本技術(shù)涉及風洞試驗測量領(lǐng)域，特別涉及一種用于無人飛行器導(dǎo)引頭風阻測試的測試裝置及測試方法。

背景技術(shù)：

1、無人飛行器導(dǎo)引頭外形優(yōu)化技術(shù)在無人飛行器的總體方案論證中得到越來越多的重視，無人飛行器射程較遠、工作時間長，無人飛行器導(dǎo)引頭位于無人飛行器的頭部位置，其低風阻的外形能夠有效的降低無人飛行器的全彈阻力，從而極大地提升無人飛行器在同一工作時長的射程。因此，無人飛行器導(dǎo)引頭的減阻技術(shù)在無人飛行器的總體方案論證中至關(guān)重要。

2、然而，由于無人飛行器導(dǎo)引頭測試試驗要求條件高，采用地面風洞試驗費用高，試驗條件難滿足，飛行工況(攻角、馬赫數(shù))有限且狀態(tài)離散，這些因素制約了無人飛行器導(dǎo)引頭的外形方案優(yōu)化與減阻技術(shù)發(fā)展。亟需一種試驗條件要求低且能準確測試無人飛行器導(dǎo)引頭阻力數(shù)據(jù)的測試裝置。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本技術(shù)實施例提供了一種用于無人飛行器導(dǎo)引頭風阻測試的測試裝置及測試方法?？梢越鉀Q現(xiàn)有技術(shù)的無人飛行器導(dǎo)引頭的減阻技術(shù)研究費用高、測試周期長、飛行工況有限且狀態(tài)離散的技術(shù)問題。所述技術(shù)方案如下：

2、一方面，提供了一種用于無人飛行器導(dǎo)引頭風阻測試的測試裝置，所述無人飛行器導(dǎo)引頭包括殼體，所述殼體內(nèi)具有軸孔，所述軸孔的中心軸線過所述無人飛行器導(dǎo)引頭的重心，所述測試裝置包括：安裝架，具有從下至上共軸線設(shè)置的下固定孔、中固定孔和上固定孔；上部支撐組件，從所述上固定孔中穿過，包括外筒和設(shè)在所述外筒內(nèi)的內(nèi)軸，且所述內(nèi)軸的上端穿出所述外筒的上端，所述上固定孔和所述外筒之間設(shè)置有上部測力組件；下部支撐軸，從所述下固定孔內(nèi)穿過，所述下固定孔與所述下部支撐軸之間設(shè)置有下部測力組件；方位軸系，具有第一安裝筒、方位電機和第一輸出軸，所述第一安裝筒的中心軸線和所述第一輸出軸的中心軸線重合；所述第一安裝筒固定連接在所述中固定孔，所述外筒的下端和所述下部支撐軸的上端均與所述第一安裝筒固定連接，所述內(nèi)軸的下端與所述第一輸出軸連接；俯仰軸系，具有第二安裝筒、俯仰電機和第二輸出軸，所述第二安裝筒的中心軸線和所述第二輸出軸的中心軸線重合；l形轉(zhuǎn)接桿，包括豎桿部和橫桿部，所述豎桿部的自由端與所述內(nèi)軸的上端固定連接，所述橫桿部的自由端固定連接所述第二安裝筒，且所述第二安裝筒的中心軸線為水平狀態(tài)；慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，安裝在所述第二輸出軸上，所述慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的坐標系服從右手坐標系原則，其中，所述慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的z軸與所述第二輸出軸的中心軸線重合，x軸與所述橫桿部的中心軸線重合；以及伺服控制系統(tǒng)，所述方位電機、俯仰電機、上部測力組件及下部測力組件均與所述控制系統(tǒng)電氣連接。

3、可選的，所述內(nèi)軸與所述外筒之間設(shè)置有軸承。

4、可選的，所述軸承位于所述外筒的上端。

5、可選的，所述安裝架為空間長方體框架，所述空間長方體框架具有從下至上依次設(shè)置的下部田子框、中部田子框和上部田子框，且所述下部田子框與中部田子框之間通過連桿連接，中部田子框和上部田子框之間通過連桿連接；所述下固定孔位于所述下部田子框的中心處；所述中固定孔位于所述下部田子框的中心處；所述上固定孔位于所述下部田子框的中心處。

6、可選的，所述上部測力組件包括四個測力傳感器，四個所述測力傳感器周向均勻分布在所述外筒與所述上固定孔之間，其中一個所述測力傳感器與所述橫桿部處于同一平面內(nèi)；所述下部測力組件包括四個測力傳感器，四個所述測力傳感器周向均勻分布在所述下部支撐軸與所述下固定孔之間，其中一個所述測力傳感器與所述橫桿部處于同一平面內(nèi)。

