CN103224036B - 一种飞行器滚转体模型的制作方法 - Google Patents
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Abstract
本发明一种飞行器滚转体模型及制作方法属于飞行器地面试验技术领域，特别涉及保证飞行器滚转体外形的条件下设计飞行器滚转体缩比模型的制作方法。该制作方法采用滚转体模型外壳轴向分体、内部双配重块调整方式，通过材料选择，计算机模拟，零件的加工与表面处理，反光材料配制，标记点滚印，滚转体模型装配，质量参数测量与调整和封装完成滚转体模型的制作。飞行器滚转体模型由头部、中心杆、筒体、挂钩、第一配重块、尾部、尾塞、第二配重块组成。本发明通过设置低厚度、高精度的测量标记点，来满足飞行器滚转体模型地面实验需求。能够在小尺寸条件下低成本地实现对滚转体外形、质量、偏转转动惯量、俯仰转动惯量、回转转动惯量高精度模拟。
Description
技术领域
本发明属于飞行器地面试验技术领域，特别涉及保证飞行器滚转体外形的条件下设计飞行器滚转体缩比模型的制作方法。
背景技术
在飞行器的地面试验中，需要设计并加工出相应的飞行器滚转体缩比模型。为了提高试验数据的准确性，实现对滚转体外形、质量、质心位置、偏转转动惯量、俯仰转动惯、回转转动惯量等质量参数的高精度模拟具有重要的科学与实际应用价值。在滚转体模型的研制工作中，密西西比大学的Nathan E.Murray等人在2009年设计了由外壳、铝制强化背板、配重块等组成的模型，其质量参数模拟精度达到2％(Nathan E.Murray,Bernard J.Jansen,LiChuan Gui.Measurementof store separation dynamics[C].Proceedings of the47th AIAA Aerospace ScienceMeeting Including The New Horizons Forum and Aerospace Exposi,2009)。但其滚转体模型的尺寸相对较大，未考虑模型体积较小导致的制作困难。此外，美国有学者采用纯金、特种木料等贵重材料制作缩比模型，但造价极高。我国西北工业大学、南京航空航天大学、中航工业等单位对于滚转体模型都有相关研究，但无法达到较高的质量参数拟合精度。地面试验中，对滚转体模型的位姿测量可采用CCD拍摄测量法，为提高所拍摄图像的清晰度，需要在滚转体模型表面设置反光标记点，而标记点的形状位置精度、反光特性等性能对测量精度具有重要影响。同时，因标记点具备一定的厚度，凸出于滚转体模型表面，会对其附近的空气流场产生扰动，从而为试验结果带来不良影响。因此，采用合理有效的标记点制作方法对滚转体模型的地面试验具有重要实际意义。在反光标记点的加工中，反光材料的选择会对反光特性、测量精度等产生重要影响。普通的漫反射材料能够在各个方向上产生反射光，但其反射率与背景材料的反射率相近，因此，其感光图像极易被噪声干扰。镜面反射为主的材料反射率极高，成像灰度远大于背景灰度，但只能在特定的角度传播，从而导致只在特定的角度和位置下才能在CCD中产生高灰度值的影像，因而无法测量滚转体的回转运动。在反光标记点的加工方面，国内的科研机构较多采用在模型表面粘贴商品化的反光点的方式，该方案粘贴的重复性精度难以得到保证。同时，商品化的反光标记点的厚度较大，极易影响滚转体模型表面的空气流场，导致试验结果失真。
发明内容
本发明解决的技术难题是克服现有技术的缺陷，在保证飞行器外形的条件下，实现滚转体模型的制作，在小尺寸、低成本条件下对其质量、质心位置、偏转转动惯量、俯仰转动惯量及回转转动惯量的高精度模拟。发明了合理有效的滚转体模型制作方法，能够在其外表面设置低厚度、高精度的测量标记点，以满足飞行器滚转体模型地面实验需求。
本发明采用的技术方案是一种飞行器滚转体模型及制作方法，其特征在于采用滚转体模型外壳轴向分体、内部双配重块调整方式，通过材料选择，计算机模拟，零件的加工与表面处理，反光材料配制，标记点滚印，滚转体模型装配，质量参数测量与调整和封装共计8个步骤完成滚转体模型的制作；具体制作步骤如下：
1)、滚转体模型各部分零件材料的选取：在高强度钢30CrMnSi、硬铝7075、尼龙66或黄铜59四种材料中分别选用；
