一种格栅舵飞行器的二自由度模拟器的制作方法

本发明涉及一种飞行器模拟器，具体涉及一种格栅舵飞行器的二自由度模拟器。

背景技术：

飞行器是控制学科常用的控制对象。飞行器具有非线性、强耦合等特性，并且由于通常有螺旋桨的存在，为系统又引入了空气动力的因素。所以很多控制领域的学者热衷于研究此系统，并将设计出的控制律应用到系统上。

格栅舵是目前用于控制火箭在大气空间内的飞行姿态的比较流行的做法。栅格舵作为一种非常规的空间升力面，是由众多薄的栅格壁镶嵌在边框内组成的蜂窝式结构，可在保持飞行器总体尺寸基本不变的情况下，获得很大的升力面积，同时栅格舵铰链力矩很小，相应的舵机功率减小，有利于减轻运载火箭的发射质量，已被成功地运用在多种导弹和火箭上作为姿态控制执行机构。在设计与制造格栅舵飞行器之前，需要通过实验模拟的方法对格栅舵飞行器的动力学模型以及各种空气动力环境下的气动力响应进行验证，在此过程中需要使用相应的模拟器。在本发明之前，没有出现类似的专门用于格栅舵飞行器的二自由度模拟器。

技术实现要素：

本发明为解决设计与制造格栅舵飞行器之前，需要通过实验模拟的方法对格栅舵飞行器的动力学模型以及各种空气动力环境下的气动力响应进行验证，在此过程中需要使用相应的模拟器，而目前还没有专门用于格栅舵飞行器的二自由度模拟器的问题，而提出一种格栅舵飞行器的二自由度模拟器。

本发明的一种格栅舵飞行器的二自由度模拟器，其组成包括风机、桶形风道、测试体、Y转环、X转环、长连杆、两个短连杆和六个轴承座，测试体包括支撑体、顶盖、整流罩、配重块、连接机构、四个伺服电和四个格栅舵，顶盖和整流罩分别固定在支撑体的上下端，整流罩内部设有一条沿轴线方向的丝杠，配重块与丝杠螺纹连接，四个伺服电沿同一圆周均布设置支撑体中，且每个伺服电固定在支撑体上，四个格栅舵设置在支撑体外，四个格栅舵与四个伺服电一一对应，格栅舵固定在相对应的伺服电机的转轴上，连接机构设置在支撑体内部的底板上，连接机构上设有横向通孔，桶形风道的下端与风机的上端固连在一起，X转环沿桶形风道的内壁设置，Y转环的直径小于X转环的直径，Y转环设置在X转环中，Y转环与X转环设置在同一水平面内，四个轴承座沿同一圆周均布设置在Y转环的上端面上，两个轴承座沿同一圆周均布设置在X转环的上端面上，测试体设置在Y转环中，支撑体上设有与横向通孔正对的通过孔，长连杆穿过横向通孔和两个通过孔，且长连杆的两端与Y转环上两个相对的轴承座连接，Y转环上另两个相对的轴承座与X转环上的两个轴承座一一对应，且短连杆的一端与Y转环上的轴承座连接，短连杆的另一端与X转环上的轴承座连接。

本发明具有以下有益效果：

一、本发明通过环架结构(包括Y转环、X转环、长连杆、两个短连杆和六个轴承座)实现测试体的在空间内的二自由度运动。

二、本发明通过风机在桶形风道中产生不同速度、可以按照一定数学规律变化(如正弦规律)的空气流动以模拟不同的空气动力环境。

三、本发明通过控制四个伺服电机驱动格栅舵来控制测试体在不同空气动力环境中的运动。

四、本发明以四个格栅舵的旋转角和测试体的空间姿态角为原始数据，解算出格栅舵飞行器的原始动力学模型以及设置控制器后的校正动力学模型。

附图说明

图1是本发明的整体结构立体图；

图2是本发明的整体结构主剖视图；

图3是图2的E-E剖视图；

图4是本发明的分解立体图；

图5是Y转环6与X转环7相对转动的立体图；

图6是测试体3的主剖视图；

图7是图6的A-A剖视图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1～图7说明本实施方式，本实施方式包括风机1、桶形风道2、测试体3、Y转环6、X转环7、长连杆8、两个短连杆5和六个轴承座4，

