一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置的制作方法

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1.本发明涉及航空航天测力实验气动力测量技术领域，更具体的说，本发明涉及一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置。

背景技术：

2.飞行器在空中机动飞行时，姿态角的快速变换，导致气动特性呈现复杂的非线性、非定常变化规律，严重制约飞控系统设计，甚至危及飞行安全。为了研究飞行器的动态气动特性，国内外空气动力研究机构在不同风洞中建立了多样化的试验技术，核心是基于流动相似理论模拟飞行器的机动运动，通过天平、传感器等测量设备获取气动参数。飞行器的机动运动可简化分为俯仰或偏航（相对俯仰模型转动调节90
°
）、滚转及平移四个通道，飞行器机动过程中，其表面上的每一个质点会存在与大气来流相同方向和垂直于大气来流方向的相对运动，其速度矢量见附图2。以俯仰运动为例，此时，飞行器的机动运动可等效于俯仰和垂直于来流方向的平移运动，飞行器的动态气动特性将是两种运动状态下的耦合结果。现有飞行器的控制系统设计是将飞行器视为可控的飞行质点，基于六自由度控制方程给出的程序设计方法。对于这种耦合的气动力、力矩只能通过工程经验进行拆分使用，往往带来难以估计的误差，造成极大的飞行风险。
3.近年来，高速射流风洞的出现，为高速飞行器动态气动特性研究提供了非常好的平台。尤其是大型射流风洞的试验仓空间宽大，动态试验机构的安装、调试与风洞试验极为便利。高速风洞与低速风洞相比，最大的不足在于其试验段空间狭小，飞行器机动运动模拟的设备设计、安装与使用都存在极大的困难。鉴于此种情况，高速风洞动态试验装置，比较常见的有快速拉起试验装置、俯仰运动以及俯仰与滚转耦合运动试验装置等，可有效模拟飞行器的机动运动过程，但不能对飞行器机动运动过程中的气动参数进行解耦测量。飞行器模型俯仰或偏航（相对俯仰模型转90
°
）机动运动的解耦模拟与动态气动参数的分解测量，可为飞行器控制系统设计提供更为精准的试验数据。因此如何实现飞行器机动运动过程中的气动参数进行解耦测量，是本技术领域人员待解决的问题。

