加速度数据。

优选地，所述机翼段包括主梁、设置于所述主梁上的翼肋和包覆于所述翼肋的非承力蒙皮。

优选地，所述撑杆垂直于所述机翼，所述动力装置包括电机、螺旋桨和电池，所述螺旋桨设于所述撑杆的所述一端且所述螺旋桨的中心轴线与所述撑杆的轴线重合，所述电机用于驱动所述螺旋桨的旋转，所述电机与所述电池电性连接。

优选地，每个所述机翼段沿其轴线对称设置一对副翼。

优选地，所述尾翼包括十字布置的水平尾翼和垂直尾翼，所述水平尾上翼设有一对升降舵，所述垂直尾翼上设有方向舵。

优选地，所述飞控系统包括飞控计算机、姿态传感器、惯导、遥控器接收机、数传电台、多个空速管和多对舵机；其中，所述飞控计算机、所述姿态传感器、所述惯导、所述遥控器接收机、所述数传电台设置于所述机翼段内且位于所述机体的中轴线上，所述多对舵机沿所述机翼段的轴线依次设置，且每对舵机相对于一个所述水平尾翼的轴线对称设置，所述多个空速管沿所述机翼的展向等间距设置于所述机翼上。

优选地，所述光栅测量系统包括多个光栅传感器和光纤解调仪，所述多个光栅传感器设置于所述主梁的表面和所述撑杆的表面，所述光纤解调仪设置于所述机翼段内且位于所述机体的中轴线上。

优选地，所述主梁沿展向的表面等间距设置多个所述光栅传感器，且每个所述机翼段上设有至少一个所述光栅传感器，所述撑杆的侧表面与其轴线成45°角对称设置至少一对所述光栅传感器，所述撑杆的下表面沿其轴线方向设置多个所述光栅传感器。

本发明的有益效果在于：机翼包括依次连接的多个机翼段，撑杆设置于相邻机翼段的连接处，避免机翼的大变形而导致的结构振动频率的下降，适用于高空长航时无人机大展弦比、低结构刚度、低翼载。通过飞控系统控制机体的飞行姿态，该试验平台可作为研究高空长航时无人机气弹特性的有效载体，光栅测量系统测量飞行过程中每个机翼段和撑杆的应变和加速度，为试验分析提供数据支撑，该试验平台的飞行试验为验证气弹特性的有效手段。

本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

下面将参照附图更详细地描述本发明。虽然附图中显示了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

图1示出了根据本发明一个实施例的气弹试验平台的整体结构图。

图2示出了根据本发明一个实施例的气弹试验平台的半模俯视图。

图3示出了根据本发明一个实施例的气弹试验平台的半模主视图。

图4示出了根据本发明一个实施例的气弹试验平台的半模侧视图。

附图标记说明：

1、机翼；2、撑杆；3、尾翼；4、起落架；5、电机；6、电调；7、螺旋桨；8、电池；9、飞控计算机；10、姿态传感器；11、惯导；12、遥控器接收器；13、数传电台；14、空速管；15、舵机；16、光栅传感器；17、光纤解调仪；18、数据采集存储系统；19、副翼；20、升降舵；21、方向舵；22、机体的中轴线。

具体实施方式

下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

根据本发明实施例的一种气弹试验平台，包括：机体，机体包括机翼和沿机翼的展向依次设置的多个撑杆，机翼包括依次连接的多个机翼段，撑杆设置于相邻机翼段的连接处，每个撑杆的一端设有一个动力装置，另一端设有尾翼，动力装置用于为机体提供飞行动力，每个撑杆下方设置有起落架；飞控系统，飞控系统设置于机体上，用于控制机体的飞行姿态；

光栅测量系统，光栅测量系统设置于机体上，用于测量飞行过程中每个机翼段的应变和加速度。

机翼包括依次连接的多个机翼段，撑杆设置于相邻机翼段的连接处，机翼段的各段均能够互换，可根据需求增加或减少机翼段数量来调整翼展和展弦比，实现高空长航时无人机的大翼展、大柔性、低翼载的气弹性平台，可作为研究高空长航时无人机气弹特性的有效载体，飞控系统控制机体的飞行姿态，光栅测量系统测量飞行过程中每个机翼段的应变和加速度，为试验分析提供数据支撑，该试验平台能够通过开展飞行试验对高空长航时无人机的气弹特性进行研究。

