用于大长细比飞行器俯仰偏航自由振动动导数试验装置的制作方法

本发明涉及一种针对大长细比外形飞行器采用自由振动动导数试验方法获取俯仰/偏航方向动导数的风洞试验装置。

背景技术：

飞行器的气动设计和控制系统设计都要求提供飞行器在其飞行条件下的动稳定导数数据。飞行器在作姿态改变的动作或受到气流干扰时,会发生偏离平衡姿态的俯仰、偏航或滚转振动。动稳定性研究的目的是预示这些振动的衰减趋势和规律。对于被动式阻尼控制的飞行器来说，飞行器的动态飞行品质和可靠性要求对飞行器动稳定性的预示提出了极高的要求。过低的动稳定性容易导致飞行器的角运动发散，这样，将严重影响飞行器的飞行姿态。因此，动导数的准确预示显得尤为重要。

动导数也称动稳定性导数，用来描述飞行器进行机动飞行和受到扰动时的气动特性。是飞行器气动性能设计、控制系统和总体设计中必不可少的气动参数。动稳定性导数对于飞行器设计师们来说是很重要的，因为这些导数能提供飞行器的自然稳定性、控制舵面效率和机动性能，另外这些导数也使得飞行器的几何特性在初步设计过程中呈现着特别重要的意义。

获取飞行器的动稳定导数，目前主要方法有理论分析、数值计算和风洞试验，而风洞试验是最直观的获取飞行器动稳定导数的一种方法。目前风洞动稳定导数试验常用的方法是自由振动试验方法和强迫振动试验方法，通过测量作用于模型上的气动力、力矩和测量模型的运动参数，求出其动稳定导数。

大长细比飞行器一般指长细比大于15的飞行器，如空空导弹、火箭弹、运载火箭等，其外形特性决定了其在风洞中的试验模型尺寸特征，要获取这类飞行器的动导数，采用传统形式的尾部支撑形式已经不能满足风洞试验的要求。由于强迫振动试验方法需要同时测量模型气动力和角位移，需要模型前后方向内部空间较大，且对机构要求严格，针对大长细比外形飞行器，采用强迫振动试验方法实现起来较复杂。而自由振动试验方法只需要进行角位移的测量，采用腹部支撑形式可以实现对大长细比飞行器动导数的测量，而相对传统自由振动试验装置，针对这类飞行器的自由振动动导数试验还需要进一步研究。因此为获取大长细比外形飞行器动稳定导数，设计了一套腹部支撑形式的自由振动动导数试验装置，用于研究大长细比外形飞行器的动稳定特性。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于大长细比飞行器俯仰/偏航方向自由振动动导数试验装置。

本发明的技术解决方案是：一种用于大长细比飞行器俯仰偏航自由振动动导数试验装置，包括：俯仰弹性铰链、初始激励装置、背部支撑装置、高压驱动装置；所述的初始激励装置包括驱动块、驱动块连接锥销、推杆、直线轴承螺母、直线轴承、直线轴承套筒、限位块；

高压驱动装置安装在背部支撑装置内部，其输出轴与初始激励装置中推杆尾端连接，驱动推杆前后运动；背部支撑装置包括背支臂、连接轴、背支臂柱销、背支臂螺钉、楔子、定位键、中轴；俯仰弹性铰链一端固连背部支撑装置，另一端与大长细比飞行器试验模型相连；试验前后均通过推杆限制俯仰铰链的运动；试验过程中，通过推杆的前后运动由驱动块驱动模型尾部向上运动，进而带动大长细比飞行器试验模型绕俯仰弹性铰链的转动中心做自由振动运动。