7、可選的，所述慣性導(dǎo)航系統(tǒng)包括陀螺儀和加速度計。

8、第二方面，提供一種用于無人飛行器導(dǎo)引頭風阻測試的測試裝置的測試方法，應(yīng)用于上述的測試裝置，所述測試方法包括：

9、步驟1，安裝慣性導(dǎo)航系統(tǒng)至第一輸出軸，再將無人飛行器導(dǎo)引頭安裝至第一輸出軸；

10、步驟2，安裝架固定在測試車上，使無人飛行器導(dǎo)引頭的俯仰角、方位角處在零位并電鎖，上部測力組件、下部測力組件處在零位；

11、步驟3，啟動測試車并加速至設(shè)定馬赫數(shù)，伺服控制系統(tǒng)控制俯仰電機，使無人飛行器導(dǎo)引頭的俯仰角保持在設(shè)定攻角附近，且實際攻角與設(shè)定攻角的偏差為±0.1°；

12、伺服控制系統(tǒng)控制方位電機，使無人飛行器導(dǎo)引頭的方位角保持在0°附近，且實際方位角與方位角0°的偏差為±0.1°；

13、慣性導(dǎo)航系統(tǒng)實時獲取導(dǎo)引頭的位置、馬赫數(shù)、方位角、俯仰角以及加速度；

14、測力傳感器實時采集上部測力組件的上部力數(shù)據(jù)和下部測力組件的下部力數(shù)據(jù)；

15、步驟4，利用數(shù)據(jù)分析軟件對位置、速度、方位角、俯仰角、加速度、上部力數(shù)據(jù)和下部力數(shù)據(jù)進行時間的統(tǒng)一，選擇同時符合設(shè)定攻角和設(shè)定馬赫數(shù)要求的相應(yīng)時間段的位置、速度、方位角、俯仰角、加速度、上部力數(shù)據(jù)和下部力數(shù)據(jù)，擬合計算得到無人飛行器導(dǎo)引頭的第一份阻力數(shù)據(jù)；

16、步驟5，以相同的設(shè)定攻角和設(shè)定馬赫數(shù)條件，重復(fù)步驟3和步驟4，得到無人飛行器導(dǎo)引頭的第二份阻力數(shù)據(jù)；

17、步驟6，以相同的設(shè)定攻角和設(shè)定馬赫數(shù)條件，重復(fù)步驟3和步驟4，得到導(dǎo)引頭的第三份阻力數(shù)據(jù)；

18、步驟7，對第一份阻力數(shù)據(jù)、第二份阻力數(shù)據(jù)和第三份阻力數(shù)據(jù)進行均值和方差統(tǒng)計。

19、可選的，在步驟2與步驟3之間，還包括伺服控制系統(tǒng)自檢、慣性導(dǎo)航系統(tǒng)自檢、上部測力組件自檢和下部測力組件自檢。

20、可選的，在步驟4中，所述數(shù)據(jù)分析軟件為matlab、python或originlab。

21、本技術(shù)實施例提供的技術(shù)方案帶來的有益效果至少包括：

22、一種用于無人飛行器導(dǎo)引頭風阻測試的測試裝置及測試方法，測試裝置包括：安裝架、上部支撐組件、下部支撐軸、方位軸系、俯仰軸系、l形轉(zhuǎn)接桿、慣性導(dǎo)航系統(tǒng)以及伺服控制系統(tǒng)。通過上述技術(shù)方案，將安裝架固定在測試車上，啟動測試車行駛至預(yù)設(shè)馬赫數(shù)，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)可以實時獲取無人飛行器導(dǎo)引頭的姿態(tài)信息，例如位置、速度、方位角、俯仰角和加速度，并將姿態(tài)信息反饋給伺服控制系統(tǒng)。上部測力組件可以獲取上部支撐組件的力數(shù)據(jù)，下部測力組件可以獲取下部支撐軸的力數(shù)據(jù)，并將力數(shù)據(jù)信息反饋給伺服控制系統(tǒng)。在行駛過程中，測試車會受自然條件的影響，實際行駛速度不一定是預(yù)設(shè)馬赫數(shù)，無人飛行器導(dǎo)引頭的實際攻角也不一定是預(yù)設(shè)攻角，實際方位角也不一定是預(yù)設(shè)方位角，伺服控制系統(tǒng)可以根據(jù)獲取的姿態(tài)信息實時控制俯仰電機，使無人飛行器導(dǎo)引頭的攻角盡量靠近預(yù)設(shè)攻角，伺服控制系統(tǒng)也可以控制方位電機，使無人飛行器導(dǎo)引頭的方位角盡量靠近預(yù)設(shè)方位角，例如方位角為0°。從而降低了無人飛行器導(dǎo)引頭測試試驗的要求。采用本技術(shù)的用于無人飛行器導(dǎo)引頭風阻測試的測試裝置，測試車在普通駕駛環(huán)境中也可以獲取無人飛行器導(dǎo)引頭在預(yù)設(shè)攻角和預(yù)設(shè)馬赫數(shù)條件下的阻力數(shù)據(jù)，降低了無人飛行器導(dǎo)引頭測試試驗的條件，從而降低了試驗費用，并且獲取的工況阻力數(shù)據(jù)較多且連續(xù)，進而為無人飛行器導(dǎo)引頭的減阻方案設(shè)計提供指導(dǎo)。

23、本公開的其他特征和優(yōu)點將在隨后的具體實施方式部分予以詳細說明。