基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备的制造方法
【专利说明】
[0001 ] 技术领域:
基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备。
[0002]【背景技术】:
我国的非定常试验技术研究始于上世纪80年代，为满足飞行器动稳定特性研究需要，建立了多套低速风洞动导数试验装置，开展了多个型号动导数试验研究。进入90年代，特别是“九五”以来，在空气动力学预先研究项目的支持下，各气动研究单位都相继在生产型高、低速风洞建立了一系列用于动态气动力研究的试验装置，如3米量级低速风洞的大迎角动导数试验装置、旋转天平试验装置、机翼摇滚试验装置、单自由度大振幅振荡试验装置等。进入新世纪，经过总装预研办“十五”和“十一五”两个五年计划的培育，低速风洞多自由度动态试验技术得到迅速发展，国内主要气动力研究机构在低速风洞中基本上具备了研究先进战机过失速机动问题的动态风洞试验装置，包括:自由振动、强迫振动、大振幅振动、和旋转天平，并且都通过了标模试验的验证。在提高准精度研究方面，在动态试验技术的发展上存在“先解决有没有，后解决准不准”的思想，所以各单位把工作重点都放在了发展新技术上，忽略了动态试验修正方法的研究。
[0003]目前国内外进行动态试验在测定转动惯量进行数据修正时，通常用有风数据减去无风数据，获得来流气动力的影响量。但是在静矩测量中，静态测力试验仅测量模型重力，动态试验测量模型重力和气动阻尼，如果用有风减去无风的方法来处理数据，将会把气动阻尼扣除掉，导致结果不准确，影响动态试验数据精度。
[0004]
【发明内容】
:
本发明的目的是提供一种基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，解决了飞行器惯性载荷的试验结果不准确的问题。
[0005]上述的目的通过以下的技术方案实现:
一种基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，其组成包括:真空腔体，所述的真空腔体与抽真空系统连接，所述的抽真空系统包括一组预抽真空机组，所述的预抽真空机组安装在真空腔体的两侧，所述的真空腔体一侧安装有一组预留高真空连接法兰、真空观察窗、真空测量规管接口，所述的真空腔体前端安装有真空连接法兰、防震波纹管、实验设备支撑杆，所述的真空腔体内部安装有滑动导轨。
[0006]所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，所述的真空腔体包括真空腔体A、真空腔体B，所述的真空腔体A、真空腔体B的端口分别具有门。
[0007]所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，所述的真空腔体A的尺寸为03OOOmm*H3OOOmm，所述的真空腔体B的尺寸为03OOOmm*H2OOOmm，所述的真空观察窗的直径为200mm.所述的基于真空条件下飞行器惯性载荷的试验设备，所述的空腔体A、所述的真空腔体B材质为304不锈钢。
[0008]所述的基于真空条件下飞行器惯性载荷的试验设备，所述的抽真空系统配备有2个节点控制器，自动控制真空腔体的真空度，并配备有真空维持栗，手动控制真空腔体的真空度，满足真空腔体对各种真空度的不同需求。
[0009]本发明的有益效果:
本发明能够测量动导数、大幅振荡、旋转天平、旋转/振荡等试验种类的惯性载荷与气动阻尼;能够在真空状态下，检验旋转类设备正反转测量结果一致性;能够用于检验支杆刚强度是否合适;能够针对旋转类试验，研究两种支撑方式的测量准确度。
[0010]本发明真空预抽系统配备有2个节点控制器，可以自动控制真空腔体的真空度，并配备有真空维持栗，可以手动控制真空腔体的真空度，满足真空腔体对各种真空度的不同需求。
[0011]本发明真空腔体配备有4个直径200的真空观察窗，可以正常观测真空腔体内部的工作状态，且不会影响腔体的工作性能，腔体内部配备安装导轨，方便后期更换实验设备
本发明真空腔体和实验设备连接:根据实验设备匹配设计了真空连接法兰和防震真空波纹管，真空波纹管的安装可以很好的吸收实验设备在工作状态下产生的震动效应，可以更好的保证真空腔体的真空度和真空密封的使用寿命。
[0012]【附图说明】:
附图1是本发明的结构示意图。
[0013]附图2是本发明真空腔体的内部示意图。
[0014]【具体实施方式】:
实施例1:
一种基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，其组成包括:真空腔体1，所述的真空腔体与抽真空系统连接，所述的抽真空系统包括一组预抽真空机组2，所述的预抽真空机组安装在真空腔体的两侧，所述的真空腔体一侧安装有一组预留高真空连接法兰3、真空观察窗4、真空测量规管接口 5，所述的真空腔体前端安装有真空连接法兰8、防震波纹管
