航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法和系統(tǒng)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空施藥技術(shù)領(lǐng)域，具體而言，涉及一種航空施藥實時動態(tài)風場模擬 方法和一種航空施藥實時動態(tài)風場模擬系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 在航空施藥過程中，噴施藥液霧滴粒在不同飛行狀態(tài)條件下的變化過程是技術(shù)人 員關(guān)注的重要參數(shù)。在實驗室中進行噴灑系統(tǒng)風洞試驗研宄時，現(xiàn)有技術(shù)中通常采用人工 設定風洞風速為某一特定值，以模擬在不同條件下航空施藥的風速條件。
[0003] 人工設定風洞流場速度的方式只能模擬飛行器在某一固定飛行模式的瞬時飛行 狀態(tài)，無法進行全作業(yè)過程飛行狀態(tài)的連續(xù)模擬，因而無法進行全作業(yè)過程噴灑系統(tǒng)的連 續(xù)工作特性試驗仿真。人工設定風洞流場速度完全依賴于人的主觀經(jīng)驗和通用試驗測試數(shù) 據(jù)，不能根據(jù)特定飛行作業(yè)環(huán)境條件進行飛行狀態(tài)模擬，因而不能對特定作業(yè)任務進行噴 施過程模擬和評估。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是，如何準確且連續(xù)地模擬飛行器的飛行狀態(tài)，從而 得到連續(xù)的噴灑流場速度，進而對風洞進行連續(xù)且準確地控制，從而得到連續(xù)且準確的噴 灑液滴檢測結(jié)果。
[0005] 為此目的，本發(fā)明提出了一種航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法，包括：S1，根據(jù)飛 行器的質(zhì)量分布和外部形體參數(shù)生成飛行器的六自由度運動模型；S2,根據(jù)機翼每個操作 面的面積、偏轉(zhuǎn)角度，計算所述飛行器受到的外力和外力矩；S3,根據(jù)所述外力和外力矩對 所述六自由度模型進行解算，計算所述飛行器的實時速度、位置、姿態(tài)；S4,根據(jù)所述實時速 度、位置、姿態(tài)計算所述飛行器上施藥噴頭所處的噴灑流場速度；S5,根據(jù)所述噴灑流場速 度控制風洞產(chǎn)生相應的氣流場，在所述氣流場中測量所述施藥噴頭施藥的霧滴粒徑。
[0006] 優(yōu)選地，還包括：實時監(jiān)測所述風洞中的氣流場速度，判斷監(jiān)測到的氣流場速度與 計算得到的噴灑流場速度是否相同，若不同，則根據(jù)計算得到的噴灑流場速度調(diào)節(jié)所述風 洞產(chǎn)生的氣流場。
[0007] 優(yōu)選地，通過皮托管實時監(jiān)測所述風洞中的氣流場速度，通過采集電路采集所述 氣流場速度。
[0008] 優(yōu)選地，所述外力包括：機體氣動升力、機體氣動阻力和機體測向力，所述外力矩 為機體氣動升力力矩、機體氣動阻力力矩和機體測向力力矩之和。
[0009] 優(yōu)選地，所述步驟S4還包括：根據(jù)所述實時速度、位置、姿態(tài)生成所述飛行器的軌 跡，將軌跡上每點與其對應的霧滴粒徑信息對應顯示。
[0010] 本發(fā)明還提出了一種航空施藥實時動態(tài)風場模擬系統(tǒng)，包括：模型生成單元，用于 根據(jù)飛行器的質(zhì)量分布和外部形體參數(shù)生成飛行器的六自由度運動模型；計算單元，用于 根據(jù)機翼每個操作面的面積、偏轉(zhuǎn)角度，計算所述飛行器受到的外力和外力矩，根據(jù)所述外 力和外力矩對所述六自由度模型進行解算，計算所述飛行器的實時速度、位置、姿態(tài)，根據(jù) 所述實時速度、位置、姿態(tài)計算所述飛行器上施藥噴頭所處的噴灑流場速度；控制單元和風 洞，所述控制單元用于根據(jù)所述噴灑流場速度控制風洞產(chǎn)生相應的氣流場；測量單元，用于 在所述氣流場中測量所述施藥噴頭施藥的霧滴粒徑。
[0011] 優(yōu)選地，還包括：監(jiān)測單元，用于實時監(jiān)測所述風洞中的氣流場速度，并發(fā)送至所 述控制單元，所述控制單元判斷監(jiān)測到的氣流場速度與計算得到的噴灑流場速度是否相 同，若不同，則根據(jù)計算得到的噴灑流場速度調(diào)節(jié)所述風洞產(chǎn)生的氣流場。
[0012] 優(yōu)選地，所述監(jiān)測單元包括：皮托管和采集電路，其中所述皮托管用于實時監(jiān)測所 述風洞中的氣流場速度，所述采集電路用于采集所述氣流場速度。