进一步的，所述的高压驱动装置采用能够承受不低于6mpa气源压力的气缸。

进一步的，气缸缸体厚度不小于15mm，气缸缸体前端气缸盖与气缸缸体密封接触面长度不小于20mm；气缸进气/出气管嘴采用细牙螺纹，且螺纹配合长度不小于15mm。

进一步的，气缸除密封垫、缓冲垫外其余部件材质选用钢材。

进一步的，高压驱动装置的输出轴前后运动速度不小于3m/s。

进一步的，高压驱动装置的输出轴前后运动距离不小于25mm。

进一步的，通过更换不同尺寸驱动块来控制大长细比飞行器试验模型的振幅。

进一步的，俯仰弹性铰链为一体结构，材质为钢。

进一步的，通过更换不同尺寸俯仰弹性铰链改变大长细比飞行器试验模型的振动频率。

进一步的，背部支撑装置包括背支臂、连接轴、背支臂柱销、背支臂螺钉、楔子、定位键、中轴；

进一步的，背支臂为一体结构，材质为钢，背支臂长度为800mm～1000mm，且背支臂厚度为30mm～40mm。

进一步的，背支臂前端为锥面形式，通过定位键和楔子与俯仰弹性铰链(2)连接。

进一步的，背支臂后端与连接轴连接，二者连接配合面尺寸不小于100mmx100mm，背支臂与连接轴连接用背支臂柱销不小于4个、背支臂螺钉不小于2个。

进一步的，连接轴和中轴通过楔子和定位键连接，中轴与风洞攻角机构连接；

进一步的，所述的初始激励装置安装在中空的连接轴内。

进一步的，推杆通过一对直线轴承限制前后运动方向，通过限位块)限制滚转运动方向。

进一步的，一对直线轴承通过直线轴承套筒和直线轴承螺母固定在连接轴内。

进一步的，驱动块通过不少于2个驱动块连接锥销固定在推杆前端。

进一步的，驱动块厚度不小于5mm，其前端截面形状为圆弧，圆弧半径范围30mm～40mm。

本发明与现有技术相比的优点在于：

大长细比飞行器其外形特点决定了其动导数试验模型的尺寸，目前在风洞中大长细比试验模型缩比后尺寸相对于常规飞行器长度更大、等效直径更小，采用传统形式的动导数试验装置已无法满足对其动导数的精准测量要求。传统形式的动导数试验装置一般为尾部支撑形式，这种支撑方式要求模型等效直径要尽可能大，同时支撑部分长度要尽可能小，尾部支撑形式的动导数试验装置要应用于大长细比飞行器，会造成支撑杆等效直径小，支撑杆长度大的特点，这就会造成试验装置刚度和强度的不匹配，尤其对于做大频率运动的动导数试验模型，这种方式会对试验结果产生致命的影响，造成动导数无法测量。本发明针对上述难度，在支撑形式、高压驱动装置、初始激励装置几个方面进行了优化设计，研制出了背部支撑、快速驱动运动装置、高刚度、高重复性驱动块的动导数试验装置，并应用于某大长细比飞行器模型的动导数风洞试验，高精准度的获取了其俯仰/偏航动导数参数。

本发明研制的背部支撑的形式，解决了传统尾部支撑很难满足大长细比飞行器模型动导数试验的难点，背部支臂采用一体式结构加工而成，减少中间连接环节，背部支臂后端与连接轴采用优化设计的连接方案，提高了连接的刚度和强度，背部支臂前端采用渐变厚度优化设计形式及锥连接形式组合，在减小支撑对模型干扰的同时提高对俯仰弹性铰链的支撑刚度。整个背部支撑形式的刚度强度优化设计及对飞行器干扰的优化设计能够大大提高整个系统的刚度，从而提高对俯仰/偏航动导数测量的精准度。

本发明研制的快速驱动运动装置能够提供快速往返运动，实现对大长细比模型的瞬时激励与激励撤出，从而能记录更久的运动衰减曲线，减小对模型尾迹流动的干扰，最终能够提高对俯仰/偏航动导数的精准测量。

本发明研制的高刚度、高重复性驱动块采用可方便拆卸的设计形式，可以简单快捷的调节模型获得的初始角位移。通过一对直线轴承限制模型前后运动范围，通过限位块限制推杆滚转方向运动，可以保证每次驱动都可以有效实施，且运动无卡滞现象。

附图说明

图1为根据本发明的实施例的装配示意图；

图2为根据本发明的实施例的俯仰弹性铰链示意图；

图3为根据本发明的实施例的背支臂示意图；

图4为根据本发明的实施例的驱动块示意图；

图5为根据本发明的实施例的推杆示意图；

图6为根据本发明的实施例的限位块示意图；

图7为根据本发明的实施例的高压气缸示意图；

图8为根据本发明的实施例的连接轴示意图；

图9为根据本发明的实施例的风洞试验时采集到的俯仰角位移信号。

具体实施方式

下面结合附图详细描述本发明的实施例。

如图1-8所示，用于大长细比飞行器俯仰/偏航方向自由振动动导数试验装置，包括俯仰弹性铰链、初始激励装置、背部支撑装置、高压驱动装置；本实例中具体包括如下零部件：大长细比飞行器模型1、俯仰弹性铰链2、定位键3、背支臂4、驱动块5、驱动块连接锥销6、推杆7、直线轴承螺母8、直线轴承9、直线轴承套筒10、限位块11、连接轴12、背支臂柱销13、背支臂螺钉14、高压气缸15、楔子16、定位键17、中轴18

