自由飞模型舵面偏转装置的制作方法

本发明涉及机械设计和风洞试验，尤其涉及一种自由飞模型舵面偏转装置，属于机械设计及航空航天工程领域。

背景技术：

舵面是飞行器的主要控制面，为了获得足够机动能力，大多飞行器依靠舵面偏转来提供多种控制力矩，但随着飞行速度的增加，舵偏气动效率会明显下降，直接威胁飞行器的飞行稳定性和机动性。

现有的多种高超声速飞行器仍采用舵面提供控制力矩。针对高超声速飞行器舵面效率问题，现有的主要试验研究手段是采用静态测力等定常技术，此类技术虽可进行较高马赫数试验，但未考虑舵面偏转后控制与运动耦合动态问题。近年来发展起来的风洞虚拟飞行试验技术很好解决了上述缺陷，把传统风洞试验拓展到流动、飞行、控制一体化高度。但风洞虚拟飞行试验技术现有能力仅能做到亚声速。由上可知，现有技术针对超声速及高超声速飞行器的舵面控制效果问题的研究能力是有限的，而高超时舵面的控制效果恰恰是最容易出问题。因此急需一种将舵面偏转与飞行器耦合运动相结合的试验技术来研究高超声速飞行器舵面动态控制效果问题，而开发试验技术需要配套的试验装置。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种自由飞模型舵面偏转装置，该偏转装置克服了风洞自由飞模型小、机构设计难度大等问题，解决了模型在风洞自由飞无支撑过程中的舵面偏转触发及角度控制难题。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

自由飞模型舵面偏转装置，包括舵面组件、转轴块、压缩弹簧、拔销以及舵偏控制块，其中舵面组件为两个，通过舵面转轴对称安装在转轴块上，压缩弹簧安装在转轴块内部的盲孔中，舵面控制块上开设通孔，转轴块上开设拔销孔，舵面组件处于初始偏转角度时，拔销穿过舵面控制块的通孔插入转轴块的拔销孔中，压缩弹簧处于压缩状态；拔销拔出后，转轴块在压缩弹簧推力的作用下带动舵面组件共同绕着舵面转轴的轴线转动，直到转轴块的角度控制面碰到舵偏控制块的舵偏控制面。

在上述自由飞模型舵面偏转装置中，所述舵面组件包括转轴和舵面，转轴的一端与舵面固定连接，转轴的另一端形成凸台，通过所述凸台与转轴块固定连接。

在上述自由飞模型舵面偏转装置中，所述凸台通过采用两个平行的平面对转轴的圆柱端进行切削形成，所述两个平行的平面与过转轴轴线的平面平行，且关于所述平面对称。

在上述自由飞模型舵面偏转装置中，所述转轴块上开设贯通的转轴安装孔，且转轴安装孔的上下端面上各对称开设两个通孔，所述转轴的凸台分别从转轴安装孔的两端伸入安装孔内，并通过螺钉拧入转轴块的通孔内，实现舵面组件与转轴块的固定。

在上述自由飞模型舵面偏转装置中，还包括底板，压缩弹簧一端固定在所述底板上，另一端顶在转轴块内部开设的盲孔底部，且舵偏控制块固定安装在底板上。

在上述自由飞模型舵面偏转装置中，所述盲孔底部一侧的转轴块本体上开设安装孔，另一侧的转轴块本体表面上形成角度控制面，且转轴块本体开设拔销孔。

在上述自由飞模型舵面偏转装置中，所述舵偏控制块为一端敞开的腔体结构，所述腔体结构的侧壁平面作为舵偏控制面，转轴块带有角度控制面的本体一端容纳在所述腔体结构中，转轴块转动时，转轴块的角度控制面与舵偏控制块的舵偏控制面接触。

在上述自由飞模型舵面偏转装置中，所述舵偏控制块腔体结构的底部开设通孔，拔销穿过所述通孔插入转轴块的拔销孔中。

在上述自由飞模型舵面偏转装置中，所述拔销的轴线过自由飞模型的质心；采用丝线将拔销和外部发射装置连接起来，试验开始时，自由飞模型被发射装置发射到流场中，当丝线达到其长度极限时，拔销被拔出。