2)、对滚转体模型进行计算机三维造型与模拟装配，通过改变配重块的安装位置得到滚转体模型质量参数的模拟结果；
3)、对所选取的材料完成滚转体模型各部分零件的加工，并对筒体3、头部1、尾部6、挂钩4进行表面喷黑处理；
4)、将微玻璃珠式反光粉、树脂、银粉相混合，其重量配比为16：5：9，并添加适量固化剂，配制成反光材料；
5)、将配制好的反光材料利用专用的滚印夹具滚印到筒体3外表面；
6)、在筒体3上安装尾部6，并在筒体3上划线找正；将挂钩4焊接或粘结于筒体3外表面的所需位置，将滚转体模型的头部1安装在筒体3的左端上；将螺纹式第一配重块5、螺纹式第二配重块8安装于螺纹式中心杆2上或将光杆式第一配重块5＇、光杆式第二配重块8＇安装于光杆式中心杆2＇上；将螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇的左端插入头部1的内孔A中，将尾部7安装到筒体3上；
7)、利用测量装置对滚转体模型的质量参数进行测量，并根据测量结果对螺纹式第一配重块5或光杆式第一配重块5＇、螺纹式第二配重块8或光杆式第二配重块8＇进行修整，调速两个配重块在螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇上的位置，以达到所需要的质量参数；
8)、对调整好的滚转体模型进行封装，将各个零件之间进行粘接防止发生相对窜动。
该制作方法采用的飞行器滚转体模型由头部1、螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇、筒体3、挂钩4、螺纹式第一配重块5或光杆式第一配重块5＇、尾部6、尾塞7、螺纹式第二配重块8或光杆式第二配重块8＇组成。其中第螺纹式一配重块5与螺纹式第二配重块8为螺纹孔结构，光杆式第一配重块5＇与光杆式第二配重块8＇为光孔结构并具有径向紧定螺纹孔。螺纹式中心杆2为螺杆式阶梯轴结构，光杆式中心杆2＇为光杆式阶梯轴结构。螺纹式第一配重块5、螺纹式第二配重块8或光杆式第一配重块5＇、光杆式第二配重块8＇可通过螺纹旋合或紧定螺钉安装于螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇上。模型的主体部分筒体3外表面为外圆柱面，具筒体3有轴向通孔K且两端具有内螺纹，与头部1、尾部6之间分别通过螺纹相连接；头部1具有内孔A，尾部6的右半部分加工有内螺纹。螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇利用阶梯轴左端的小直径段插入头部1的内孔A中；尾塞7为圆柱体结构，外表面具有外螺纹，通过外螺纹与筒体3进行连接，尾塞7左侧端面上有孔B，螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇的右端插入孔B中；挂钩4焊接或粘接于筒体3的外圆柱面上，与筒体3之间形成空腔，为飞行器试验提供动作空间，挂钩4与筒体3的接触面m是与筒体外表面相同弧度的圆弧面。
本发明的显著效果在于能够通过系统的制作方法，获得一种具有抗噪声干扰性强、能够满足滚转体模型回转运动测量条件的反光标记点的滚转体模型。本发明能够在小尺寸条件下低成本地实现对滚转体外形、质量、偏转转动惯量、俯仰转动惯量、回转转动惯量高精度模拟。
附图说明
图1为滚转体模型的装配图主剖视图。
图2为光杆式中心杆的零件图主剖视图。
图3为光杆式第一配重块5’的零件图主剖视图。
图4为光杆式第二配重块8’的零件图主剖视图。
图5为挂钩与筒体装配后的断面图。
其中：1-头部，2-螺纹式中心杆，2’-光杆式中心杆，3-筒体，4-挂钩，5-螺纹式第一配重块、5’-光杆式第一配重块，6-尾部，7-尾塞，8-螺纹式第二配重块、8’-光杆式第二配重块。A-头部内孔，B-尾塞内孔，C-第一配重块的紧定螺纹孔，D-第二配重块的紧定螺纹孔，m-接触面，P-反光标记点，K-通孔。
具体实施方式
下面结合技术方案和附图详细说明本发明的具体实施。