如图7所示，高压气缸15采用能够承受不低于6mpa气源压力的高压气缸，作为本发明装置的高压驱动装置，放置在背部支撑装置内腔。高压气缸缸体厚度不小于15mm，缸体前端气缸盖与气缸缸体密封接触面长度不小于20mm；高压气缸进气/出气管嘴采用细牙螺纹，且螺纹配合长度不小于15mm；高压气缸除密封垫、缓冲垫外其余部件材质选用钢材；高压驱动装置的输出速度不小于3m/s；高压驱动装置的输出轴前后运动距离不小于25mm。

如图4所示，通过更换不同尺寸驱动块(5)来控制大长细比飞行器试验模型的振幅。

如图2所示俯仰弹性铰链2为一体结构，材质为钢。通过更换不同尺寸俯仰弹性铰链2改变大长细比飞行器试验模型的振动频率。

背部支撑装置包括背支臂4、连接轴12、背支臂柱销13、背支臂螺钉14、楔子16、定位键17、中轴18；

如图3和图8所示所示，背支臂4为一体结构，材质为钢，一体式结构减少部件之间连接，提供整个机构的刚度；背支臂4的长度为950mm，厚度为40mm；背支臂4前端为锥面形式，通过定位键和楔子与俯仰弹性铰链2连接；背支臂4后端和连接轴8连接，二者配合面尺寸为105mmx120mm，通过4个背支臂柱销13和2个背支臂螺钉14固定；连接轴8和中轴18通过楔子16和定位键17连接，中轴18与风洞攻角机构连接；

初始激励装置包括驱动块5、驱动块连接锥销6、推杆7、直线轴承螺母8、直线轴承9、直线轴承套筒10、限位块11，初始激励装置安装在中空的连接轴12内。

如图5和图6所示，推杆通过一对直线轴承9限制前后运动方向，通过限位块11限制滚转运动方向；一对直线轴承9通过直线轴承套筒10和直线轴承螺母8固定在连接轴12内。

如图4所示，驱动块5通过不少于2个驱动块连接锥销6固定在推杆7前端；驱动块5厚度为6mm，其前端截面形状为圆弧，圆弧半径范围35mm。

大长细比飞行器试验模型通过俯仰弹性铰链安装在背部支撑装置上，由高压驱动装置带动初始激励装置前后运动，驱动块前后快速运动可以给试验模型一个初始力，使试验模型获得一个初始角位移，在俯仰弹性铰链的作用下，试验模型可以做自由衰减运动，通过贴在俯仰弹性铰链上的应变片可以测量到模型自由衰减运动的角位移时间历程，通过数据采集系统采集到俯仰弹性铰链角位移信号的电压信号值，进而进行相应的数据处理就可以得到相应的俯仰动稳定导数。

实施例

在使用本发明的用于大长细比飞行器俯仰/偏航方向自由振动动导数试验装置进行风洞试验时，该装置中轴18安装在风洞弯刀上，高压气缸15安装在连接轴8内腔，通过高压气缸15带动推杆7前后快速运动，推杆7上的驱动块给大长细比外形模型1初始角位移，在俯仰弹性铰链2的弹性支撑下，大长细比外形模型1绕俯仰铰链2中心做自由振动运动，通过俯仰铰链2上黏贴的应变片可以测量角位移变化时间历程，通过相应的数据处理就可以得到俯仰动稳定导数。

整套试验机构尺寸总长约1500mm，背支臂4的厚度为40mm，背支臂前端直接为22mm，俯仰铰链2直径为28mm，整套机构最大可以实现俯仰振动角度±3°，通过改变俯仰铰链2的梁厚度，可以实现振动频率6hz～24hz。如图9所示，为试验时采集到的俯仰角度时间历程，初始角位移为1°，振动频率为13hz。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。