技术实现要素：

4.本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
5.为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，包括水平安装平台，以及固定设置在所述水平安装平台上的平移机构；所述平移机构传动连接有转动机构，且所述平移机构还连接有线位移测量组件；用于带动飞行器模型角位移的转动转换机构，其与所述转动机构传动连接，且所述转动转换机构内设置有角位移测量组件；用于连接飞行器模型的气动力测量组件，其与所述转动转换机构固定连接。
6.优选的是，其中，所述平移机构包括：第一驱动电机，其固定连接在所述水平安装平台上，且所述第一驱动电机传动连接有减速机，所述减速机通过联轴器固定连接有第一偏心轮；固定支座，其设置为筒体结构，所述固定支座与所述水平安装平台固定连接，且所述固定支座上贯通连接有外部套筒；平移中心轴，其通过多个含油轴承与所述外部套筒滑动连接，且所述平移中心轴的一端与所述转动机构固定连接；传动连杆，其一端部与所述平移中心轴的另一端铰接，所述传动连杆的另一端部与所述第一偏心轮的偏心轴铰接。
7.优选的是，其中，所述转动机构包括：滚转筒，其外部一侧与所平移中心轴固定连接；滚转中心轴，其通过多个滚动轴承与所述滚转筒可转动连接；第二驱动电机，其与所述滚转中心轴的一端传动连接；第二偏心轮，其与所述滚转中心轴的另一端固定连接；轴承，其内环与所述第二偏心轮的偏心轴固定连接，且所述轴承的外环两侧设置为滑动平面，所述轴承与所述转动转换机构滑动连接。
8.优选的是，其中，所述转动转换机构包括：第一u形臂，其开口端与所述滚转筒的末端固定连接，且所述第一u形臂的闭口端与所述角位移测量组件的一端固定连接；第二u形臂，其开口端与所述角位移测量组件的另一端固定连接，且所述第一u形臂的闭口端位于所述第二u形臂的开口端内，所述第二u形臂的闭口端与所述气动力测量组件固定连接；力矩平衡杆，其顶部与所述第二u形臂固定连接，且所述力矩平衡杆的底部贯通开设有滑槽，所述轴承的外环通过所述滑动平面与所述滑槽滑动连接。
9.优选的是，其中，所述角位移测量组件包括：x角位移天平，其位于所述第一u形臂与所述第二u形臂之间；第一锥形座，其与所述x角位移天平的一端固定连接，且所述第一锥形座与所述第一u形臂的闭口端卡梢连接；第二锥形座，其与所述x角位移天平的另一端固定连接，且所述第二锥形座与所述第二u形臂的开口端卡梢连接。
10.优选的是，其中，所述线位移测量组件包括：拉杆式电位计，其与所述固定支座固定连接；连接臂，其一端与所述平移中心轴固定连接，所述连接臂的另一端与所拉杆式电位计的检测端固定连接。
11.优选的是，其中，所述气动力测量组件包括：力矩天平，其一端与所述第二u形臂的闭口端固定连接；用于连接飞行器模型的安装座，其与所述力矩天平的另一端固定连接。
12.优选的是，其中，所述平移机构、转动机构、转动转换机构和气动力测量组件呈z字形布局。
13.本发明至少包括以下有益效果：其一，本发明，可以实现模型俯仰或偏航机动运动的解耦模拟与动态气动参数的分解测量，可为飞行器控制系统设计提供更为精准的试验数据。本发明充分利用了射流风洞试验仓的空间，在试验流场外边界布置机构支撑装置，运动模拟装置则就近安装在中心流场附近，试验模型和天平通过最短的支撑放置在中心流场中，这种安装布置的优点在于提高了传动的效率，同时降低了装置体积大对流场的干扰，提高了测试的准确性。对于飞机一类的飞行器而言，动态气动特性更为复杂，本发明将为其提供更好的研究技术基础和装备，发展了飞行器机动运动风洞模拟试验装置设计思想，突破了传统单自由度运动模拟方式，为机动过程中耦合运动气动特性的解耦测量提供了解决方案。
14.其二、本发明采用两个电机作为驱动控制系统，实现的两种运动叠加，巧妙的解决了俯仰或偏航机动运动过程中平移运动的补偿，从而实现了两种运动的解耦测量。同时，双电机控制简洁、经济、高效，解决了传统液压、电磁等系统复杂、操作困难等问题，可广泛应用于风洞飞行器动态试验装置研制中，具有良好的实用性和推广价值。
15.其三，本发明，采用“z”字形水平布置以及双电机驱动系统，“z”字形水平布置降低了装置平移运动惯量影响，具有保障结构稳定性、保障传动效果的有利之处。
16.本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
17.图1为本发明的结构示意图。
18.图2为本发明的飞行器模型机动运动速度矢量图。
19.图3为本发明的结构分布示意图。
20.图4为本发明的平移机构结构示意图。
21.图5为本发明的含油轴承连接示意图。
22.图6为本发明的转动机构剖视图。
23.图7为本发明的转动转换机构结构示意图。
24.图8为本发明的转动转换机构剖视图。
25.图9为本发明的力矩平衡杆连接示意图。
26.图10为本发明的线位移测量组件连接示意图。
具体实施方式