为在保证飞行器滚转体外形的条件下设计飞行器滚转体缩比模型，实现对其质量、质心位置、偏转转动惯量、俯仰转动惯量及回转转动惯量的高精度模拟，并制作出滚转体模型表面的小厚度、高反光特性反光标记点，本发明选用高强度钢30CrMnSi、硬铝7075、尼龙66、黄铜59等价格较低、可加工性好的材料进行制作。通过对滚转体模型各个零件材料的改变可以得到不同质量参数下的滚转体模型。例如当头部1的材料选取为硬铝7075、筒体3为30CrMnSi、尾部6为30CrMnSi、螺纹式中心杆2为30CrMnSi、螺纹式第一配重5为黄铜59、螺纹式第二配重8为30CrMnSi、尾塞7为硬铝7075、挂钩4为30CrMnSi时，滚转体模型的质量为131.4g，俯仰转动惯量与偏转转动惯量均为598.3kg·mm2，当头部1为尼龙66、筒体3为尼龙66、尾部6为尼龙66、螺纹式中心杆2为尼龙66、螺纹式第一配重5为硬铝7075、螺纹式第二配重8为30CrMnSi、尾塞7为尼龙66、挂钩4为尼龙66时，滚转体模型的质量为24.6g，俯仰转动惯量与偏转转动惯量均为110.2kg·mm2。在材料选择后，使用计算机对全部零件进行三维建模并模拟装配，通过计算机软件获得其质量、质心位置、转动惯量数值，根据模拟结果对螺纹式第一配重块5或光杆式第一配重块5＇以及螺纹式第二配重块8或光杆式第二配重块8＇的轴向安装位置进行修改并重新模拟测量，直至滚转体模型的质量参数模拟结果达到所需要求。根据所选取的材料对各个零件进行加工，对头部1、筒体3、挂钩4、尾部6、尾塞7进行表面喷黑处理。将微玻璃珠式反光粉、树脂、银粉按照16：5：9的配比进行混合，并添加适量固化剂，配制成反光材料，该材料可以有效地提高反光标记点的亮度、减小噪声干扰并避免镜面反射带来的测量难题。反光材料配制完成后，利用滚印的方式，采用专用夹具将其印刷在筒体3的外表面。将筒体3体与尾部6通过螺纹安装在一起，划线找正挂钩4的安装位置，将挂钩4焊接或粘接于筒体3的正确位置上，螺纹式第一配重块5、螺纹式第二配重块8通过螺纹安装于螺纹式中心杆2上或将光杆式第一配重块5’、光杆式第二配重块8’通过紧定螺钉安装于光杆式中心杆2’上，安装位置根据计算机模拟结果进行确定，利用螺纹将头部1安装在筒体3上，螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇插入至头部1的内孔A中形成配合，将尾塞7通过螺纹旋入筒体，使其尾塞内孔B与螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇形成配合。安装完成后，利用测量装置对滚转体模型的质量、偏转转动惯量、俯仰转动惯量、回转转动惯量进行测量，根据测量结果对螺纹式第一配重块5或光杆式第一配重块5＇与螺纹式第二配重块8或光杆式第二配重块8＇的轴向安装位置进行微调后重新测量，直至滚转体模型的质量参数达到所需要求。为避免各个零件的相互位置发生窜动从而引起质量参数改变，对各个零件之间采用工业用胶进行封装。
滚转体模型由头部1、螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇、筒体3、挂钩4、螺纹式第一配重块5或光杆式第一配重块5＇、尾部6、尾塞7、螺纹式第二配重块8或光杆式第二配重块8＇组成。安装时需要将尾部6与筒体3之间通过螺纹安装，螺纹拧紧后在筒体3的表面进行划线找正，将配重4通过接触面m与筒体3紧密接触，并采用焊接或粘接的方式进行固定。螺纹式第一配重块5、螺纹式第二配重块8通过螺纹安装于螺纹式中心杆2上或将光杆式第一配重块5’、光杆式第二配重块8’通过紧定螺钉安装于光杆式中心杆2’上。头部1可通过螺纹安装于筒体3的一端，螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇采用其阶梯轴左端的小直径段插入头部1的头部内孔A中，尾塞7依靠螺纹安装在尾部6的末端，并使其尾塞内孔B与螺纹式中心杆2或光杆式中心杆2＇形成配合，完成对滚转体模型的封口。
综上所述，通过材料选择、计算机模拟、零件的加工与表面处理、反光材料配制、标记点滚印、滚转体模型装配、质量参数测量与调整、封装共计8个步骤，可在保证滚转体模型外形的条件下，低成本、高精度地实现质量、质心位置、偏航转动惯量、俯仰转动惯量及回转转动惯量滚转体模型的制作，并获得高反光特性、高位置精度、小厚度的反光标记点。
本发明能够将滚转体模型的质量、质心位置、偏航转动惯量、俯仰转动惯量误差控制在2％以内，标记点间的位置精度达到0.01mm，反光特性好，厚度小于0.02mm，有效降低成本，满足滚转体模型地面试验要求。
