用于高速飞翼模型大攻角下的滚转强迫振动动导数试验装置的制作方法

本发明涉及一种通过小振幅强迫振动方法测量高速飞翼模型大攻角下滚转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。

飞翼布局飞行器仅由一融合翼身、后掠角为50-60°三角/钻石/λ翼面构成的中等展弦比气动外形的飞行器,全机没有平尾、垂尾、鸭翼等安定面,也没有传统意义上的机身。通过合理设置展向和弦向厚度分布来为飞机总体布置提供足够的内部空间，在外形上体现出平滑过渡、高度融合的几何特征，融合体飞翼布局飞行器气动力呈现强耦合特征。在高隐身和高机动性的约束下，飞翼布局飞行器已逐渐成为未来飞行器的发展方向，如欧洲的“神经元”无人作战飞机、美国的x-45c和x-47b、中国的“利剑”以及美国格鲁曼公司的飞翼布局传感器飞行器等。

飞翼布局飞行器尽管结构简单、动升力高、超机动性好、隐身性能优。但是飞翼布局飞行器在动态稳定性与控制方面存在明显的缺点，如由于缺少垂尾与控制面，同时要满足隐身性能约束，导致飞翼布局飞行器横、航向稳定性缺失与控制效能不足，通常在稳定边界边缘区域飞行，会在超机动过程中出现不可控不稳定。动态稳定性与控制的不足与缺失严重制约飞翼布局飞行器在未来飞行器上的广泛应用。

风洞动态试验技术是研究飞翼布局飞行器横、航向非定常气动力以及气动耦合、交叉耦合等动态稳定性问题的重要研究手段，因此通过风洞试验获取小展弦比飞翼布局飞行器的动导数数据，为研究其动稳定特性提供重要支撑。

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。由于自由振动试验方法只适用于做直接阻尼导数的测量，不能做交叉和交叉耦合导数的测量，并且也只能测量正阻尼导数的测量，为了较为全面的获得飞行器的动稳定导数，尤其是获得交叉、交叉耦合导数，多采用强迫振动试验方法。

强迫振动试验方法是使用激振器驱动模型在某一自由度下做固定频率和固定振幅的简谐振动，通过应变天平测出模型在不同自由度产生的响应，通过数据处理进而求得动稳定导数。强迫振动试验装置主要由激振装置、动态天平、位移传感器、支杆等几部分组成，它们的功能是提供模型在风洞试验段内按一定要求的规律运动，并能测量其振动的幅值、频率以及作用在模型上的力和力矩。

飞翼布局飞行器由于其外形特点，造成在大攻角(15°～30°)下、ma＝0.6～1.5时气动力载荷大，1.2米量级亚跨超声速风洞试验模型最大法向力载荷到10000n，因此对动导数试验装置提出了更高的要求，尤其是电机驱动装置、刚性支撑装置、简谐运动转换装置、运动传递装置、信号测量装置。为了精确测量飞翼布局飞行器的动导数数据，急需研制一种针对这类飞行器的动导数试验装置。

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，提供一种用于高速飞翼模型大攻角下滚转强迫振动动导数试验装置。

本发明的技术解决方案是：一种用于高速飞翼模型大攻角下的滚转强迫振动动导数试验装置，其特征在于，包括：刚性支撑装置、电机驱动装置、运动转换装置、简谐运动角度测量装置、简谐运动传递装置、五分量动态载荷测量装置、动导数试验模型；

刚性支撑装置支撑整个试验机构，尾端直接安装在风洞弯刀臂上；电机驱动装置为动力源，为整套试验机构提供连续旋转运动输出，其安装在刚性支撑装置尾部；

运动转换装置把连续旋转运动转换为需要的简谐运动，通过简谐运动角度测量装置测量简谐运动的角度时间历程；简谐运动传递装置把运动传递到五分量动态载荷测量装置上，动导数试验模型安装在五分量动态载荷测量装置上，由五分量动态载荷测量装置简谐运动过程中试验模型受到的动态载荷；对测量的动态载荷时间历程和简谐运动角度时间历程进行信号处理，进而可得到需要的动导数数值。

优选的，所述的刚性支撑装置支撑整个试验机构。刚性支撑装置包括加强铰链、滚转支杆、整流罩、偏心中轴、中轴、10°拐头；加强铰链安装在滚转支杆前端，滚转支杆安装在偏心中轴前端，偏心中轴与中轴连接，中轴与10°拐头连接，10°拐头安装在风洞弯刀上。

