开口大迎角试验系统支架干扰柔性测量装置的制作方法

1.本发明属于风洞试验领域，具体涉及一种开口大迎角试验系统支架干扰柔性测量装置。


背景技术：

2.风洞试验中模型支架对模型绕流流场和空气动力测量值的影响称为支架干扰，对支架干扰的测量和修正是风洞试验数据修正的一项重要内容。将主支架和镜像支架以不同的组合状态进行模型的支撑，不同组合支撑状态下模型气动载荷进行相互处理可得到支架干扰，常用的测量方法分为映像两步法和映像三步法。开口大迎角试验系统可在尾撑状态下实现模型的大迎角、大侧滑风洞试验，具有姿态角范围大、正负迎角范围支撑方式统一的优势，但由于其结构特点存在尾撑支架干扰测量问题。首先，为尽量减少试验系统主体框架进入风洞流场，开口大迎角试验系统的横向跨度大于风洞试验段宽度，达到6m以上，常用的尾支杆悬空探入模型内部的方式，将导致尾撑镜像支架成为大尺寸的悬臂结构，在风载下发生末端抖动问题，极易磕碰模型而导致测量结果的错误；其次，为减小对驱动装置的负载，尾撑镜像支架需进行轻量化设计，导致其结构刚强度较低，在不同的姿态角及风载下结构变形及抖动存在大幅度的变化，不利于系统的设计；最后，如将主支架与尾撑镜像支架直接固连，将导致尾撑镜像支架的抖动直接传递给天平及模型，不利于模型真实载荷的测量。


