一种用于风洞试验的可变形飞行器系统模型的制作方法

1.本发明属于高超声速风洞试验技术领域，尤其涉及一种用于风洞试验的可变形飞行器系统模型。


背景技术：

2.传统固定构型飞行器通常是采用定设计点设计，只能够在一定的飞行剖面中保持高性能的飞行，但是超出设计点后飞行性能急剧下降，甚至可能带来飞行器失控的风险。可变形飞行器则是融合不同构型飞行器气动外形特点，根据飞行环境的变化主动改变气动外形，大幅度提高全任务飞行能力，在不同流态下实现最佳飞行性能。可变形飞行器的发展已经成为未来飞行器性能突破的重要途径，也引起国内外众多学者的关注。
3.常见的飞行器变形方式主要是折叠翼和翻转翼，一方面折叠/翻转翼变形原理相对简单，另一方面机翼增大效果明显，对于上述两类变形器已经开展了广泛研究。目前国内外可变形飞行器的研究主要集中在翼面变形机构模拟设计、计算机数值仿真分析以及不同构型定常结构分析方向。常见的翼面变形机构包含一字型折叠翼、“z型”折叠翼、剪刀式变形翼、水平嵌入式变形翼等。利用计算机仿真分析技术，发现可变形飞行器其可以显著提升飞行器整体性能。同时针对飞行器形变过程，对于翼面变形方向、变形稳定性、挠度分析、翼面运动时间、质量布局等关键参数展开了积极探索。为了更好的评估可变形飞行器实际变形效果，采取了地面风洞试验的方式进行验证分析：对可变形飞行器模型不同构型定常结构进行风洞测力试验，研究了模型在不同攻角、折叠方式、ma数、滚转角条件下的气动特性，试验结果表明风洞试验结果与计算仿真结果吻合性良好，可变形飞行器具备优良的气动性能。
4.但是，目前对于可变形飞行器变形过程动态气动特性的研究较为欠缺。由于飞行器需要进行大尺度外形变化，一方面，飞行器无法避免地会出现外形面间断、连接缝隙等局部结构，另一方面，流场状态发生相应改变，上述现象的存在导致可变形飞行器气动特性和环境载荷十分复杂。所以现有可变形飞行器存在的问题是：无法利用地面风洞试验手段，对可变形飞行器同时进行气动参数测量和外形大尺度变化；高超声速风洞温度较高，难以用试验手段验证高马赫数飞行器变形效果；可变形飞行器内部空间有限，无法同时容纳翼面传动系统和天平测量系统，并且难以避免两个系统之间的内部干扰。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于风洞试验的可变形飞行器系统模型，可以在小型飞行器内同时容纳翼面传动系统和天平测量系统，解决了翼面传动系统对于天平测量系统的干扰难题，实现了可变形飞行器气动力的精准测量。
6.本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种用于风洞试验的可变形飞行器系统模型，包括：飞行器主体结构模型、外接支杆结构、天平测量系统、翼面传动系统和飞行器内部隔板；其中，所述外接支杆结构的一端与所述飞行器主体结构模型的尾端相连接，所述外
接支杆结构的另一端与攻角机构相连接；所述天平测量系统和所述翼面传动系统设置于所述飞行器主体结构模型的内部的后端；所述天平测量系统位于所述翼面传动系统的上部，所述天平测量系统与所述翼面传动系统之间设置有飞行器内部隔板。
7.上述用于风洞试验的可变形飞行器系统模型中，根据模型阻塞度得到可变形飞行器系统模型的缩比。
8.上述用于风洞试验的可变形飞行器系统模型中，可变形飞行器系统模型的缩比通过如下公式得到：
9.ε＝k[1-q(λ)/σ]；
[0010]
q(λ)＝am/a
t
；
[0011]
其中，am是风洞第一喉道横截面积；q(λ)是气体动力学函数；λ为气体波长；σ为超声速正激波总压恢复系数；k为常数。
[0012]
上述用于风洞试验的可变形飞行器系统模型中，常数k＝0.25～0.40。
[0013]
上述用于风洞试验的可变形飞行器系统模型中，可变形飞行器系统模型尺寸为：