27.下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不排除一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。需要说明的是，在本发明的描述中，术语指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，并不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“套设/接”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可
拆卸连接，或一体地连接，可以是机械连接，也可以是电连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通，对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。此外，在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
28.图1示出了本发明的一种实现形式，其中包括水平安装平台1，以及固定设置在所述水平安装平台1上的平移机构2，其特征在于：所述平移机构2传动连接有转动机构3，且所述平移机构2还连接有线位移测量组件21；用于带动飞行器模型4角位移的转动转换机构5，其与所述转动机构3传动连接，且所述转动转换机构5内设置有角位移测量组件51；用于连接飞行器模型4的气动力测量组件6，其与所述转动转换机构5固定连接。
29.工作原理：在进行试验之前，根据试验需求，将飞行器模型4沿其轴心调整至水平或垂直后与气动力测量组件6进行连接，以此确定飞行器模型4在试验过程中做仰俯运动或偏航运动；在进行试验时，平移机构2与转动机构3相位同步启动，通过角位移测量组件51的角位移反馈和线位移测量组件21的线位移反馈，实现飞行器模型4机动运动的同相位控制；平移机构2通过转动机构3、转动转换机构5、气动力测量组件6，实现了飞行器模型4在风洞来流条件下的平移机动运动，并通过线位移测量组件21同步反馈飞行器模型4的线位移参数；同时转动机构3通过转动转换机构5，将连续旋转转换为飞行器模型4的周期性形正弦简谐振动，从而实现了飞行器模型4在风洞来流条件下的俯仰或偏航机动运动，并通过角位移测量组件51同步反馈飞行器模型4的角位移参数；并且通过气动力测量组件6同步反馈飞行器模型4受到的气动力参数；因此在平移机构2与转动机构3相位同步启动时，通过角位移参数，可得知飞行器模型4的俯仰或偏航机动运动的振动频率和振幅，通过线位移参数可得知飞行器模型4平移机动运动的振幅和振动频率，从而通过俯仰或偏航机动运动的振幅和振动频率以及来流的速度，可以换算出由于俯仰或偏航转动导致的飞行器模型4迎角增量，其公式如下：其中表示迎角增量；表示在风洞来流条件下飞行器模型4垂直于来流方向的运动速度；表示风洞的来流速度；表示在风洞来流条件下飞行器模型4俯仰或偏航运动的振动频率；a表示在风洞来流条件下飞行器模型4俯仰或偏航运动的振幅；t表示时间；以此迎角增量为依据确定平移机构2需要的控制参数，以此调控飞行器模型4平移
机动运动的振幅和振动频率；在这种技术方案中，通过叠加飞行器模型4俯仰或偏航的偏转运动和飞行器模型4的平移运动，实现飞行器模型4在风洞来流条件下偏转和平移两种运动的解耦模拟，获得了飞行器模型4耦合气动参数的分解测量结果，具有实现解耦测量、提升测量准确性、增强适用性的有益效果。
30.如上述方案中，所述平移机构2（如图4所示）包括：第一驱动电机22，其固定连接在所述水平安装平台1上，且所述第一驱动电机22传动连接有减速机23，所述减速机23通过联轴器固定连接有第一偏心轮24；固定支座25，其设置为筒体结构，所述固定支座25与所述水平安装平台1固定连接，且所述固定支座25上贯通连接有外部套筒26；平移中心轴27，其通过多个含油轴承261与所述外部套筒26滑动连接（如图5所示），且所述平移中心轴27的一端与所述转动机构3固定连接；传动连杆28，其一端部与所述平移中心轴27的另一端铰接，所述传动连杆28的另一端部与所述第一偏心轮24的偏心轴铰接。
31.工作原理：第一驱动电机22提供了飞行器模型4平移运动的动力输出，减速机23作为力矩放大部件提高平移运动的可靠性，在第一驱动电机22启动时，通过减速机23带动第一偏心轮24进行转动，偏心轮24再通过传动连杆28带动平移中心轴27，使得平移中心轴27在外部套筒26内伸缩往复运动，从而平移中心轴27通过转动机构3带动飞行器模型4做平移运动，第一偏心轮24的偏心距决定了平移机动运动的振幅，第一驱动电机22的转动速度决定了平移机动运动的频率，采用这种方式具有保障结构稳定性、保障传动效果、便于调控的有利之处。