技术实现要素：

3.基于以上不足之处，本发明提出一种开口大迎角试验系统支架干扰柔性测量装置，在风洞试验过程中能有的效解决镜像支架由于跨距大、风速高而发生的严重抖动及镜像支杆前段碰撞飞行器模型的问题，实现开口大迎角试验系统尾撑支架干扰的测量。
4.本发明的技术方案是：一种开口大迎角试验系统支架干扰柔性测量装置，包括天平、主支撑单元、镜像支撑单元和柔性调节单元，天平位于与飞行器模型内部，通过天平套筒与飞行器模型固定连接，所述的主支撑单元的中心通过背撑支杆与天平套筒连接，主支撑单元的两侧分别与开口大迎角试验系统的两侧驱动连接件连接，镜像支撑单元的中间通过镜像支杆及其两端的径向减震/限位结构与天平套筒连接，镜像支撑单元的两侧分别通过镜像支架角度调节座与开口大迎角试验系统的两侧驱动连接件连接，柔性调节单元分别与镜像支杆和镜像支撑单元连接；本测量装置依靠主支撑单元承受风洞试验过程中的风载，同时获取气动载荷，镜像支撑单元与主支撑单元外形尺寸一致，与主支撑单同步运动，用于模拟风洞试验过程中尾撑支架干扰量，柔性调节单元有效降低镜像支撑单元因跨距大、风速高发生的抖动；当主支撑单元与飞行器模型支撑角度变化时，仅需更换不同角度的镜像支架角度调节座即完成相应支撑方式的支架干扰模拟测量。
5.进一步的，所述的主支撑单元包括锁紧螺母、l型支架对接座、背撑支杆、两根l型支架，所述的天平前端与飞行器模型内壁连接，天平后端与天平套筒前端连接，背撑支杆的一端穿过飞行器模型与天平套筒固定连接，背撑支杆另外一端与l型支架对接座通过锁紧
螺母紧固连接，l型支架对接座两侧分别与两根l型支架的一端固定连接，每根l型支架的另外一端均与开口大迎角试验系统的两侧驱动连接件垂直连接，两侧驱动连接件按给定角度转动，继而带动飞行器模型进行俯仰角变化，实现大迎角试验。
6.进一步的，所述的镜像支撑单元包括镜像l型支架对接座、两根镜像l型支架、镜像支杆后段、镜像支架角度调节座、镜像支杆前段、套筒法兰、万向球径向减震套和径向轴减震套，所述的镜像l型支架对接座两侧分别与两根镜像l型支架的一端连接，每根镜像l型支架的另外一端均通过镜像支架角度调节座与开口大迎角试验系统的两侧驱动连接件固定连接；套筒法兰一端与天平套筒后端连接，套筒法兰另一端的内孔与万向球径向减震套的外壁面固定连接，镜像支杆前段的前端与万向球径向减震套内部连接；镜像支杆前段的后端与径向轴减震套内部连接，径向轴减震套的外壁与镜像支杆后段前端的内孔固定连接；镜像支杆后段的后端通过法兰与镜像l型支架对接座前端固定连接。
7.进一步的，所述的万向球径向减震套包括万向球座套，所述的万向球座套外壁为圆形，内壁为正六边形结构，正六边形结构的每边平面上沿径向均匀安装有六个万向球，套筒法兰另一端沿圆周通过多个沉孔螺钉与万向球座套径向固定连接，六个所述的万向球将镜像支杆前段的前端外壁包裹住，用于限制镜像支杆前段的前端在试验过程中的径向抖动，同时允许镜像支杆前段沿轴向方向滑动。
8.进一步的，所述的径向轴减震套包括径向轴座，所述的径向轴座外壁为圆形，内壁为正六边形结构，镜像支杆后段前端沿圆周通过多个沉孔螺钉与径向轴座径向固定连接，正六边形结构的每边平面上沿径向均匀固定安装有六根导向柱，每根导向柱的底部螺纹连接有六角螺母，每根导向柱上滑动连接有弧形托板，每根导向柱及其上面的弧形托板之间套有弹簧，六角螺母用于调节弹簧的压缩量，六组弧形托板将镜像支杆前段的后端弹性夹持住，允许镜像支杆前段的后端在一定范围内的径向方向跳动，并允许镜像支杆前段沿轴向方向移动。
9.进一步的，所述的柔性调节单元包括两侧拉紧绳和两组张力调节器，在靠近镜像支杆后段的前端两侧对应位置分别固定连接有螺纹销，两侧镜像l型支架的两侧支壁上对应位置也分别固定连接有螺纹销，在镜像l型支架对接座的两侧对应位置固定连接有吊环，一侧的拉紧绳的一端与该侧的镜像支杆后段的螺纹销固定连接，该侧拉紧绳的另外一端穿过该侧的镜像l型支架上的螺纹销与该侧镜像l型支架对接座上的吊环通过张力调节器固定连接，调节器对镜像支撑单元施加预紧力。
10.本发明具有的优点和有益效果：可在试验中真实模拟尾撑支架干扰，抑制尾撑镜像支架自身的振动，利用柔性结构有效消除镜像支架抖动对于模型载荷测量的影响，并避免镜像支架与模型之间的磕碰，可对开口风洞试验过程中大迎角试验系统的支架干扰量进行有效测量。通过该装置，可准确扣除开口大迎角试验系统的支架部分对飞行器模型的气动干扰量，有效提高风洞试验数据准度，获得精确的气动力载荷，为飞行器研发提供必要的技术保障。
附图说明
11.图1为本发明测量装置立体图；
12.图2为本发明测量装置主视图；
13.图3为本发明测量装置俯视图；
14.图4为图3中a-a剖视图；
15.图5为图2中b-b剖视图；
16.图6为图2中c-c剖视图；
具体实施方式
17.下面根据说明书附图举例对本发明做进一步的说明：
18.实施例1