[0014]vt
＝v
·
ε；
[0015]
式中，v
t
是可变形飞行器系统模型尺寸，v是飞行器体积，ε为可变形飞行器系统模型的缩比。
[0016]
上述用于风洞试验的可变形飞行器系统模型中，根据可变形飞行器系统模型的尺寸得到可变形飞行器系统模型的内部空间，其中，可变形飞行器系统模型的内部空间计算公式如下：
[0017]vi
＝v
t
·
n；
[0018]
式中，vi是可变形飞行器系统模型的内部空间；n为常数。
[0019]
上述用于风洞试验的可变形飞行器系统模型中，根据可变形飞行器系统模型的内部空间得到天平测量系统的内部空间和翼面传动系统的内部空间，其中，天平测量系统的内部空间和翼面传动系统的内部空间的计算公式如下：
[0020]vi
＝(v
i1
+v
i2
)/m；
[0021][0022]
式中，v
i1
是翼面传动系统的内部空间；m为常数；v
i2
是天平测量系统的内部空间；d是外接支杆结构的直径；r为常数。
[0023]
上述用于风洞试验的可变形飞行器系统模型中，所述天平测量系统包括拔紧螺钉、隔热锥套、天平和天平测量系统密封盖；其中，所述天平的一端套设有所述隔热锥套；所述飞行器主体结构模型的内部件通过所述拔紧螺钉与套设有所述隔热锥套的所述天平的一端相连接；所述天平测量系统密封盖通过螺钉与飞行器主体结构模型的尾端相连接。
[0024]
上述用于风洞试验的可变形飞行器系统模型中，所述天平测量系统还包括压紧垫片和隔热垫片；其中，所述压紧垫片和所述隔热垫片均套设于所述拔紧螺钉的外表面；所述压紧垫片和所述隔热垫片均位于所述飞行器主体结构模型的内部件与所述天平的一端之间，所述压紧垫片与所述飞行器主体结构模型的内部件相接触，所述隔热垫片与所述天平的一端相接触。
[0025]
上述用于风洞试验的可变形飞行器系统模型中，所述翼面传动系统包括电机、电机隔热套、滑块、翼面传动系统密封盖、电机线槽、电机固定盖、连杆和翼面；其中，所述电机
隔热套的外径与飞行器主体结构的内壁配合，所述电机隔热套的内径与所述电机的外径配合；所述电机固定盖与电机的一端相连接；所述滑块套设于所述电机的输出轴的外表面；所述连杆的一端与所述滑块通过销子连接，所述连杆的另一端与所述翼面通过销子连接；所述翼面传动系统密封盖通过螺钉与所述飞行器主体结构模型的尾端相连接。
[0026]
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
[0027]
(1)本发明充分利用飞行器内部空间，可以在小型飞行器内同时容纳翼面传动系统和天平测量系统；
[0028]
(2)本发明将翼面传动系统进行密封设计，防止杂质进入系统内从而出现翼面运动卡塞的情况；
[0029]
(3)本发明解决了翼面传动系统对于天平测量系统的干扰难题，实现了可变形飞行器气动力的精准测量；
[0030]
(4)本发明避免了高温气体对于天平测量系统的温度效应影响。
附图说明
[0031]
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
[0032]
图1是本发明实施例提供的可变形飞行器高超声速风洞试验方法示意图；
[0033]
图2是本发明实施例提供的用于风洞试验的可变形飞行器系统模型的结构示意图；
[0034]
图3是本发明实施例提供的用于风洞试验的可变形飞行器系统模型的另一结构示意图；
[0035]
图4是本发明实施例提供的翼面传动系统和天平测量系统示意图；
[0036]
图5是本发明实施例提供的翼面传动系统和天平测量系统的另一示意图；
[0037]
图6是本发明实施例提供的翼面传动系统中电机固定盖结构示意图；
[0038]
图7是本发明实施例提供的天平传动系统密封盖结构示意图；
[0039]