7、实验设备支撑杆6，所述的真空腔体内部安装有滑动导轨9。
[0015]实施例2:
根据实施例1所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，所述的真空腔体包括真空腔体A、真空腔体B，所述的真空腔体A、真空腔体B的端口分别具有门10。
[0016]实施例3:
根据实施例1或2所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，所述的真空腔体A的尺寸为03OOOmm*H3OOOmm，所述的真空腔体B的尺寸为03OOOmm*H2OOOmm，所述的真空观察窗的直径为200mm.实施例4:
根据实施例1或2或3所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，所述的空腔体A、所述的真空腔体B材质为304不锈钢。
[0017]实施例5:
根据实施例1或2或3或4所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，所述的抽真空系统配备有2个节点控制器，自动控制真空腔体的真空度，并配备有真空维持栗，手动控制真空腔体的真空度，满足真空腔体对各种真空度的不同需求。
[0018]实施例6:
设备的技术要求为:焊缝均匀，腔体内部拉丝抛光处理，外部可拉丝抛光或喷漆处理，腔体用氦质谱检漏仪检测漏率优于1.3X10-8Pa.M3/S，真空腔体设计的极限真空可达到6.0 X 10-4Pa，并配备有破真空阀门。
[0019]实施例7:
两个腔体能够拆卸，如果试验模型只做大幅振荡、俯仰滚转耦合、旋转天平，运动空间小，只需要一个腔体即可，如需做升沉或其他试验，可连接两个腔体，设备开机10分钟真空度优于lOOOPa，开机20分钟真空度优于lOOPa，开机30分钟真空度优于20Pa。
【主权项】
1.一种基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，其组成包括:真空腔体，其特征是:所述的真空腔体与抽真空系统连接，所述的抽真空系统包括一组预抽真空机组，所述的预抽真空机组安装在真空腔体的两侧，所述的真空腔体一侧安装有一组预留高真空连接法兰、真空观察窗、真空测量规管接口，所述的真空腔体前端安装有真空连接法兰、防震波纹管、实验设备支撑杆，所述的真空腔体内部安装有滑动导轨。2.根据权利要求1所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，其特征是:所述的真空腔体包括真空腔体A、真空腔体B，所述的真空腔体A、真空腔体B的端口分别具有门。3.根据权利要求1或2所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，其特征是:所述的真空腔体A的尺寸为03OOOmm*H3OOOmm，所述的真空腔体B的尺寸为03000mm*H2000mm，所述的真空观察窗的直径为200mm。4.根据权利要求1或2或3所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，其特征是:所述的空腔体A、所述的真空腔体B材质为304不锈钢。5.根据权利要求1或2或3或4所述的基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备，其特征是:所述的抽真空系统配备有2个节点控制器，自动控制真空腔体的真空度，并配备有真空维持栗，手动控制真空腔体的真空度，满足真空腔体对各种真空度的不同需求。
【专利摘要】<b>本发明涉及一种基于真空条件下测量飞行器惯性载荷的试验设备。目前国内在进行飞行器实验时用有风减去无风的方法来处理数据，会把气动阻尼扣除掉，导致结果不准确，影响动态试验数据精度。本发明组成包括：真空腔体（</b><b>1</b><b>），所述的真空腔体与抽真空系统连接，所述的抽真空系统包括一组预抽真空机组（</b><b>2</b><b>），所述的预抽真空机组安装在真空腔体的两侧，所述的真空腔体一侧安装有一组预留高真空连接法兰（</b><b>3</b><b>）、真空观察窗（</b><b>4</b><b>）、真空测量规管接口（</b><b>5</b><b>），所述的真空腔体前端安装有真空连接法兰（</b><b>8</b><b>）、防震波纹管（</b><b>7</b><b>）、实验设备支撑杆（</b><b>6</b><b>），所述的真空腔体内部安装有滑动导轨（</b><b>9</b><b>）。本发明应用于飞行器惯性载荷的试验。</b>
【IPC分类】G01M1/10
【公开号】CN105486453
【申请号】CN201510838155
【发明人】卜忱, 吕红, 刘春明, 沈彦杰, 眭建军, 陈昊, 杨文 , 李玮
【申请人】中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年11月26日