在上述自由飞模型舵面偏转装置中，通过调节舵偏控制面的上下高度可调节舵面组件的舵面偏转角度；通过采用不同弹力的压缩弹簧可模拟多种舵面偏转速度。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)、本发明创新设计了自由飞模型舵面偏转装置，该装置包括舵面组件、转轴块、压缩弹簧、拔销以及舵偏控制块，通过对舵面偏转装置结构的巧妙设计，克服了风洞自由飞模型小、机构设计难度大等问题，解决了模型在风洞自由飞无支撑过程中的舵面偏转触发及角度控制难题；

(2)、本发明中舵偏角控制面可控制转轴块及舵面的偏转角度，通过调节舵偏控制面到拔销孔轴线的距离便可达到调节舵面偏角的目的，通过使用不同弹力弹簧可实现模拟不同舵偏角速度或舵偏时间的目的。

(3)、本发明整套机构通过拔销控制，拔销拔出后压缩弹簧会推动转轴块及舵轴一起转动，左右两个舵面通过同一个转轴块连接，可保证两个舵面转动的实时同步性，从而避免左右舵偏转不同步引起的气动干扰；

(4)、本发明拔销孔轴线过模型质心，可最大程度减小拔销动作对模型自由运动的影响。

(5)、本发明舵面偏转后弹簧仍有部分推力，从而防止舵面在气动力作用下回偏。

附图说明

图1为本发明自由飞模型中舵面位置示意图；

图2为本发明舵面偏转装置结构示意图；

图3为本发明舵面组件结构示意图；

图4为本发明转轴块结构示意图；

图5为本发明舵偏控制块结构示意图；

图6为本发明舵面偏转装置触发前机构示意图；

图7为本发明舵面偏转装置触发后机构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图1所示为本发明自由飞模型中舵面位置示意图，舵面组件1位于自由飞模型两边翼面的后段。如图2所示为本发明舵面偏转装置结构示意图，本发明舵面偏转装置包括舵面组件1、转轴块2、压缩弹簧5、拔销4、舵偏控制块3以及底板6(图2中未给出压缩弹簧5和底板6)。

如图3所示为本发明舵面组件结构示意图，舵面组件1为两个，由图可知本发明舵面组件1包括转轴1-1和舵面1-3，转轴1-1的一端与舵面1-3固定连接或一体化成型，转轴1-1的另一端形成凸台1-2，通过凸台1-2与转轴块2固定连接。

凸台1-2通过采用两个平行的平面对转轴1-1的圆柱端进行切削形成，两个平行的平面与过转轴1-1轴线的平面平行，且关于该平面对称，即两个平行的平面与该平面之间的距离相等。通过切削形成的凸台1-2为近似长方形凸台，该长方形凸台与转轴块2上开设的转轴安装孔2-2配合实现固定连接。

如图4所示为本发明转轴块结构示意图，转轴块2内部开设盲孔2-5，盲孔2-5一侧的转轴块本体上开设贯通的转轴安装孔2-2，且转轴安装孔2-2的上下端面上各对称开设两个圆形通孔2-1，两个舵面组件1的转轴1-1的凸台1-2分别从转轴安装孔2-2的两端伸入安装孔2-2内，并通过螺钉拧入转轴块的通孔2-1内，实现舵面组件1与转轴块2的固定。安装孔2-2为与凸台1-2形状匹配的近似方形孔。即左右两个舵面组件1通过各自的舵轴1-1、以及舵轴1-1末端的长方形凸台1-2连接在同一个转轴块2的方孔2-2内，并使用螺钉拧入转轴块圆孔2-1内，固定舵面1和转轴块2，防止舵面1脱落，舵面组件1与转轴块2可绕舵轴1-1的轴线转动。