图8是本发明实施例提供的翼面传动系统密封盖结构示意图。
具体实施方式
[0040]
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0041]
图1是本发明实施例提供的可变形飞行器高超声速风洞试验方法示意图；图2是本发明实施例提供的用于风洞试验的可变形飞行器系统模型的结构示意图；图3是本发明实施例提供的用于风洞试验的可变形飞行器系统模型的另一结构示意图。如图1、图2和图3所示，该用于风洞试验的可变形飞行器系统模型包括：飞行器主体结构模型1、外接支杆结构2、天平测量系统3、翼面传动系统4和飞行器内部隔板5。其中，
[0042]
外接支杆结构2的一端与飞行器主体结构模型1的尾端相连接，外接支杆结构2的另一端与攻角机构相连接；天平测量系统3和翼面传动系统4设置于飞行器主体结构模型1的内部的后端；天平测量系统3位于翼面传动系统4的上部，天平测量系统3与翼面传动系统4之间设置有飞行器内部隔板5。
[0043]
由于实际可变形飞行器尺寸偏大，而且高超声速风洞由于结构的原因普遍尺寸较小，所以可变形飞行器无法直接用于风洞试验，必须进行缩比处理。风洞试验中对于模型尺寸限制的主要参数是模型阻塞度，根据实际情况设计可变形飞行器模型缩比，在确定缩比后，也就确定了模型尺寸。在此基础上，对于模型内部空间尺寸有了量化的分析，因此可以根据内腔尺寸的大小对于天平测量系统和翼面传动系统进行设计布局。进一步，在确定模型内部空间系统布局后，可以精确的计算两个分系统可利用空间。最终根据已有的尺寸信息结合可变形飞行器模型实际试验需求选用合适的测量天平和试验电机。
[0044]
具体的，根据模型阻塞度得到可变形飞行器系统模型的缩比，根据可变形飞行器系统模型的缩比得到可变形飞行器系统模型的尺寸。
[0045]
可变形飞行器系统模型的缩比通过如下公式得到：
[0046]
ε＝k[1-q(λ)/σ]；
[0047]
q(λ)＝am/a
t
；
[0048]
其中，am是风洞第一喉道横截面积；q(λ)是气体动力学函数，可由气流函数表中查出；λ为气体波长；σ为超声速正激波总压恢复系数；k为常数，通常k＝0.25～0.40。
[0049]
可变形飞行器系统模型尺寸为：
[0050]vt
＝v
·
ε；
[0051]
式中，v
t
是可变形飞行器系统模型尺寸，v是飞行器体积，ε为可变形飞行器系统模型的缩比。
[0052]
根据可变形飞行器系统模型的尺寸得到可变形飞行器系统模型的内部空间。
[0053]
可变形飞行器系统模型的内部空间的计算公式如下：
[0054]vi
＝v
t
·
n；
[0055]
式中，vi是可变形飞行器模型内部空间；n为常数，与模型外形有关，通常n＝0.5～0.8。
[0056]
根据可变形飞行器系统模型的内部空间得到天平测量系统3和翼面传动系统4两个系统的利用空间。
[0057]
天平测量系统3和翼面传动系统4两个系统的利用空间的计算公式如下：
[0058]vi
＝(v
i1
+v
i2
)/m；
[0059][0060]
式中，v
i1
是翼面传动系统内部空间；m为常数，与模型外形有关，通常m＝0.9～0.95；v
i2
是天平测量系统内部空间；d是模型支杆直径；r为常数，与模型外形有关，通常r＝1～2。
[0061]
图2和图3展示了用于风洞试验的可变形飞行器系统模型的示意图。飞行器主体结构模型1用以实现飞行器翼面变形等功能，同时提供足够的内部空间容纳天平测量系统和翼面传动系统。外接支杆结构2实现飞行器的支撑功能。天平测量系统3用以实现风洞中飞行器的气动系数的测量。翼面传动系统4用以实现风洞试验中飞行器翼面的变形。飞行器内
部隔板5作用是隔开翼面传动系统和天平测量系统，避免两个系统之间的相互干扰。
[0062]
