CN106441779A - 一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置 - Google Patents

Abstract

本发明为一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，在尾支杆内有俯仰激振压电陶瓷激振器，其一端与尾支杆相连，另一端由框架并联后与第一连杆的后端铰链连接，第一连杆的中部经弹性铰链支承在尾支杆上，第一连杆的前端与振动筒铰链连接；在振动筒的内腔中有丁字型支杆，丁字型支杆竖直轴的两端与振动筒铰链连接，丁字型支杆上水平轴的两端与筒式天平铰链连接；在所述筒式天平内设有第一、第二偏航/滚转压电陶瓷激振器，第一、第二偏航/滚转压电陶瓷激振器的一端分别固定在振动筒上，另一端分别与对应的第二连杆铰链连接。该装置放在风洞中，可精确测量高速风洞中飞行器三自由度动稳定参数。

Description

一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置

技术领域

本发明涉及飞行器三自由度动稳定参数测量技术领域，具体地说是一种在高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置。

背景技术

飞行器的动、静稳定参数或动、静稳定导数是衡量飞行器操纵性和稳定性的重要参数，它是运动参数(角位移、线速度或角速度分量)或运动参数的时间变化率造成飞行器所受的气动力或力矩(系数)的变化的特征参数。

现代军用战斗机为了提高其战斗性能，往往要求能进行各种高难度的机动飞行。飞行器不但要有足够的稳定性，尤其是要有精确的可操纵性或可制导性。飞行器的机动性越好，可操纵性品值越高，飞行器的战斗力和生存力也就越强。然而，在大攻角和大机动飞行条件下，飞行器周围的流场十分复杂，加之越来越复杂的气动外形以及各种形式的气流分离、旋涡，使得以往的工程计算法、计算流体力学的方法都难以满足飞行器飞行品值的估算要求。风洞动稳定试验成为飞行器研制中的必要组成部分。

对运输机、旅客机和其他民用机而言，提高飞机在各种干扰和大气湍流条件下的稳定品值和轨迹稳定性也日益重要。例如，现代旅客机对安全性，尤其是舒适性，有越来越高的要求，这已成为购买现代旅客机的重要条件。这就要求飞行器对各种大气湍流、微爆有良好的阻尼性能。在起飞或者降落时，由于飞行器速度较低，可利用改正高度又不多，飞行器的动、静稳定性指标就更为重要。

总之，对现代飞行器，不管是军用战斗机还是民用客机，精确地给准不同自由度上，尤其在高速条件下的动、静稳定导数，已是飞行器发展中必须解决的问题。但是，由于高速风洞试验允许的结构空间很小，而气动载荷，特别是法向力和俯仰力矩又很大。在这样的条件下，不但要能支承模型所受的载荷，而且能提供三个自由度的运动和足够的运动空间以及足够的驱动力矩，还要精确地测定模型所受的气动载荷和模型角位移，是十分困难的任务。这也是至今在高速风洞中只有单自由度的动态设备，而尚无三自由度风洞试验设备的原因。

中国专利CN101726401公开的一种用于俯仰动导数实验的天平测量装置。该装置用装在支杆内的电机作为驱动源，通过轴承支承的传动轴、前端的偏心轮、在滑槽中的凸块等部件来驱动十字型弹性元件前端，使与之相连的五分量天平绕十字元件的中心作俯仰振动。模型的所受的载荷信号由五分量天平输出，角度信号由十字型元件上的应变片输出，由此求得气动参数。除了只能作俯仰单自由度的测试外，由于支杆空间对电机的限制，电机尺寸和相应的功率不可能很大。另外，轴承、滑块和滑槽等的间隙和它们的不确定性也会对运动波形带来不能忽视的畸变和相应的测量误差。还有，驱动模型俯仰的力矩是经过一根细长的圆杆来传递扭矩来实现的。细长杆在扭矩下的角度变形也会对模型俯仰运动的波形和测量误差带来影响。