盲孔2-5另一侧的转轴块2本体表面上形成角度控制面2-3，且转轴块2本体上开设拔销孔2-4，拔销4穿过舵面控制块3的通孔3-2插入转轴块2的拔销孔2-4中。

压缩弹簧5一端固定在底板6上，另一端顶在转轴块2内部开设的盲孔2-5底部，且舵偏控制块3固定安装在底板6上。如图6所示。

如图5所示为本发明舵偏控制块结构示意图，由图可知舵偏控制块3内部开槽，形成一端敞开的腔体结构，腔体结构的侧壁平面作为舵偏控制面3-1，转轴块2带有角度控制面2-3的本体一端容纳在该腔体结构中，转轴块2转动时，转轴块2的角度控制面2-3与舵偏控制块3的舵偏控制面3-1接触。通过调节舵偏控制面3-1的上下高度可调节舵面组件1的舵面偏转角度；通过采用不同弹力的压缩弹簧5可模拟多种舵面偏转速度。

舵偏控制块3腔体结构的底部开设通孔3-2，拔销4穿过该通孔3-2插入转轴块2的拔销孔2-4中，拔销4的轴线过自由飞模型的质心。

本发明自由飞模型舵面偏转装置工作过程如下：

如图6所示为本发明舵面偏转装置触发前机构示意图，试验开始前，将拔销4通过舵面控制块的通孔3-2插入转轴块的拔销孔2-4中，此时自由飞模型的舵面组件1处于偏转初始角度，同时压缩弹簧5处于其较大压缩状态，拔销4轴线过模型质心，使用丝线将拔销4和外部发射装置连接起来。

如图7所示为本发明舵面偏转装置触发后机构示意图，试验开始时，自由飞模型被发射装置发射到流场中，当丝线达到其长度极限时，拔销4被拔出，由于拔销4轴线过质心，拔销过程可最大程度减小对模型运动姿态的影响。拔销4被拔出后，转轴块2在压缩弹簧5推力的作用下带动舵面组件1共同绕着转轴1-1的轴线转动，直到转轴块2角度控制面2-3碰到舵偏控制面3-1为止，此时舵面组件1的偏转角为舵偏的最终位置，此时压缩弹簧5仍有部分推力，可防止舵面在气动力作用下回偏，舵面偏转试验结束。

本发明具有以下主要特点及难点：

1)模型需在完全自由状态进行舵面偏转工作。自由飞模型的最主要特点就是模型无支撑，模型运动无干扰，但这也对触发机构设计提出了较大难题；

2)自由飞模型尺寸受风洞有效流场区域及发射系统性能的限制，模型尺寸一般较小。本发明试验中，自由飞模型外形最大尺寸≈100mm×80mm×40mm，由于飞行器机翼及头部较薄，忽略不能被利用部分，能用来安装作动机构的空间远小于上述尺寸，模型设计难度增大；

3)模型作动机构需放置在模型内部。风洞自由飞试验区别于静态测力试验，后者其作动机构可安装在模型外侧，而自由飞模型本身体积小，且作动机构又必须安装在狭小模型内部，同样增加了模型设计难度；

4)自由飞模型需要与实际模型具备相似的质量分布特性。这些特性包括模型质心及惯量值，因此在进行模型内部作动机构设计的同时需兼顾模型质量参数的要求，增加了模型设计的难度；

5)本发明要求模型舵面能够模拟多种舵面偏转速度和多种舵面展开角度，且舵面偏转后为保证舵偏角，机构需具备抵抗风洞气流作用能力，防止舵面回偏，模型设计难度进一步增大。

针对上述问题，本发明创新设计的自由飞模型舵面偏转装置很好的解决了上述问题，整套机构通过拔销控制，拔销拔出后压缩弹簧会推动转轴块及舵轴一起转动，左右两个舵面通过同一个转轴块连接，可保证两个舵面转动的实时同步性，从而避免左右舵偏转不同步引起的气动干扰。舵偏角控制面可控制转轴块及舵面的偏转角度，通过调节舵偏控制面到拔销孔轴线的距离便可达到调节舵面偏角的目的。通过使用不同弹力弹簧可实现模拟不同舵偏角速度或舵偏时间的目的。拔销孔轴线过模型质心，可最大程度减小拔销动作对模型自由运动的影响。舵面偏转后弹簧仍有部分推力，从而防止舵面在气动力作用下回偏。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。