作为一个示例，根据试验平台要求，为实现展弦比大于30，采用7个展长为4米、弦长为0.85米的机翼段组合装配成机翼，每个机翼段对接位置设置一根撑杆，共计6根撑杆，每根撑杆的前端连接动力装置，后端连接尾翼，可根据需要在机翼的翼尖额外增加机翼段以调节展长和展弦比。

作为优选方案，该气弹试验平台还包括数据采集存储系统，数据采集存储系统分别与飞控系统、光栅测量系统连接，数据采集存储系统用于采集机体飞行过程中的飞行数据，为试验分析提供数据支撑。

作为优选方案，飞行数据包括飞行过程中的机体的位置数据、飞行姿态数据、每个机翼段和撑杆的应变数据和加速度数据。

作为一个示例，数据采集存储系统设置于机翼段内且位于机体的中轴线上。

作为一个示例，限于数据链带宽，数据采集存储系统仅采集和存储飞行过程中的数据，数据的处理待试验结束后在地面进行。

作为优选方案，机翼段包括主梁、设置于主梁上的翼肋和包覆于翼肋的非承力蒙皮。

具体地，机翼采用超薄蒙皮梁式结构，主要由主梁、具有弱肋结构的翼肋和非承力蒙皮组成，具备重量轻、刚度低的特点。

作为一个示例，该翼肋采用传统矩形机翼和多尾翼布局，从而降低起飞总重，进一步增大机体的柔性，以及降低机体的翼载。

作为一个示例，该气弹试验平台的展弦比≥30、起飞总重≤70千克；刚度低，第一阶振动频率≤0.5赫兹。

作为优选方案，撑杆垂直于机翼，动力装置包括电机、螺旋桨和电池，螺旋桨设于撑杆的一端且螺旋桨的中心轴线与撑杆的轴线重合，电机用于驱动螺旋桨的旋转，电机与电池电性连接。

具体地，根据该气弹试验平台的飞行时间和飞行高度需求，确定电池的容量和重量，并调整电池的弦向位置来配平机体的弦向重心。

作为一个示例，动力装置采用拉进式布局为试验平台飞行提供动力，分别位于每个根撑杆的最前端，每套动力装置包括电机、电调、螺旋桨和电池，每组电池独立给电机供电。其中，电池为锂电池。

作为优选方案，每个机翼段沿其轴线对称设置一对副翼。

作为优选方案，尾翼包括十字布置的水平尾翼和垂直尾翼，水平尾上翼设有一对升降舵，垂直尾翼上设有方向舵。通过增加副翼和多舵面配置可实现对试验平台的复杂飞行姿态切换和控制。

作为一个示例，每个机翼段上对称布置2个副翼，每个平尾上布置2个升降舵，每个垂尾上布置1个全翼展的方向舵，全机共有32个舵面。

作为优选方案，飞控系统包括飞控计算机、姿态传感器、惯导、遥控器接收机、数传电台、多个空速管和多对舵机；其中，飞控计算机、姿态传感器、惯导、遥控器接收机、数传电台设置于机翼段内且位于机体的中轴线上，多对舵机沿机翼段的轴线依次设置，且每对舵机相对于一个水平尾翼的轴线对称设置，多个空速管沿机翼的展向等间距设置于机翼上。

具体地，采用遥控飞行方式实现对试验平台的飞行控制，遥控飞行控制重量轻、成本低、操作简单方便。姿态传感器用于测量所述试验平台飞行过程的三维姿态与方位数据；惯导用于所述试验飞行平台飞行过程中的导航。舵机用于操纵飞机舵面转动。空速管用来测量飞行速度。

作为一个示例，试验平台机载设备的安装应尽量对称放置，避免机体的重心在展向上的偏移。

作为优选方案，光栅测量系统包括多个光栅传感器和光纤解调仪，多个光栅传感器设置于主梁的表面和撑杆的表面，光纤解调仪设置于机翼段内且位于机体的中轴线上。

具体地，光纤解调仪采用光波分复用技术，将应变、位移等被测量信息转化为光纤光栅特征波长的移动，通过解调仪解调出传感器的中心波长，就可得出传感器所处环境参量信息。

作为优选方案，主梁沿展向的表面等间距设置多个光栅传感器，且每个机翼段上设有至少一个光栅传感器，撑杆的侧表面与其轴线成45°角对称设置至少一对光栅传感器，撑杆的下表面沿其轴线方向设置多个光栅传感器，能够精确测量机体上每个机翼段和撑杆结构的应变和加速度。

