大载荷高精准度气动力测量装置及测量方法
【专利摘要】大载荷高精准度气动力测量装置及测量方法。现有技术中采用内式天平尾部支撑的飞行器模型气动力试验，由于飞行器的升力垂直作用在悬臂式尾支杆上，导致试验时的模型抖动严重。本发明包括天平、支杆，天平采用内式天平，天平连接天平套筒，支杆连接迎角滑轨机构、与迎角滑轨机构连接的侧滑角机构、机构控制和数据采集装置，采用支杆连接天平并支撑模型；采用内式天平测量飞行器模型的气动力，在天平外连接套筒结构，天平连接数据采集系统，数据采集系统获得模型所受的气动力，数据采集系统连接自动化控制设备，获得模型所受的气动力。用于增压高密度低速风洞中测量。
【专利说明】大载荷高精准度气动力测量装置及测量方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种大载荷高精准度气动力测量装置，特别是一种大尺寸飞行器全机缩比模型试验领域，在增压高密度低速风洞中，实现飞行器全模型的大载荷、高雷诺数风洞试验条件下的，具有很高试验数据精准度的腹撑风洞试验装置，这种装置能够在低速增压大载荷试验条件下，进行飞行器全机缩比模型的气动力测量试验。
【背景技术】
[0002]在大尺寸飞行器全机缩比模型试验领域，通常采用外式天平+支杆的腹部支撑或是内式天平+支杆的尾部支撑进行气动力测量试验。其中外式天平腹部支撑的飞行器模型气动力试验，由于暴露在气流中的支杆自身气动力被天平测得，导致其支架干扰量大，影响测量结果的准度；同时由于模型力矩参考中心与天平中心的距离较大，影响试验结果精度。采用内式天平尾部支撑的飞行器模型气动力试验，由于飞行器的升力垂直作用在悬臂式尾支杆上，导致试验时的模型抖动严重，同样影响试验结果的精准度。
【发明内容】
[0003]本发明提出了 一种采用内式天平腹部支撑的风洞试验装置。
[0004]本发明的技术方案是这样实现的:
大载荷高精准度气动力测量装置，包括天平、支杆，所述的天平采用内式天平，所述的天平连接天平套筒，所述的支杆连接迎角滑轨机构、与所述的迎角滑轨机构连接的侧滑角机构、机构控制和数据采集装置，采用支杆连接天平并支撑模型；采用内式天平测量飞行器模型的气动力，在所述的天平外连接套筒结构，所述的天平连接数据采集系统，所述的数据采集系统获得模型所受的气动力，所述的数据采集系统连接自动化控制设备，获得模型所受的气动力。
[0005]所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，所述的内式天平安装在飞行器模型的机身内部，其测量端与模型连接，固定端与所述的天平套筒连接。
[0006]所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，所述的支杆下端安装在所述的迎角机构上，上端与天平套筒连接，连接处采用直口定位，螺钉拉紧连接，用于支撑模型；所述的支杆靠近模型处的截面形状为24棱，且顶端为等直段，24棱截面为固定转捩措施，使支杆表面及尾流更稳定，利于支架干扰的测量与扣除，等直段设计减小支杆对模型升力的干扰，同时带动模型实现飞行器飞行姿态角模拟。
[0007]所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，所述的迎角机构连接所述的支杆的安装座，包括弧形齿圈与滑轨，驱动电机、减速器，通过控制驱动电机带动所述的支杆的安装座，在弧形齿圈及滑轨上做圆周运动，带动所述的支杆绕弧形齿圈的圆心做摆动运动，实现模型迎角的控制与变化。
[0008]所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，所述的侧滑角机构包括大直径回转轴承、大直径齿轮盘、驱动电机、减速器，通过电机驱动小齿轮，带动所述的侧滑角机构的大直径齿轮，绕其齿圈的中心转动通过控制驱动电机，带动整个套支撑机构绕所述的大直径齿轮盘的圆心做旋转运动，实现模型的侧滑角的控制与变化；