优选的，加强铰链包括天平连接面、下加强梁组、上加强梁组、支杆连接面。

优选的，天平连接面通过四个螺钉安装在动态天平的尾部，支杆连接面通过四个螺钉安装在滚转支杆前端面。

优选的，所述的下加强梁组和上加强梁组对称分布，且二者梁数量相同，尺寸相等，且每个梁尺寸都一致。

优选的，下加强梁组中梁的数量在4～6个。

优选的，下加强梁组中梁的长度为25mm～35mm中间。

优选的，下加强梁组中梁厚度a尺寸在0.6mm～1.0mm之间，梁高度b尺寸在3mm～4mm之间。

优选的，下加强梁组中梁之间夹角d范围8°～12°之间。

优选的，天平连接面与天平配合面长度不小于10mm。

优选的，支杆连接面与支杆配合面长度不小于10mm。

优选的，所述的简谐运动传递装置包括滚转传动杆、前滚针轴承、中滚针轴承、后支撑轴承。

优选的，滚转传动杆通过前滚针轴承、中滚针轴承、后支撑轴承支撑在支杆内腔，滚转传动杆后端分别连接运动转换装置、简谐运动角度测量装置。

优选的，前滚针轴承与中滚针轴承之间距离小于300mm，中滚针轴承与后支撑轴承之间距离小于250mm。

优选的，前滚针轴承配合面长度不小于20mm，中滚针轴承配合面长度不小于20mm，后支撑轴承配合面长度不小于15mm。

优选的，所述的简谐运动角度测量装置由滚转铰链组成，滚转铰链包括运动传递连接锥、水平梁、垂直梁、铰链固支锥。

优选的，滚转铰链中水平梁和垂直梁各一对，二者垂直分布且尺寸相等。

优选的，滚转铰链中垂直梁厚度e范围0.8mm～1.6mm，水平梁宽度f范围5mm～7mm，二者长度范围25mm～35mm。

本发明与现有技术相比的优点在于：

高速飞翼飞行器由于跨速域飞行，气动载荷变化剧烈，并且横侧向与纵向载荷不匹配，现有强迫振动试验装置无法满足对其动导数的精确测量。高速飞翼飞行器外形特点限制了其试验模型内部空间大小，要在有限的空间内完成高速飞翼模型动导数试验装置的研制，对信号测量、运动传递、运动转换都有更高的要求，现有的动导数试验装置在尺寸、载荷设计、运动传递上均很难满足高速飞翼模型动导数试验，因此对动导数试验装置的设计提出了更加苛刻的要求。本发明针对高速飞翼模型的上述难点，在信号测量、运动传递等方面进行了优化设计，研制出高承载加强梁、简谐运动传递装置和简谐运动角度测量装置，并应用于某高速飞翼模型的动导数风洞试验，高精准度的获取了其滚转动导数参数。

本发明研制的加强梁安装于动态天平和支杆之间，能够在保证滚转简谐运动传递的同时提高动态天平和支杆之间的刚度，在高速飞翼模型大载荷工况下，尽量减小动态天平和支杆之间的相对变形量，提高传递到动态天平上简谐运动曲线的平稳度和光滑的，进而提高动导数的测量精准度。

本发明研制的简谐运动传递装置通过前、中、后三个支点分别布置三个长尺寸轴承，通过优化设计，在有限的支杆内腔均布三个支点位置，尽可能减小变形，同时提高刚度，保证简谐运动的准确传递，提高对动导数的测量精准度。

本发明研制的简谐运动角度测量元件布置与支杆后端，采用优化设计的四组等间距分布梁形式，保证角度变形的均匀传递和动态角度信号的精确测量，简谐运动角度测量元件还能抵抗大载荷引起的测量元件的变形，提高对动导数的测量精准度。

本发明研制的刚性支撑装置采用优化设计，在保证支杆前段直径小于38mm的情况下，能够满足最大10000n法向力的载荷。

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五分量动态天平示意图；

图3为根据本发明的实施例的加强铰链示意图；

图4为根据本发明的实施例的支杆示意图；

图5为根据本发明的实施例的滚转传动杆示意图；

图6为根据本发明的实施例的滚转铰链示意图；

图7为根据本发明的实施例的倒流锥示意图；

图8为根据本发明的实施例的偏心中轴示意图；

图9为根据本发明的实施例的摆动筒示意图；

图10为根据本发明的实施例的偏心轴示意图；

图11为根据本发明的实施例的中轴示意图；

图12为根据本发明的实施例的拐头示意图；

图13为根据本发明的实施例的采集到的滚转力矩信号和滚转角位移信号。

具体实施方式

下面结合附图1-13详细描述本发明的实施例。

一种用于高速飞翼模型大攻角下的滚转强迫振动动导数试验装置，如图1所示包括：高速飞翼模型1、五分量动态天平2(图2)、加强铰链3、天平连接楔4、天平连接键5、滚转传动杆6、前滚针轴承7、滚转支杆8、中滚针轴承挡圈9、中滚针轴承10、倒流锥11、倒流锥螺钉12、支杆连接楔13、支杆连接键14、后支撑轴承挡圈15、后支撑轴承16、偏心中轴17、摆动筒连接楔18、摆动筒连接键19、摆动筒20、中轴21、10°拐头22、驱动电机25、减速器26、联轴器27、偏心轴28、轴承7005c外挡圈29、轴承7005c外挡圈螺钉30、轴承7005c内挡圈31、轴承7005c32、偏心中轴连接键33、偏心中轴连接楔34、滚转铰链35、滚转铰链后连接键36、滚转铰链后连接楔37、驱动轴承38、滚转铰链前连接键39、滚转铰链前连接楔40。