32.如上述方案中，所述转动机构3（如图6所示）包括：滚转筒31，其外部一侧与所平移中心轴27固定连接；滚转中心轴32，其通过多个滚动轴承311与所述滚转筒31可转动连接；第二驱动电机33，其与所述滚转中心轴32的一端传动连接；第二偏心轮34，其与所述滚转中心轴32的另一端固定连接；轴承35，其内环与所述第二偏心轮34的偏心轴固定连接，且所述轴承35的外环两侧设置为滑动平面，所述轴承35与所述转动转换机构5滑动连接。
33.工作原理：在第二驱动电机33启动时，滚转中心轴32带动第二偏心轮34进行转动，第二偏心轮34带动轴承35做偏心位移运动，从而通过轴承35与转动转换机构5的滑动连接，将滚转中心轴32的连续旋转转换为飞行器模型4的周期性正弦简谐振动，从而实现飞行器模型4在风洞有来流条件下的俯仰或偏航机动运动的模拟，第二偏心轮34的偏心距决定了飞行器模型4仰俯或偏航运动的振幅，第二驱动电机33的转动速度决定了飞行器模型4仰俯或偏航运动的振动频率，采用这种方式具有保障结构稳定性、保障传动效果、便于调控的有利之处。
34.如上述方案中，所述转动转换机构5（如图7、图8所示）包括：第一u形臂52，其开口端与所述滚转筒31的末端固定连接，且所述第一u形臂52的闭口端与所述角位移测量组件51的一端固定连接；第二u形臂53，其开口端与所述角位移测量组件51的另一端固定连接，且所述第一
u形臂52的闭口端位于所述第二u形臂53的开口端内，所述第二u形臂53的闭口端与所述气动力测量组件6固定连接；力矩平衡杆54，如图9所示其顶部与所述第二u形臂53固定连接，且所述力矩平衡杆54的底部贯通开设有滑槽541，所述轴承35的外环通过所述滑动平面与所述滑槽541滑动连接。
35.工作原理：在第二偏心轮34带动轴承35做偏心位移运动时，通过轴承35外环两侧的滑动平面与力矩平衡杆54的滑动连接，随轴承35的偏心位移，轴承35的垂直方向位移转换为滑动平面在滑槽541内的滑动，轴承35的水平方向位移转换为滑动平面带动力矩平衡杆54做偏转运动，从而力矩平衡杆54通过第二u形臂53带动气动力测量组件6做偏转运动，以此实现飞行器模型4的仰俯或偏航机动运动的模拟，并且通过将角位移测量组件51连接在第一u形臂52与第二u形臂53之间，使得角位移测量组件51能够测量飞行器模型4仰俯或偏航机动运动的角位移，同时限制第二u形臂53的活动位置，以保障第二偏心轮35对力矩平衡杆54的传动效果。
36.如上述方案中，所述角位移测量组件51（如图8所示）包括：x角位移天平511，其位于所述第一u形臂52与所述第二u形臂53之间；第一锥形座512，其与所述x角位移天平511的一端固定连接，且所述第一锥形座512与所述第一u形臂的闭口端52卡梢连接；第二锥形座513，其与所述x角位移天平511的另一端固定连接，且所述第二锥形座513与所述第二u形臂的开口端53卡梢连接。
37.工作原理：x角位移天平511由多个弹性梁呈x状交错连接设置在两个支座上构成，且各弹性梁上均连接有应力片，通过应力片对弹性梁的应力测量换算出角位移（x角位移天平511为现有技术，此处不做过多叙述）；在飞行器模型4仰俯或偏航机动运动过程中，第二锥形座513随第二u形臂53进行偏转运动，使得第二锥形座513带动x角位移天平511进行弹性变化，从而实现对飞行器模型4仰俯或偏航机动运动过程中的角位移测量，并且通过第一锥形座512与第一u形臂52卡梢连接，以及第二锥形座513与第二u形臂53卡梢连接，便于x角位移天平511的安装拆卸，具有保障测量效果、保障连接稳定性、便于调试的有利之处。
38.如上述方案中，所述线位移测量组件21（如图10所示）包括：拉杆式电位计211，其与所述固定支座25固定连接；连接臂212，其一端与所述平移中心轴27固定连接，所述连接臂212的另一端与所拉杆式电位计211的检测端固定连接。
39.工作原理：在平移中心轴27移动时，连接臂212随平移中心轴27进行移动，从而将平移中心轴27移动的线位移传递到拉杆式电位计211的检测端，使得拉杆式电位计211能够精准的测量平移中心轴27的线位移，采用这种方式具有保障测量准确性、保障试验效果的有利之处。
40.如上述方案中，所述气动力测量组件6包括：力矩天平61，其一端与所述第二u形臂53的闭口端固定连接；用于连接飞行器模型4的安装座62，其与所述力矩天平61的另一端固定连接。通过力矩天平61，在第二u形臂53偏转运动时带动安装座62进行偏转移动，安装座62便于力矩天平61与飞行器模型4建立稳定的连接关系，通过这种设置方式能够保障力矩天平61同步反
馈飞行器模型4受到的气动力参数，具有测量准确性、保障试验效果的有利之处。
41.如上述方案中，所述平移机构2、转动机构3、转动转换机构5和气动力测量组件6呈z字形布局（如图3所示）。通过采用z字形布局，降低了平移运动惯量影响，具有保障结构稳定性、保障传动效果的有利之处。
42.尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

