[发明专利]基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台

说明书

本发明涉及一种基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台。在设计新一代战斗机时，均要求提供飞机在大迎角与大滚转角状态下的非定常空气动力特性，以便进行飞行特性分析研究。本发明包括：一种基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台，其组成包括：支撑系统（26）、俯仰振荡系统（23）、滚转振荡系统（25），支撑系统安装在风洞上下转盘（24）之间，支撑系统与俯仰振荡系统连接，俯仰振荡系统与滚转振荡系统连接，俯仰振荡系统与滚转振荡系统运动轴线始终相交于实验模型的参考中心处。本发明用于基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验。

技术领域：

本发明属于飞行器风洞动态试验设备，涉及一种基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台。

背景技术：

新一代战斗机要求在大迎角与大滚转角状态下作机动飞行，因此，在设计新一代战斗机时，均要求提供飞机在大迎角与大滚转角状态下的非定常空气动力特性，以便进行飞行特性分析研究。但是，至今的理论计算还不能满足这些要求，风洞实验仍是研究飞行器大迎角非定常气动特性的主要手段。以往风洞中模拟研究飞行器大迎角非定常气动特性的主要方法有旋转天平试验、大迎角强迫或自由振荡动导数试验。大机动战斗机的机翼平面形状通常具有小展弦比和大后掠边条特征，其流动特征是旋涡流动。研究表明，大迎角时动态特性具有很强的非线性和流动迟滞效应，并可引发某些特殊的飞行现象，如机翼摇滚。大迎角动态特性与小迎角时的特性有很大差别，有时迎角的微小变化会导致动稳定参数的很大变化，乃至会出现符号变化，从动稳定变为动不稳定。并且大迎角动态特性还与飞机振荡幅值大小有关。由于这一现象，仅用小振幅强迫振动方法测定动导数来表达大迎角非定常特性是不够的，除应发展大振幅强迫振动方法研究测定动导数外，还应发展大振幅高速率动态实验技术，在风洞中模拟飞行器真实运动或逼近真实状态条件下，测定非定常空气动力特性。

发明内容：

本发明的目的是提供一种基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台。

上述的目的通过以下的技术方案实现：

基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台，其组成包括：支撑系统、俯仰振荡系统、滚转振荡系统，所述的支撑系统安装在风洞上下转盘之间，所述的支撑系统与俯仰振荡系统连接，所述的俯仰振荡系统与滚转振荡系统连接，所述的俯仰振荡系统与所述的滚转振荡系统运动轴线始终相交于实验模型的参考中心处。

所述的基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台，所述的支撑系统主要包括上立置轴、下立置轴、调整垫板、马达安装座、液压油管，所述的马达安装座与上下立置轴连接，所述的马达安装座通过上下转盘连接件与风洞连接，所述的调整垫板厚度根据现场装配的间隙确定，所述的液压油管内置于下立置轴内，待整套系统全部安装到位后，与外部油源采用快速接头连接。

所述的基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台，所述的俯仰振荡系统包括液压马达、胀紧套、碳纤维弯刀、整流罩、转角位置检测元件、配重支杆及配重铅块，所述的液压马达与马达安装座之间采用法兰连接固定，所述的碳纤维弯刀与马达轴通过胀紧套连接，所述的整流罩与碳纤维弯刀采用螺钉连接，所述的转角位置检测元件安装在液马达的尾部，所述的碳纤维弯刀与马达出轴连接处圆口外侧安装配重支杆，所述的配重铅块数量根据整套系统安装后确定。

所述的基于机电液压耦合驱动的俯仰–滚转两自由度实验平台，所述的滚转振荡系统包括电机减速器、安装座、大齿轮、小齿轮、主轴座、滚转轴、滚转支杆、零位开关及调整垫片，所述的主轴座与碳纤维弯刀小端接口通过直口销钉连接，所述的滚转支杆与滚转轴采用锥配合连接通过双向螺母拉紧，所述的零位开关通过顶丝安装在滚转轴上，所述的调整垫片安装在主轴座与安装座间，所述的滚转支杆通过轴承与滚转轴连接，所述的电机减速器通过大齿轮和小齿轮驱动滚转支杆运动。

有益效果：