所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，所述的机构控制和数据采集装置，包括工控机、数据采集板卡、电机驱动器、控制和采集程序，按给定的指令，有程序自动控制，实现迎角和侧滑角机构的控制，以及天平电压信号的采集功能。
[0009]所述的大载荷高精准度气动力测量系统，所述的天平外连接套筒结构，能实现模型正装和反装状态有/无假支杆的飞行器模型气动力试验，满足支架干扰测量试验和气流偏角测量试验的要求。
[0010]一种大载荷高精准度气动力测量方法，干扰预处理，气动力试验过程中，由控制系统和数据采集系统，按指令，控制迎角机构和侧滑角机构的驱动电机，对于迎角机构，是使支杆底座在弧形齿圈和滑轨上运动，带动支杆和模型，绕迎角机构的旋转中心转动；对侧滑角机构，是通过电机驱动小齿轮，带动侧滑角机构的大直径齿轮，绕其齿圈的中心转动，从而带动侧滑角机构上安装的迎角机构、支杆和模型，实现模型的侧滑角控制；所述的预处理包括进行天平的电压值、腹撑支杆的支架干扰的预处理；在风洞风速和角度为指令给定值的情况下，由数据采集系统采集天平的电压信号，回馈到数据处理系统，最终得到飞行器模型的气动力。
[0011]所述的大载荷高精准度气动力测量方法，所述的进行天平的电压值的预处理，是在进行气动力测量试验前，由于模型的重力及其随角度的变化，也会产生天平的电压值输出，因此需在气动力测量结果中予以扣除，在风洞中没有气流流动时，按有气流流动时的气动力测量方法，测量模型重力所产生的天平电压信号值，并在最终的气动力测量结果中予以扣除。
[0012]所述的大载荷高精准度气动力测量方法，所述的腹撑支杆的支架干扰预处理:在获得飞行器模型纯净的气动时，还需扣除腹撑支杆的支架干扰，采用两步法测量正式试验腹撑支杆的支架干扰量，即，将模型、天平等反装到支杆上，先进行模型和支杆安装状态的气动力测量试验，然后进行气动力测量试验，用第一次的试验数据结果减去第二次试验结果，即获得的正式试验时的支架干扰量。针对不同的模型构型状态，重复以上两步试验，即获得了不同模型状态下的全部腹撑支杆的支架干扰量；
还需要知道风洞中模型区的平均气流偏角，分别进行侧滑角0°时的变迎角试验和迎角0°的变侧滑角试验，获得气流偏角后，在数据处理时进行修正处理，以获得纯净的模型气流轴系气动力和体轴系气动力。
[0013]有益效果:
(I)本发明采用内式天平测量飞行器模型的气动力，支杆本身的气动力不会被天平测得，从而大大降低了支架干扰量。
[0014](2)本发明改变了基于内式天平+尾支杆的飞行器全模型试验的支撑方式，将位于机身尾部的支杆挪到了机身腹部；使支杆的受力状态更合理。
[0015](3)本发明为实现支架干扰测量试验，采用了一天平套筒结构，作为支杆与天平间的过渡连接结构，可实现模型正装和反装时的有无假支杆的安装，不需要研制专用的支撑机构，即可实现风洞试验中的支架干扰测量试验要求。
[0016](4 )本发明采用了具有较长等直段的24棱截面支杆，实现了支杆表面气流的固定转捩，使其绕流和尾流更稳定，便于支架干扰的准确测量与修正，其等直段设计，则可大大降低支杆对飞行器模型升力的支架干扰。
[0017](5)本发明解决了尾撑试验的模型抖动问题，同时也解决了传统腹撑的支架干扰和两心距过大的问题；解决外式天平+支杆的腹撑全模试验支架干扰和两心距过大的问题，以及内式天平+尾撑支杆的模型抖动问题等对飞行器全模缩比模型试验数据精准度的影响，可大幅提高飞行器全机缩比模型风洞试验结果的精准度。