如图4和图5所示，天平测量系统3包括拔紧螺钉3-1、压紧垫片3-2、隔热垫片3-3、隔热锥套3-4、天平3-5和天平测量系统密封盖3-6；其中，
[0063]
天平3-5的一端套设有隔热锥套3-4；飞行器主体结构模型1的内部件通过拔紧螺钉3-1与套设有隔热锥套3-4的天平3-5的一端相连接；天平测量系统密封盖3-6通过螺钉与飞行器主体结构模型1的尾端相连接；压紧垫片3-2和隔热垫片3-3均套设于拔紧螺钉3-1的外表面；压紧垫片3-2和隔热垫片3-3均位于飞行器主体结构模型1的内部件与天平3-5的一端之间，压紧垫片3-2与飞行器主体结构模型1的内部件相接触，隔热垫片3-3与天平3-5的一端相接触。
[0064]
拔紧螺钉3-1，拔紧螺钉和天平系统配合，从而实现天平和可变形飞行器的连接。同时，压紧垫片3-2的存在，增大了接触面积，使得二者的连接更为紧密。
[0065]
隔热垫片3-3、隔热锥套3-4，材料均为玻璃钢材质，主要作用是隔开天平和飞行器结构，避免二者直接接触，阻止了热直接从飞行器结构传递到天平，从而避免了温度对于系统的干扰。
[0066]
天平3-5，可变形飞行器气动系数测量的主要元部件。
[0067]
天平测量系统密封盖3-6，结构如图7所示，主要作用是防止风洞试验中高温高压气体直接与天平接触。同时密封盖上开有支杆孔和电机线孔，主要作用是便于电机线和支杆的引出。
[0068]
如图4和图5所示，翼面传动系统4包括电机4-1、电机隔热套4-2、滑块4-3、翼面传动系统密封盖4-4、电机线槽4-5、电机固定盖4-6、连杆4-7和翼面4-8；其中，
[0069]
电机隔热套4-2的外径与飞行器主体结构的内壁配合，电机隔热套4-2的内径与电机4-1的外径配合；电机固定盖4-6与电机4-1的一端相连接；滑块4-3套设于电机4-1的输出轴的外表面；连杆4-7的一端与滑块4-3通过销子连接，连杆4-7的另一端与翼面4-8通过销子连接；翼面传动系统密封盖4-4通过螺钉与飞行器主体结构模型1的尾端相连接
[0070]
电机4-1、滑块4-3、连杆4-7和翼面4-8，翼面运动的主要零部件，主要作用是实现翼面的运动。
[0071]
电机隔热套4-2，材料为玻璃钢材质，主要作用是隔开电机和飞行器结构，从而实现隔热的目的，避免电机因为温度过高而失效的情况。
[0072]
翼面传动系统密封盖4-4，如图8所示，隔离翼面传动系统和外界环境，一方面可以避免高温高压气体对于电机的影响，另一方面防止外来杂质进入系统内，从而出现系统卡死的情况。
[0073]
电机固定盖4-6，如图6所示，将电机固定在可变形飞行器结构的部件。
[0074]
由于电机采取倒置的方式固定在飞行器结构内部，所以电机线的引出至关重要。电机线槽4-5是与电机轴线平行开的槽孔，主要作用是电机线引出的作用。电机线从电机线槽4-5引出，然后引入至天平测量系统腔内，最终从天平系统密封盖的电机线孔处导出到外界环境。
[0075]
本发明根据高超声速风洞阻塞比要求确定可变形飞行器真实外形和风洞模型的缩放比例，从而确定可变形飞行器模型的大小，根据飞行器模型的大小对翼面传动系统和天平测量系统进行布局，随后结合需求选用合适尺寸的测量天平和传动电机。在可变形飞
行器结构内部，天平测量系统和翼面传动系统上下布局，中间通过隔板隔开，从而避免了传动系统对于气动力的测量干扰。为了减小温度效应对于天平测量系统和翼面传动系统的干扰，提出了下列方法：对于天平测量系统，设计隔热锥套，避免热能从模型直接传递到天平；对于翼面传动系统，设计隔热电机圆筒，避免电机因为高温而失效。同时，天平测量系统和翼面传动系统均设计有密封盖，防止外界气流、杂质直接影响可变形飞行器内部系统。
[0076]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。