[发明专利]一种用于高超声速风洞俯仰偏航强迫振动动导数试验装置

说明书

一种用于高超声速风洞俯仰偏航强迫振动动导数试验装置，油缸的后端和中轴的前端连接，支杆的后端和油缸的前端连接；油缸驱动杆沿着轴向做前后方向简谐运动；推杆随着油缸驱动杆沿着轴向做前后方向简谐运动；推轮杆沿着与轴向垂直的方向连接在推杆的前端，推轮杆的两端分别连接一个推轮，使得推轮沿着轴向做前后方向简谐运动；俯仰偏航铰链设置在支杆的前端，力矩梁转轴沿着与轴向垂直的方向连接在俯仰偏航铰链的后端，俯仰偏航力矩梁的前端与俯仰偏航铰链的前端连接，力矩梁转轴与俯仰偏航力矩梁连接，俯仰偏航力矩梁将推轮前后方向简谐运动转换为俯仰偏航力矩梁围绕力矩梁转轴的旋转简谐运动，并使得俯仰偏航铰链围绕力矩梁转轴做旋转简谐运动。

技术领域

本发明涉及一种在高超声速风洞中通过小振幅强迫振动方法测量飞行器试验模型俯仰偏航方向动稳定导数风洞试验装置。

背景技术

在飞行器设计过程中，必须对其气动性能进行分析及综合设计。首先即需要了解飞行器在定常以及非定常飞行条件下的气动力及力矩特性。与此同时，还要能对飞行的稳定性给出预示。这要求气动力表述形式既能够给出六分量的气动力，还要能给出飞行稳定性的判据。在线性的气动力系统中，气动力和力矩的导数就是这样的判据。其中，气动力和力矩关于角位移的导数称为静导数，而气动力和力矩关于角速度的导数称为动导数。

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。

现代高超声速飞行器，例如美国上世纪90年代提出的‘全球快速打击计划’，目的一小时攻击全球任何一个地方，该计划的验证飞行器X-51A，X-51A的设计马赫数为6-6.5之间，其外形是面对称构型，其马赫数相对于现代军用飞机的5倍以上，这种面对称外形飞行器在高超声飞行时，横侧向以及纵向的交叉以及交叉耦合现象会变得很明显，要对这一特性进行描述就必须获得其交叉和交叉耦合动稳定导数。

目前风洞动稳定导数试验常用的方法是自由振动方法和强迫振动方法，测量作用于模型上的力和测量模型的运动参数，求其动稳定导数。由于自由振动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。

强迫振动方法是使用激振器强迫模型在某一自由度下做固定频率以及振幅的简谐振动，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、测力天平、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。激振装置一般有电机-机械激振、电磁激振、液压激振几种方式。电机-机械激振方式受限于电机工作温度影响，一般电机工作温度不高于70℃，而高超声速风洞在马赫数大于6时试验段温度会高于这一工作温度。

获得飞行器动稳定导数对气动性能设计、控制系统和总体设计是非常重要的，在通过风洞试验获得飞行器动稳定导数显得尤为重要，因此需要一种强迫振动动导数试验装置。

发明内容

本发明的技术解决问题是：

提供一种用于高超声速风洞俯仰偏航强迫振动动导数试验装置，该装置通过油压驱动装置，驱动推杆前后运动，通过推轮把力和运动传递到力矩梁上，通过力矩梁驱动俯仰偏航铰链，使俯仰偏航铰链绕其旋转中心做简谐运动。铰链前端连接动态天平以及试验模型，动态天平测量试验模型做简谐运动时模型受力情况，通过同步测量模型气动力信号以及铰链角位移信号，进而通过数据处理得到相应的动稳定导数。

本发明的技术解决方案是：