[0018](6)本发明能够测量飞行器全机缩比模型所受的气动力，能够承受较大的载荷，支杆的支撑位置合理，支杆表面流动更稳定，支架干扰小且易于准确测量与扣除。通过一跟支柱支撑天平和模型，并保持和带动飞行器模型姿态角度变化；在风洞风速和雷诺数一定的条件下，通过测控系统控制支撑机构实现飞行模型相对气流的姿态角度模拟，同时通过数据采集系统采集飞行器全机缩比模型所受的空气动力。能够有效的降低支撑机构对试验测量结果的影响。系统结构简洁，使用方便，试验结果的精准度高，同时也可作为飞行器模型其它风洞试验技术和试验系统的基础技术平台，其应用前景十分广阔。
[0019](7)本发明是一种在增压高密度低速风洞中，实现飞行器全模型的大载荷、高雷诺数风洞试验条件下的，具有很高试验数据精准度的腹撑风洞试验装置。解决传统腹撑试验的支架干扰和尾撑试验的模型抖动等问题给试验数据精准度带来的影响，用于在接近真实飞行条件下，测量飞行器全机缩比模型的六分量气动力(力矩)，提高风洞试验相似参数的模拟水平，获得的试验数据更接近飞行器的空中飞行数据。在飞行器全机缩比模拟内部，安装大载荷、高精准度六分量杆式应变天平。
【专利附图】
【附图说明】
[0020]图1为一种大载荷高精准度气动力测量装置的部件组成示意图。
[0021]图2-图5为模型及假支杆四种安装方式示意图。
[0022]图2是模型正装带假支杆状态。
[0023]图3为模型反装带假支杆状态。
[0024]图4为模型正装不带假支杆状态，也是正式试验的模型和设备的安装状态。
[0025]图5为模型反装不带假支杆状态。
[0026]图6为内式天平结构示意图。
[0027]图7为图6的俯视图。
[0028]图8为图6的左视图。
[0029]图9为天平套筒结构示意图。
[0030]图10为图9的俯视图。
[0031]图11为图9的左视图。
[0032]图12为图9的右视图。
[0033]图13为单支杆结构示意图。
[0034]图14为图13的左视图。
[0035]图15为图14的A-A的视图。
[0036]图16为图14的B-B剖面图。
[0037]图17为图14的b向视图。[0038]图18为图14的a向视图。
[0039]图19为迎角机构示意图。
[0040]图20为图19顺时针旋转90度是的左视图。
[0041]图21为侧滑角机构示意图。
[0042]图22为图21的俯视图。
[0043]图23为控制和数据采集系统组成示意图。
[0044]图24为控制和数据采集系统原理框图。
【具体实施方式】
[0045]实施例1:
大载荷高精准度气动力测量装置，包括天平、支杆，所述的天平采用内式天平，所述的天平连接天平套筒，所述的支杆连接迎角滑轨机构、与所述的迎角滑轨机构连接的侧滑角机构、机构控制和数据采集装置，采用支杆连接天平并支撑模型；采用内式天平测量飞行器模型的气动力，在所述的天平外连接套筒结构，所述的天平连接数据采集系统，所述的数据采集系统获得模型所受的气动力，所述的数据采集系统连接自动化控制设备，获得模型所受的气动力。
[0046]实施例2:
实施例1所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，所述的内式天平安装在飞行器模型的机身内部，其测量端与模型连接，固定端与所述的天平套筒连接。先将内式天平通过后锥安装在天平套筒内，调正后，通过天平前锥整体连接到飞行器模型上，并进行调正。然后将支杆安装在已连接在一起的迎角机构和侧滑角机构，最后将模型+天平+天平套，整体吊装安装在支杆上端，通过支杆与天平套的直口定位，螺钉拉紧连接，完成试验装置的安装。
[0047]实施例3
实施例1或2所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，所述的支杆下端安装在所述的迎角机构上，所述的支杆上端与天平套筒连接，连接处采用直口定位，螺钉拉紧连接，用于支撑模型；所述的支杆靠近模型处的截面形状为24棱，且顶端为等直段，24棱截面为固定转捩措施，使支杆表面及尾流更稳定，利于支架干扰的测量与扣除，等直段设计减小支杆对模型升力的干扰，同时带动模型实现飞行器飞行姿态角模拟。