[0013] 優(yōu)選地，所述外力包括：機體氣動升力、機體氣動阻力和機體測向力，所述外力矩 為機體氣動升力力矩、機體氣動阻力力矩和機體測向力力矩之和。
[0014] 優(yōu)選地，還包括：軌跡生成單元，用于根據(jù)所述實時速度、位置、姿態(tài)生成所述飛行 器的軌跡；顯示單元，用于將軌跡上每點與其對應的霧滴粒徑信息對應顯示。
[0015] 通過上述技術(shù)方案，能夠?qū)︼w行器飛行過程中噴頭所處的環(huán)境風場進行模擬，根 據(jù)特定作業(yè)任務對航空施藥全過程風場速度參數(shù)進行仿真模擬，能針對特定作業(yè)任務進行 全過程噴施系統(tǒng)所處的噴灑流場環(huán)境進行準確地數(shù)字模擬和對霧滴粒徑分布情況進行準 確地評估。
【附圖說明】
[0016] 通過參考附圖會更加清楚的理解本發(fā)明的特征和優(yōu)點，附圖是示意性的而不應理 解為對本發(fā)明進行任何限制，在附圖中：
[0017] 圖1示出了根據(jù)本發(fā)明一個實施例的航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法的示意流 程圖；
[0018]圖2示出了根據(jù)本發(fā)明一個實施例的航空施藥實時動態(tài)風場模擬系統(tǒng)的示意框 圖；
[0019]圖3示出了根據(jù)本發(fā)明一個實施例的航空施藥實時動態(tài)風場模擬系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示 意圖。
【具體實施方式】
[0020] 了能夠更清楚地理解本發(fā)明的上述目的、特征和優(yōu)點，下面結(jié)合附圖和具體實施 方式對本發(fā)明進行進一步的詳細描述。需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請的實施例 及實施例中的特征可以相互組合。
[0021] 在下面的描述中闡述了很多具體細節(jié)以便于充分理解本發(fā)明，但是，本發(fā)明還可 以采用其他不同于在此描述的其他方式來實施，因此，本發(fā)明的保護范圍并不受下面公開 的具體實施例的限制。
[0022] 如圖1所示，根據(jù)本發(fā)明一個實施例的航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法包括：S1， 根據(jù)飛行器的質(zhì)量分布和外部形體參數(shù)生成飛行器的六自由度運動模型；S2,根據(jù)機翼每 個操作面的面積、偏轉(zhuǎn)角度，計算飛行器受到的外力和外力矩；S3,根據(jù)外力和外力矩對六 自由度模型進行解算，計算飛行器的實時速度、位置、姿態(tài)；S4,根據(jù)實時速度、位置、姿態(tài)計 算飛行器上施藥噴頭所處的噴灑流場速度；S5,根據(jù)噴灑流場速度控制風洞產(chǎn)生相應的氣 流場，在氣流場中測量施藥噴頭施藥的霧滴粒徑。
[0023] 步驟S1中生成六自由度運動模型的過程具體如下：
[0024] 模擬過程中可以將飛行器視為剛體，其飛行過程即為剛體運動過程。首先根據(jù)飛 行器的質(zhì)量分布和外部形狀參數(shù)計算出剛體飛行器質(zhì)量m和慣性張量I，將質(zhì)量和慣性張 量帶入牛頓歐拉方程建立飛行器在外力和力矩作用下的運動方程。方程如下：
[0025] 選用地面坐標系（假設為慣性系）作為靜坐標系，機體坐標系作為動坐標系。在 機體坐標系中，飛行器在合外力F作用下的線運動方程表示為：
[0026]
【主權(quán)項】
1. 一種航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法，其特征在于，包括： S1，根據(jù)飛行器的質(zhì)量分布和外部形體參數(shù)生成飛行器的六自由度運動模型； 52, 根據(jù)機翼每個操作面的面積、偏轉(zhuǎn)角度，計算所述飛行器受到的外力和外力矩； 53, 根據(jù)所述外力和外力矩對所述六自由度模型進行解算，計算所述飛行器的實時速 度、位置、姿態(tài)； 54, 根據(jù)所述實時速度、位置、姿態(tài)計算所述飛行器上施藥噴頭所處的噴灑流場速度； 55, 根據(jù)所述噴灑流場速度控制風洞產(chǎn)生相應的氣流場，在所述氣流場中測量所述施 藥噴頭施藥的霧滴粒徑。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法，其特征在于，還包括： 實時監(jiān)測所述風洞中的氣流場速度，判斷監(jiān)測到的氣流場速度與計算得到的噴灑流場 速度是否相同，若不同，則根據(jù)計算得到的噴灑流場速度調(diào)節(jié)所述風洞產(chǎn)生的氣流場。