作为一个示例，在机翼的主梁上表面等间隔贴光栅传感器，每段机翼段有5个站位粘贴光栅传感器，撑杆的侧表面粘贴与轴线成45°角的光栅传感器，在撑杆下表面沿轴向粘贴光栅传感器，共7个站位粘贴光栅传感器。

实施例

图1示出了根据本发明一个实施例的气弹试验平台的整体结构图，图2示出了根据本发明一个实施例的气弹试验平台的半模俯视图，图3示出了根据本发明一个实施例的气弹试验平台的半模主视图，图4示出了根据本发明一个实施例的气弹试验平台的半模侧视图。

如图1-图4所示，本实施例的气弹试验平台，包括：

机体，机体包括机翼1和沿机翼1的展向依次设置的多个撑杆2，机翼1包括依次连接的多个机翼段，撑杆2设置于相邻机翼段的连接处，每个撑杆2的一端设有一个动力装置，另一端设有尾翼3，动力装置用于为机体提供飞行动力，每个撑杆2下方设置有起落架4；飞控系统，飞控系统设置于机体上，用于控制机体的飞行姿态；光栅测量系统，光栅测量系统设置于机体上，用于测量飞行过程中每个机翼段和每个撑杆的应变和加速度。

该气弹试验平台还包括数据采集存储系统18，数据采集存储系统分别与飞控系统、光栅测量系统连接，数据采集存储系统18用于采集机体飞行过程中的飞行数据。飞行数据包括飞行过程中的机体的位置数据、飞行姿态数据、每个机翼段和撑杆的应变数据和加速度数据。

机翼段包括主梁、设置于主梁上的翼肋和包覆于翼肋的非承力蒙皮。撑杆2垂直于机翼1，每套动力装置包括电机5、电调6、螺旋桨7和电池8，每组电池8独立给电机5供电，其中，电池为锂电池，螺旋桨7设于撑杆2的一端且螺旋桨7的中心轴线与撑杆2的轴线重合，电机5用于驱动螺旋桨7的旋转，电机5与电池8电性连接。

每个机翼段沿其轴线对称设置一对副翼19。尾翼3包括十字布置的水平尾翼和垂直尾翼，水平尾上翼设有一对升降舵20，垂直尾翼上设有方向舵21。

飞控系统包括飞控计算机9、姿态传感器10、惯导11、遥控器接收机12、数传电台13、多个空速管14和多对舵机15；其中，飞控计算机9、姿态传感器10、惯导11、遥控器接收机12、数传电台13设置于机翼段内且位于机体的中轴线22上，多对舵机15沿机翼段的轴线依次设置，且每对舵机相对于一个水平尾翼的轴线对称设置，多个空速管14沿机翼的展向等间距设置于机翼上。飞控系统实时采集各传感器测量的飞行状态数据、接收无线电测控终端传输的由地面测控站上行信道送来的控制命令及数据，经计算处理，输出控制指令给执行机构，实现对无人机中各种飞行模态的控制和对任务设备的管理与控制；同时将无人机的状态数据及发动机、机载电源系统、任务设备的工作状态参数实时传送给机载无线电数据终端，经无线电下行信道发送回地面测控站。

光栅测量系统包括多个光栅传感器16和光纤解调仪17，多个光栅传感器16设置于主梁的表面和撑杆2的表面，光纤解调仪17设置于机翼段内且位于机体的中轴线22上，主梁沿展向的表面等间距设置多个光栅传感器16，且每个机翼段上设有至少一个光栅传感器16，撑杆2的侧表面与其轴线成45°角对称设置至少一对光栅传感器16，撑杆2的下表面沿其轴线方向设置多个光栅传感器16。光栅传感器主要bragg光栅或其他类型光纤光栅。bragg波长随温度或应变的变化而变化，温度和应变可以压力、变形、加速度等的函数，通过测量光栅反射波长的变化就可以计算出相应的机体和撑杆的应变和加速度的物理量的变化。

本实施例的气弹试验平台可根据试验要求调节展长和展弦比，机体的结构能够提高的柔性，具有适用于高空长航时无人机大展弦比、低结构刚度、低翼载的结构特点。

以上已经描述了本发明的实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的实施例。在不偏离所说明的实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。