[0048]实施例4:
实施例1或2或3所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，所述的迎角机构连接所述的支杆的安装座，包括弧形齿圈与滑轨，驱动电机、减速器，通过控制驱动电机带动所述的支杆的安装座，在弧形齿圈及滑轨上做圆周运动，带动所述的支杆绕弧形齿圈的圆心做摆动运动，实现模型迎角的控制与变化。
[0049]气动力试验过程中，由控制系统和数据采集系统，按指令，控制迎角机构和侧滑角机构的驱动电机，对于迎角机构，是使支杆底座在弧形齿圈和滑轨上运动，带动支杆和模型，绕迎角机构的旋转中心转动，实现迎角模拟。
[0050]实施例5:
实施例1或2或3或4 一种大载荷高精准度气动力测量系统，所述的侧滑角机构包括大直径回转轴承、大直径齿轮盘、驱动电机、减速器，通过电机驱动小齿轮，带动所述的侧滑角机构的大直径齿轮，绕其齿圈的中心转动通过控制驱动电机，带动整个套支撑机构绕所述的大直径齿轮盘的圆心做旋转运动，实现模型的侧滑角的控制与变化。对侧滑角机构，这是通过电机驱动小齿轮，带动侧滑角机构的大直径齿轮，绕其齿圈的中心转动，从而带动侧滑角机构上安装的迎角机构、支杆和模型，实现模型的侧滑角控制。因为迎角机构的旋转中心正好在侧滑角机构的大直径齿轮面的圆心上，所以，模型的迎角和侧滑角变化，都是绕着这一点运动的。见图1。
[0051]实施例6:
实施例1或2或3或4或5所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统,所述的机构控制和数据采集装置，包括工控机、数据采集板卡、电机驱动器、控制和采集程序，按给定的指令，有程序自动控制，实现迎角和侧滑角机构的控制，以及天平电压信号的采集功能。
[0052]实施例7:
实施例1或2或3或4或5或6所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统,所述的天平外连接套筒结构，能实现模型正装和反装状态有/无假支杆的飞行器模型气动力试验，满足支架干扰测量试验和气流偏角测量试验的要求。
[0053]在风洞风速和角度为指令给定值的情况下，由数据采集系统采集天平的电压信号，并存储成文件。将此文件传输到专用的数据处理计算机中，通过数据处理程序对天平电压信号进行数据处理与修正，最终得到飞行器模型的气动力，即完成了气动力的测量试验。
[0054]实施例8:
一种大载荷高精准度气动力测量方法，在测量过程中，应当对于干扰信号进行预处理，气动力试验过程中，由控制系统和数据采集系统，按指令，控制迎角机构和侧滑角机构的驱动电机，对于迎角机构，是使支杆底座在弧形齿圈和滑轨上运动，带动支杆和模型，绕迎角机构的旋转中心转动；对侧滑角机构，是通过电机驱动小齿轮，带动侧滑角机构的大直径齿轮，绕其齿圈的中心转动，从而带动侧滑角机构上安装的迎角机构、支杆和模型，实现模型的侧滑角控制；所述的预处理包括进行天平的电压值、腹撑支杆的支架干扰的预处理；在风洞风速和角度为指令给定值的情况下，由数据采集系统采集天平的电压信号，回馈到数据处理系统，最终得到飞行器模型的气动力。
[0055]实施例9:
根据实施例:8所述的大载荷高精准度气动力测量方法，所述的进行天平的电压值的预处理，是在进行气动力测量试验前，由于模型的重力及其随角度的变化，也会产生天平的电压值输出，这不是模型在气动流中所受的气动力，因此需在气动力测量结果中予以扣除。方法是，在风洞中没有气流流动时，按有气流流动时的气动力测量方法，测量模型重力所产生的天平电压信号值，并在最终的气动力测量结果中予以扣除。
[0056]实施例10:
根据实施例8或9所述的大载荷高精准度气动力测量方法，在获得飞行器模型纯净的气动时，还需扣除腹撑支杆的支架干扰。采用两步法测量正式试验腹撑支杆的支架干扰量，即，将模型、天平等反装到支杆上，先进行图3中图所示模型和支杆安装状态的气动力测量试验，然后进行图5中所示的气动力测量试验，用第一次的试验数据结果减去第二次试验结果，即获得的正式试验时的支架干扰量。针对不同的模型构型状态，重复以上两步试验，即获得了不同模型状态下的全部腹撑支杆的支架干扰量。图3中的状态的位于模型腹部的支杆，实际上模拟了正式试验时(见图4)腹部支杆相对于模型的位置和状态。
[0057] 实施例11:
根据实施例8或9或10所述的大载荷高精准度气动力测量方法,还需要知道风洞中模型区的平均气流偏角，分别进行图2中和图3中状态的侧滑角0°时的变迎角试验和迎角0°的变侧滑角试验。用图3状态时升力为零的迎角值减去图2状态时升力为零时的迎角值，其差值的一半即为模型区的纵向平均气流偏角。用图3状态时侧力为零的侧滑角值减去图2中状态时侧力为零时的侧滑角值，其差值的一半即为模型区的横向平均气流偏角。获得以上气流偏角后，在数据处理时进行修正处理，以获得纯净的模型气流轴系气动力和体轴系气动力。
[0057]实施例12:
一种大载荷高精准度气动力测量装置，是由内式天平及其套筒结构，24棱单支杆，迎角滑轨机构、侧滑角机构、机构控制和数据采集装置等组成。他们的功能和作用如下:
(O内式天平，与天平套筒一起安装在飞行器模型的机身内部，其测量端与模型连接，固定端与天平套筒连接。用于测量飞行器模型在不同迎角和侧滑角下的气动力和力矩；
(2)天平套筒，是实现天平与支杆及其假支杆的过渡连接结构，通过一定的直口定位，螺钉锁紧，可同时或单独安装用于支撑模型的支杆及其假支杆；
(3)24棱单支杆，其下端安装在迎角机构上，上端与天平套筒连接，连接处采用直口定位，螺钉拉紧连接。用于支撑模型。支杆靠近模型处的截面形状为24棱，且为等直段。24棱截面为固定转捩措施，使支杆表面及尾流更稳定，利于支架干扰的测量与扣除，较长的等直段设计可减小支杆对模型升力的干扰；
(4)迎角机构，由弧形齿圈与滑轨，驱动电机、减速器，支杆安装座等部件组成。通过控制驱动电机带动支杆安装座在弧形齿圈及滑轨上做圆周运动，带动支杆绕弧形齿圈的圆心做摆动运动，实现模型迎角的控制与变化；
(5)侧滑角机构，由大直径回转轴承、大直径齿轮盘、驱动电机、减速器等部件组成。其上安装迎角机构；通过控制驱动电机，可带动整个套支撑机构绕齿轮盘的圆心做旋转运动，实现模型的侧滑角的控制与变化；
(6)机构控制和数据采集装置，由工控机、数据采集板卡、电机驱动器、控制和采集程序等部分组成。可按给定的指令，有程序自动控制，实现迎角和侧滑角机构的控制，以及天平电压信号的采集等功能。
【权利要求】
1.一种大载荷高精准度气动力测量装置，包括天平、支杆，其特征是:所述的天平采用内式天平，所述的天平连接天平套筒，所述的支杆连接迎角滑轨机构、与所述的迎角滑轨机构连接的侧滑角机构、机构控制和数据采集装置，采用支杆连接天平并支撑模型；采用内式天平测量飞行器模型的气动力，在所述的天平外连接套筒结构，所述的天平连接数据采集系统，所述的数据采集系统获得模型所受的气动力，所述的数据采集系统连接自动化控制设备，获得模型所受的气动力。
2.根据权利要求1所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，其特征是:所述的内式天平安装在飞行器模型的机身内部，其测量端与模型连接，固定端与所述的天平套筒连接。
3.根据权利要求1或2所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，其特征是:所述的支杆下端安装在所述的迎角机构上，上端与天平套筒连接，连接处采用直口定位，螺钉拉紧连接，用于支撑模型；所述的支杆靠近模型处的截面形状为24棱，且顶端为等直段，24棱截面为固定转捩措施，使支杆表面及尾流更稳定，利于支架干扰的测量与扣除，等直段设计减小支杆对模型升力的干扰，同时带动模型实现飞行器飞行姿态角模拟。