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法，其特征在于，通過皮托管 實時監(jiān)測所述風洞中的氣流場速度，通過采集電路采集所述氣流場速度。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法，其特征在于，所述外力包 括：機體氣動升力、機體氣動阻力和機體測向力，所述外力矩為機體氣動升力力矩、機體氣 動阻力力矩和機體測向力力矩之和。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一項所述的航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法，其特征在于， 所述步驟S4還包括：根據(jù)所述實時速度、位置、姿態(tài)生成所述飛行器的軌跡，將軌跡上每點 與其對應的霧滴粒徑信息對應顯示。
6. -種航空施藥實時動態(tài)風場模擬系統(tǒng)，其特征在于，包括： 模型生成單元，用于根據(jù)飛行器的質(zhì)量分布和外部形體參數(shù)生成飛行器的六自由度運 動模型； 計算單元，用于根據(jù)機翼每個操作面的面積、偏轉(zhuǎn)角度，計算所述飛行器受到的外力和 外力矩，根據(jù)所述外力和外力矩對所述六自由度模型進行解算，計算所述飛行器的實時速 度、位置、姿態(tài)，根據(jù)所述實時速度、位置、姿態(tài)計算所述飛行器上施藥噴頭所處的噴灑流場 速度； 控制單元和風洞，所述控制單元用于根據(jù)所述噴灑流場速度控制風洞產(chǎn)生相應的氣流 場； 測量單元，用于在所述氣流場中測量所述施藥噴頭施藥的霧滴粒徑。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的航空施藥實時動態(tài)風場模擬系統(tǒng)，其特征在于，還包括： 監(jiān)測單元，用于實時監(jiān)測所述風洞中的氣流場速度，并發(fā)送至所述控制單元， 所述控制單元判斷監(jiān)測到的氣流場速度與計算得到的噴灑流場速度是否相同，若不 同，則根據(jù)計算得到的噴灑流場速度調(diào)節(jié)所述風洞產(chǎn)生的氣流場。
8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的航空施藥實時動態(tài)風場模擬系統(tǒng)，其特征在于，所述監(jiān)測單 元包括：皮托管和采集電路，其中所述皮托管用于實時監(jiān)測所述風洞中的氣流場速度，所述 采集電路用于采集所述氣流場速度。
9. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的航空施藥實時動態(tài)風場模擬系統(tǒng)，其特征在于，所述外力包 括：機體氣動升力、機體氣動阻力和機體測向力，所述外力矩為機體氣動升力力矩、機體氣 動阻力力矩和機體測向力力矩之和。
10.根據(jù)權(quán)利要求6至9中任一項所述的航空施藥實時動態(tài)風場模擬系統(tǒng)，其特征在 于，還包括： 軌跡生成單元，用于根據(jù)所述實時速度、位置、姿態(tài)生成所述飛行器的軌跡； 顯示單元，用于將軌跡上每點與其對應的霧滴粒徑信息對應顯示。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種航空施藥實時動態(tài)風場模擬方法和系統(tǒng)，該方法包括：根據(jù)飛行器的質(zhì)量分布和外部形體參數(shù)生成飛行器的六自由度運動模型；根據(jù)機翼每個操作面的面積、偏轉(zhuǎn)角度，計算飛行器受到的外力和外力矩；根據(jù)外力和外力矩對六自由度模型進行解算，計算飛行器的實時速度、位置、姿態(tài)；根據(jù)實時速度、位置、姿態(tài)計算飛行器上施藥噴頭所處的噴灑流場速度；根據(jù)噴灑流場速度控制風洞產(chǎn)生相應的氣流場，在氣流場中測量施藥噴頭施藥的霧滴粒徑。通過本發(fā)明的技術(shù)方案，能夠根據(jù)特定作業(yè)任務對航空施藥全過程風場速度參數(shù)進行仿真模擬，針對特定作業(yè)任務進行全過程噴施系統(tǒng)所處的噴灑流場環(huán)境進行準確地數(shù)字模擬和對霧滴粒徑分布情況進行準確評估。
【IPC分類】G05D1-10, G01M9-02
【公開號】CN104571123
【申請?zhí)枴緾N201410743665
【發(fā)明人】徐旻, 陳立平, 唐青, 張瑞瑞, 徐剛
【申請人】北京農(nóng)業(yè)智能裝備技術(shù)研究中心
【公開日】2015年4月29日
【申請日】2014年12月8日