如图4、7、8、11、12所示的部件组成刚性支撑装置，支撑整个试验机构，10°拐头12的尾端直接安装在风洞弯刀臂上；电机驱动装置安装在中轴11的尾部。

如图9、10所示的部件及轴承7005c32、驱动轴承38组成了运动转换装置，把连续旋转运动转换为需要的简谐运动，通过简谐运动角度测量装置测量简谐运动的角度时间历程。

如图5所示的滚转传动杆及后前滚针轴承7、中滚针轴承10、支撑轴承16组成简谐运动传递装置，把运动传递到五分量动态载荷测量装置上，动导数试验模型安装在五分量动态载荷测量装置上，由五分量动态载荷测量装置简谐运动过程中试验模型受到的动态载荷；对测量的动态载荷时间历程和简谐运动角度时间历程进行信号处理，进而可得到需要的动导数数值。

如图3所示的加强铰链3包括天平连接面51、下加强梁组52、上加强梁组53、支杆连接面54，天平连接面51通过四个螺钉安装在五分量动态天平2的尾部，支杆连接面54通过四个螺钉安装在滚转支杆8前端面。

加强铰链3的加强梁组52和上加强梁组53对称分布，且二者梁数量均为5个，长度厚度高度均相等。其中梁的长度为30mm，梁的厚度a为0.8mm，梁的高度b为4mm。每组梁中相邻梁之间夹角d为10°。

天平连接面51与天平配合面长度为10mm，支杆连接面54与支杆配合面长度为10mm。

滚转传动杆6通过前滚针轴承7、中滚针轴承10、后支撑轴承16支撑在支杆内腔，滚转传动杆6后端分别连接运动转换装置、简谐运动角度测量装置。

前滚针轴承7与中滚针轴承10之间距离为260mm，中滚针轴承10与后支撑轴承16之间距离为220mm。前滚针轴承7配合面长度为22mm，中滚针轴承10配合面长度为22mm，后支撑轴承16配合面长度为15mm。

如图6所示，简谐运动角度测量装置由滚转铰链35组成，滚转铰链35包括运动传递连接锥61、水平梁62、垂直梁63、铰链固支锥64。

滚转铰链35后端通过滚转铰链后连接键36、滚转铰链后连接楔37安装在偏心中轴17内腔，前端通过滚转铰链前连接键39、滚转铰链前连接楔40安装在滚转传动杆6后端内腔，通过简谐运动转换装置实现滚转铰链35前端相对后端的简谐运动，通过梁上应变片可以测量到简谐运动角度时间历程。

滚转铰链35中水平梁62和垂直梁63各一对，二者垂直分布且尺寸相等，梁厚度e取值1.2mm，水平梁宽度f取值5mm，梁长度为30mm。

试验过程中五分量动态天平2测量试验模型做简谐运动时模型受到的气动力和力矩，同时滚转铰链35同步测量角位移信号，通过数据采集系统采集到五分量动态天平信号和滚转铰链信号，进而进行相应的数据处理就可以得到相应的滚转动稳定导数。

实施例

在使用本发明的用于高速飞翼模型大攻角下滚转强迫振动动导数试验装置进行试验时，该装置的10°拐头安装在风洞弯刀上，信号测量装置前端和飞翼模型连接在一起，试验模型的理论质心和信号测量装置的旋转线重合，通过电机控制系统控制电机驱动装置做指定频率的转动，通过偏心轴28调节振幅，从而使模型做指定频率和振幅的简谐运动。试验时同步测量信号测量装置的力、力矩信号及角位移信号，通过对两路信号采用相应的处理，就可以得到相应的动稳定导数。

整套试验机构尺寸总长约1800mm，滚转支杆8的前端直径为38mm，电机驱动装置最大外径130mm，整套机构可以实现滚转振动角度±1°～±3°，通过调节电机驱动装置的转速，最大可以做的振动频率16hz。如图13所示，为试验马赫数0.6时，攻角30°工况下，滚转强迫振动时采集到的原始信号和滤波处理后信号，采集到的角位移信号为-2.1°-2.1°，振动频率为12hz，滚转力矩变化范围为-9.8n.m-9.8n.m。

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。