测试体3包括支撑体9、顶盖10、整流罩11、配重块12、连接机构13、四个伺服电14和四个格栅舵15，顶盖10和整流罩11分别固定在支撑体9的上下端，整流罩11内部设有一条沿轴线方向的丝杠16，配重块12与丝杠16螺纹连接，四个伺服电14沿同一圆周均布设置支撑体9中，且每个伺服电14固定在支撑体9上，四个格栅舵15设置在支撑体9外，四个格栅舵15与四个伺服电14一一对应，格栅舵15固定在相对应的伺服电机14的转轴上，格栅舵15可以随转轴转动，连接机构13设置在支撑体9内部的底板上，连接机构13上设有横向通孔13-1，

桶形风道2的下端与风机1的上端固连在一起，X转环7沿桶形风道2的内壁设置，桶形风道2的侧壁上有连接孔，用于连接X转环7，Y转环6的直径小于X转环7的直径，Y转环6设置在X转环7中，Y转环6与X转环7设置在同一水平面内，四个轴承座4沿同一圆周均布设置在Y转环6的上端面上，两个轴承座4沿同一圆周均布设置在X转环7的上端面上，测试体3设置在Y转环6中，支撑体9上设有与横向通孔13-1正对的通过孔9-1，长连杆8穿过横向通孔13-1和两个通过孔9-1，且长连杆8的两端与Y转环6上两个相对的轴承座4连接，长连杆8可以在轴承座4内的自由转动，见图5，Y转环6上另两个相对的轴承座4与X转环7上的两个轴承座4一一对应，且短连杆5的一端与Y转环6上的轴承座4连接，短连杆5的另一端与X转环7上的轴承座4连接，短连杆5可以在轴承座4内的自由转动，见图5。

具体实施方式二：结合图2和图4说明本实施方式，本实施方式的Y转环6的厚度与X转环7的厚度相同。其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。

具体实施方式三：结合图3和图4说明本实施方式，本实施方式的Y转环6由四个弧形板依次插接而成。其它组成及连接关系与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：结合图3和图4说明本实施方式，本实施方式的X转环7由四个弧形板依次插接而成。其它组成及连接关系与具体实施方式三相同。

具体实施方式五：结合图5说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式三不同的是它还增加有两个增量式光电码盘16，任意一个短连杆5上安装一个增量式光电码盘16，长连杆8上安装一个增量式光电码盘16。增量式光电码盘16用于测量测试体3的姿态变化。其它组成及连接关系与具体实施方式三相同。

具体实施方式六：结合图6和图7说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式三不同的是它还增加有姿态传感器17，姿态传感器17固装在顶盖10的内部中央处。姿态传感器17具有陀螺仪功能，用于获取测试体3实时的姿态变化。如此设置，能将机械几何位移量转换成脉冲或数字量，满足实际试验运行的需要。其它组成及连接关系与具体实施方式三相同。

本发明的工作原理：

本发明通过风机1在桶形风道2内产生的空气流动模拟空气动力环境，操纵测试体3上的舵机转角以改变格栅舵15的转角，从而产生相应的气动力使测试体3在环架结构的约束下绕环架中心运动，进而模拟格栅舵飞行器在空间中的运动情况。在此过程中，舵机的转角为系统输入量，测试体3的姿态数据为系统输出量，通过对这些数据进行分析可以解算得到系统的动力学模型。在此测试体原始模型的基础上添加控制器，进行与上述过程相同的实验，可以进一步实现对姿态控制算法和控制率的验证。