技术特征：

1.一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，包括水平安装平台，以及固定设置在所述水平安装平台上的平移机构，其特征在于：所述平移机构传动连接有转动机构，且所述平移机构还连接有线位移测量组件；用于带动飞行器模型角位移的转动转换机构，其与所述转动机构传动连接，且所述转动转换机构内设置有角位移测量组件；用于连接飞行器模型的气动力测量组件，其与所述转动转换机构固定连接。2.根据权利要求1所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述平移机构包括：第一驱动电机，其固定连接在所述水平安装平台上，且所述第一驱动电机传动连接有减速机，所述减速机通过联轴器固定连接有第一偏心轮；固定支座，其设置为筒体结构，所述固定支座与所述水平安装平台固定连接，且所述固定支座上贯通连接有外部套筒；平移中心轴，其通过多个含油轴承与所述外部套筒滑动连接，且所述平移中心轴的一端与所述转动机构固定连接；传动连杆，其一端部与所述平移中心轴的另一端铰接，所述传动连杆的另一端部与所述第一偏心轮的偏心轴铰接。3.根据权利要求2所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述转动机构包括：滚转筒，其外部一侧与所平移中心轴固定连接；滚转中心轴，其通过多个滚动轴承与所述滚转筒可转动连接；第二驱动电机，其与所述滚转中心轴的一端传动连接；第二偏心轮，其与所述滚转中心轴的另一端固定连接；轴承，其内环与所述第二偏心轮的偏心轴固定连接，且所述轴承的外环两侧设置为滑动平面，所述轴承与所述转动转换机构滑动连接。4.根据权利要求3所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述转动转换机构包括：第一u形臂，其开口端与所述滚转筒的末端固定连接，且所述第一u形臂的闭口端与所述角位移测量组件的一端固定连接；第二u形臂，其开口端与所述角位移测量组件的另一端固定连接，且所述第一u形臂的闭口端位于所述第二u形臂的开口端内，所述第二u形臂的闭口端与所述气动力测量组件固定连接；力矩平衡杆，其顶部与所述第二u形臂固定连接，且所述力矩平衡杆的底部贯通开设有滑槽，所述轴承的外环通过所述滑动平面与所述滑槽滑动连接。5.根据权利要求4所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述角位移测量组件包括：x角位移天平，其位于所述第一u形臂与所述第二u形臂之间；第一锥形座，其与所述x角位移天平的一端固定连接，且所述第一锥形座与所述第一u形臂的闭口端卡梢连接；第二锥形座，其与所述x角位移天平的另一端固定连接，且所述第二锥形座与所述第二
u形臂的开口端卡梢连接。6.根据权利要求2所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述线位移测量组件包括：拉杆式电位计，其与所述固定支座固定连接；连接臂，其一端与所述平移中心轴固定连接，所述连接臂的另一端与所拉杆式电位计的检测端固定连接。7.根据权利要求4所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述气动力测量组件包括：力矩天平，其一端与所述第二u形臂的闭口端固定连接；用于连接飞行器模型的安装座，其与所述力矩天平的另一端固定连接。8.根据权利要求1所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述平移机构、转动机构、转动转换机构和气动力测量组件呈z字形布局。

技术总结

本发明公开了一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，涉及航空航天测力实验气动力测量技术领域，包括水平安装平台，以及固定设置在所述水平安装平台上的平移机构，所述平移机构传动连接有转动机构，且所述平移机构还连接有线位移测量组件；转动转换机构，其与所述转动机构传动连接，且所述转动转换机构内设置有角位移测量组件；气动力测量组件，其与所述转动转换机构固定连接。本发明通过叠加飞行器模型俯仰或偏航的偏转运动和飞行器模型的平移运动，实现飞行器模型在风洞来流条件下偏转和平移两种运动的解耦模拟，获得了飞行器模型耦合气动参数的分解测量结果，具有实现解耦测量、提升测量准确性、增强适用性的有益效果。益效果。益效果。