4.根据权利要求1或2或3所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，其特征是:所述的迎角机构连接所述的支杆的安装座，包括弧形齿圈与滑轨，驱动电机、减速器，通过控制驱动电机带动所述的支杆的安装座，在弧形齿圈及滑轨上做圆周运动，带动所述的支杆绕弧形齿圈的圆心做摆动运动，实现模型迎角的控制与变化。
5.根据权利要求1或2或3或4所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，其特征是:所述的侧滑角机构包括大直径回转轴承、大直径齿轮盘、驱动电机、减速器，通过电机驱动小齿轮，带动所述的侧滑角机构的大直径齿轮，绕其齿圈的中心转动通过控制驱动电机，带动整个套支撑机构绕所述的大直径齿轮盘的圆心做旋转运动，实现模型的侧滑角的控制与变化。
6.根据权利要求1或`2或3或4或5所述的一种大载荷高精准度气动力测量系统，其特征是:所述的机构控制和数据采集装置，包括工控机、数据采集板卡、电机驱动器、控制和采集程序，按给定的指令，有程序自动控制，实现迎角和侧滑角机构的控制，以及天平电压信号的采集功能。
7.根据权利要求1或2或3或4或5或6所述的大载荷高精准度气动力测量系统，其特征是:所述的天平外连接套筒结构，能实现模型正装和反装状态有/无假支杆的飞行器模型气动力试验，满足支架干扰测量试验和气流偏角测量试验的要求。
8.一种大载荷高精准度气动力测量方法，干扰预处理，其特征是:气动力试验过程中，由控制系统和数据采集系统，按指令，控制迎角机构和侧滑角机构的驱动电机，对于迎角机构，是使支杆底座在弧形齿圈和滑轨上运动，带动支杆和模型，绕迎角机构的旋转中心转动；对侧滑角机构，是通过电机驱动小齿轮，带动侧滑角机构的大直径齿轮，绕其齿圈的中心转动，从而带动侧滑角机构上安装的迎角机构、支杆和模型，实现模型的侧滑角控制；所述的预处理包括进行天平的电压值、腹撑支杆的支架干扰的预处理；在风洞风速和角度为指令给定值的情况下，由数据采集系统采集天平的电压信号，回馈到数据处理系统，最终得到飞行器模型的气动力。
9.根据权利要求8所述的大载荷高精准度气动力测量方法，其特征是:所述的进行天平的电压值的预处理，是在进行气动力测量试验前，由于模型的重力及其随角度的变化，也会产生天平的电压值输出，因此需在气动力测量结果中予以扣除，在风洞中没有气流流动时，按有气流流动时的气动力测量方法，测量模型重力所产生的天平电压信号值，并在最终的气动力测量结果中予以扣除。
10.根据权利要求8或9所述的大载荷高精准度气动力测量方法，其特征是:所述的腹撑支杆的支架干扰预处理:在获得飞行器模型纯净的气动时，还需扣除腹撑支杆的支架干扰，采用两步法测量正式试验腹撑支杆的支架干扰量，即，将模型、天平等反装到支杆上，先进行模型和支杆安装状态的气动力测量试验，然后进行气动力测量试验，用第一次的试验数据结果减去第二次试验结果，即获得的正式试验时的支架干扰量；针对不同的模型构型状态，重复以上两步试验，即获得了不同模型状态下的全部腹撑支杆的支架干扰量； 还需要知道风洞中模型区的平均气流偏角，分别进行侧滑角0°时的变迎角试验和迎角0°的变侧滑角试验，获得气流偏角后，在数据处理时进行修正处理，以获得纯净的模型气流轴系气动力和体轴 系气动力。
【文档编号】G01M9/06GK103698101SQ201310679708
【公开日】2014年4月2日 申请日期:2013年12月15日 优先权日:2013年12月15日
【发明者】焦仁山, 张连河, 李强, 郑新军, 陶爱华, 胡秋琦 申请人:中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所