Claims (2)
1.一种飞行器滚转体模型的制作方法，其特征在于，采用滚转体模型外壳轴向分体、内部双配重块调整方式，通过材料选择，计算机模拟，零件的加工与表面处理，反光材料配制，标记点滚印，滚转体模型装配，质量参数测量与调整和封装共计8个步骤完成滚转体模型的制作；具体制作步骤如下：
1)、滚转体模型各部分零件材料的选取：在高强度钢30CrMnSi、硬铝7075、尼龙66或黄铜59四种材料中分别选用；
2)、对滚转体模型进行计算机三维造型与模拟装配，通过改变配重块的安装位置得到滚转体模型质量参数的模拟结果；
3)、对所选取的材料完成滚转体模型各部分零件的加工，并对筒体(3)、头部(1)、尾部(6)、挂钩(4)进行表面喷黑处理；
4)、将微玻璃珠式反光粉、树脂、银粉相混合，其重量配比为16：5：9，并添加适量固化剂，配制成反光材料；
5)、将配制好的反光材料利用专用的滚印夹具滚印到筒体(3)外表面；
6)、在筒体(3)上安装尾部(6)，并在筒体(3)上划线找正；将挂钩(4)焊接或粘结于筒体(3)外表面的所需位置，将滚转体模型的头部(1)安装在筒体(3)的左端上；将螺纹式第一配重块(5)、螺纹式第二配重块(8)安装于螺纹式中心杆(2)上或将光杆式第一配重块(5＇)、光杆式第二配重块(8＇)安装于光杆式中心杆(2＇)上；将螺纹式中心杆(2)或光杆式中心杆(2＇)的左端插入头部(1)的头部内孔(A)中，将尾部(6)安装到筒体(3)上；
7)、利用测量装置对滚转体模型的质量参数进行测量，并根据测量结果对螺纹式第一配重块(5)或光杆式第一配重块(5＇)、螺纹式第二配重块(8)或光杆式第二配重块(8＇)进行修整，调整两个配重块在螺纹式中心杆(2)或光杆式中心杆(2＇)上的位置，以达到所需要的质量参数；
8)、对调整好的滚转体模型进行封装，将各个零件之间进行粘接防止发生相对窜动。
2.如权利要求1所述的一种飞行器滚转体模型的制作方法，其特征在于，该制作方法采用的飞行器滚转体模型由头部(1)、螺纹式中心杆(2)或光杆式中心杆(2＇)、筒体(3)、挂钩(4)、螺纹式第一配重块(5)或光杆式第一配重块(5＇)、尾部(6)、尾塞(7)、螺纹式第二配重块(8)或光杆式第二配重块(8＇)组成；其中螺纹式第一配重块(5)与螺纹式第二配重块(8)的中心内孔为轴向螺纹孔，光杆式第一配重块(5＇)的中心内孔为轴向光孔，并具有径向第一配重块的紧定螺纹孔(C)，光杆式第二配重块(8＇)的中心内孔为轴向光孔，并具有径向第二配重块的紧定螺纹孔(D)；螺纹式中心杆(2)为螺杆式阶梯轴结构，光杆式中心杆(2＇)为光杆式阶梯轴结构；螺纹式第一配重块(5)、螺纹式第二配重块(8)通过螺纹旋合安装在螺纹式中心杆(2)上，光杆式第一配重块(5＇)、光杆式第二配重块(8＇)通过紧定螺钉安装于光杆式中心杆(2＇)上；模型的主体部分筒体(3)外表面为外圆柱面，筒体(3)有轴向通孔(K)且两端具有内螺纹，与头部(1)、尾部(6)之间分别通过螺纹相连接；头部(1)具有头部内孔(A)，尾部(6)的右半部分加工有内螺纹；螺纹式中心杆(2)或光杆式中心杆(2＇)利用阶梯轴左端的小直径段插入头部(1)的头部内孔(A)中；尾塞(7)为圆柱体结构，外表面具有外螺纹，通过外螺纹与筒体(3)进行连接，尾塞(7)左侧端面上有尾塞内孔(B)，螺纹式中心杆(2)或光杆式中心杆(2＇)的右端插入尾塞内孔(B)中；挂钩(4)焊接或粘接于筒体(3)的外圆柱面上，与筒体(3)之间形成空腔，为飞行器试验提供动作空间，挂钩(4)与筒体(3)的接触面(m)是与筒体外表面相同弧度的圆弧面。
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- 2013-04-24 CN CN201310145410.0A patent/CN103224036B/zh active Active
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| CN103224036A (zh) | 2013-07-31 |
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