19.如图1所示，一种开口大迎角试验系统支架干扰柔性测量装置，包括天平、主支撑单元、镜像支撑单元和柔性调节单元，天平位于与飞行器模型内部，通过天平套筒与飞行器模型固定连接，所述的主支撑单元的中心通过背撑支杆与天平套筒连接，主支撑单元的两侧分别与开口大迎角试验系统的两侧驱动连接件连接，镜像支撑单元的中间通过镜像支杆及其两端的径向减震/限位结构与天平套筒连接，镜像支撑单元的两侧分别通过镜像支架角度调节座与开口大迎角试验系统的两侧驱动连接件连接，柔性调节单元分别与镜像支杆和镜像支撑单元连接；本测量装置依靠主支撑单元承受风洞试验过程中的风载，同时获取气动载荷，镜像支撑单元与主支撑单元外形尺寸一致，与主支撑单同步运动，用于模拟风洞试验过程中尾撑支架干扰量，柔性调节单元有效降低镜像支撑单元因跨距大、风速高发生的抖动；当主支撑单元与飞行器模型支撑角度变化时，仅需更换不同角度的镜像支架角度调节座即完成相应支撑方式的支架干扰模拟测量。
20.如图2-3所示，主支撑单元包括锁紧螺母1、l型支架对接座2、背撑支杆3、两根l型支架4，所述的天平6前端与飞行器模型8内壁连接，天平6后端与天平套筒7前端连接，背撑支杆3的一端穿过飞行器模型8与天平套筒7固定连接，背撑支杆3另外一端与l型支架对接座2通过锁紧螺母1紧固连接，l型支架对接座2两侧分别与两根l型支架4的一端固定连接，每根l型支架4的另外一端均与开口大迎角试验系统的两侧驱动连接件5垂直连接，两侧驱动连接件5按给定角度转动，继而带动飞行器模型8进行俯仰角变化，实现大迎角试验。
21.如图2-4所示，镜像支撑单元包括镜像l型支架对接座13、两根镜像l型支架17、镜像支杆后段12、镜像支架角度调节座18、镜像支杆前段10、套筒法兰9、万向球径向减震套和径向轴减震套，所述的镜像l型支架对接座13两侧分别与两根镜像l型支架17的一端连接，每根镜像l型支架18的另外一端均通过镜像支架角度调节座18与开口大迎角试验系统的两侧驱动连接件5固定连接；套筒法兰9一端与天平套筒7后端连接，套筒法兰9另一端的内孔与万向球径向减震套的外壁面固定连接，镜像支杆前段10的前端与万向球径向减震套内部连接；镜像支杆前段10的后端与径向轴减震套内部连接，径向轴减震套的外壁与镜像支杆后段12前端的内孔固定连接；镜像支杆后段12的后端通过法兰与镜像l型支架对接座13前端固定连接。
22.如图5所示，所述的万向球径向减震套包括万向球座套19，所述的万向球座套19外壁为圆形，内壁为正六边形结构，正六边形结构的每边平面上沿径向均匀安装有六个万向球20，套筒法兰9另一端沿圆周通过多个沉孔螺钉21与万向球座套19径向固定连接，六个所述的万向球20将镜像支杆前段10的前端外壁包裹住，用于限制镜像支杆前段10的前端在试验过程中的径向抖动，防止其碰撞模型，同时允许镜像支杆前段10沿轴向方向滑动。
23.如图6所示，所述的径向轴减震套包括径向轴座22，所述的径向轴座22外壁为圆形，内壁为正六边形结构，镜像支杆后段12前端沿圆周通过多个沉孔螺钉与径向轴座22径向固定连接，正六边形结构的每边平面上沿径向均匀固定安装有六根导向柱23，每根导向柱23的底部螺纹连接有六角螺母24，每根导向柱23上滑动连接有弧形托板26，每根导向柱23及其上面的弧形托板26之间套有弹簧25，六角螺母24用于调节弹簧25的压缩量，进而调节镜像支杆前段10的后端径向方向跳动量，六组弧形托板将镜像支杆前段10的后端弹性夹持住，允许镜像支杆前段10的后端在一定范围内的径向方向跳动，并允许镜像支杆前段10沿轴向方向移动，即镜像支杆前段10前端插入万向球20组成的滚动体内，镜像支杆前段10后端插入弧形托板26组成的圆环内。
24.如图1-3所示，所述的柔性调节单元包括两侧拉紧绳14和两组张力调节器15，在靠近镜像支杆后段12的前端两侧对应位置分别固定连接有螺纹销11，两侧镜像l型支架17的两侧支壁上对应位置也分别固定连接有螺纹销11，在镜像l型支架对接座13的两侧对应位置固定连接有吊环16，一侧的拉紧绳14的一端与该侧的镜像支杆后段12的螺纹销11固定连接，该侧拉紧绳14的另外一端穿过该侧的镜像l型支架17上的螺纹销11与该侧镜像l型支架对接座13上的吊环16通过张力调节器15固定连接，调节器15对镜像支撑单元施加预紧力。镜像支撑单元对于系统而言属于额外负载，因此其重量尽量轻，由于镜像支撑单元跨距达6.4m，在70m风速下镜像支撑单元主体会发生严重的抖动，为提高镜像支撑单元的整体刚度，减小其振动量，采用柔性调节单元，通过拉紧绳14将两根镜像l型支架17、镜像l型支架对接座13与镜像支杆后段12“软性”连接为一整体，通过安装在拉紧绳14上的张力调节器15调节系统的拉紧程度，有效减低镜像支撑单元的抖动量。
25.本实施例在开口大迎角试验系统的驱动马达(图中未示意)按给定角度转动的带动下，继而带动飞行器模型8进行俯仰角变化，实现大迎角试验。