中国专利CN102998082所公开的另一种用于俯仰方向上的动导数实验装置。除了只能作俯仰单自由度的测试外，该装置由电机经平行双曲柄机构驱动支杆并进而推动模型做俯仰振动。这种机构只可能用腹支承的形式来支承模型并驱动模型作俯仰振动，只在低速风洞中使用；另外，所有轴承和支承机构中的间隙都会给模型运动波形带来误差，从而给测量结果带来很大影响。

发明内容

本发明的目的在于提供一种在高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置。

本发明解决其技术问题所采取的技术方案是：高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，其特征是，它包括俯仰振动筒、筒式天平、俯仰激振器、第一和第二偏航/滚转激振器、丁字型支杆、框架、第一和第二连杆、滑杆、尾支杆、飞行器模型、后端弹性铰链、中部弹性铰链、前端弹性铰链、俯仰弹性铰链、偏航弹性铰链、滚转弹性铰链，滚转传感器等。

在所述尾支杆内设有俯仰激振压电陶瓷激振器组，所述俯仰激振压电陶瓷激振器组由框架组联后与第一连杆的后端弹性铰链连接，所述第一连杆的中部与尾支杆上的中部弹性铰链连接，所述第一连杆的前端与振动筒由前端弹性铰链连接,所述振动筒与尾支杆由俯仰弹性铰链相连；

进一步地，在所述俯仰振动筒的内腔中设有丁字型支杆，所述丁字型支杆上竖直轴的两端与振动筒由偏航弹性铰链连接，所述丁字型支杆上水平轴的两端与筒式天平由滚转弹性铰链连接；

进一步地，在所述筒式天平内设有第一偏航/滚转压电陶瓷激振器和第二偏航/滚转压电陶瓷激振器，第一、第二偏航/滚转压电陶瓷激振器的一端固定在振动筒上，第一、第二偏航/滚转压电陶瓷激振器的另一端分别与对应的第二连杆弹性铰链连接，两所述第二连杆均与筒式天平由弹性铰链连接；

进一步地,在所述振动筒与尾支杆的弹性铰链的弹性片上设有应变片，用以测量俯仰角的变化,在所述筒式天平内、丁字型支杆的前端设有弹性片，其上设有反应滚转角的应变片,在丁字型支杆的上、下端与振动筒相连的偏航弹性铰链的弹性片上也有应变片，以测量偏航角的变化。

进一步地，在第一、第二偏航/滚转压电陶瓷激振器上固定有导轨端块，在所述尾支杆上设有导杆，所述导杆与导轨端块滑动连接。

进一步地，所述筒式天平为薄壁结构。

本发明的有益效果是：本发明提供的高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，使用两级运动平台的方式：振动筒相对尾支杆的俯仰平面内的俯仰振动，天平相对振动筒作偏航和滚转的振动。模型的偏航和滚转振动轴和俯仰振动轴永远保持正交关系，从而使模型得以获得绕三个垂直轴的三自由度运动；所有运动部件的关节都由弹性铰链相连；薄壁盒式五分量天平提供了高刚度、高灵敏度和大的内部安装空间。本发明放在风洞中，可精确测量高速风洞中飞行器三自由度动稳定参数。

附图说明

图1为本发明的整体结构图；

图2为筒式天平的三维结构图；

图3为筒式天平经丁字型支杆、弹性铰链与振动筒相连的机构图；

图4为平行放置的偏航/滚转压电陶瓷激振器以及与天平和振动筒之间的连接图；

图5为放在尾支杆内的俯仰激振压电陶瓷激振器以及一字型、十字型铰链组和连杆机构；

图6为筒式天平和模型连接的结构图；

图7为风洞动态试验数据处理流程图；

图8为图2的正视图；

图9为图8中的A-A剖视图；

图中:101尾支杆，102俯仰激振压电陶瓷激振器，103框架，104后端弹性铰链，105中端弹性铰链，106前端弹性铰链，107第二十字型铰链，108第一连杆，109筒式天平，110飞行器模型，111纵、横向加固销钉，112滑杆，113滑槽，114俯仰振动筒，115丁字型支杆,116偏航弹性铰链,117定位销钉,118后滚转弹性铰链,119前滚转弹性铰链,120第一偏航/滚转压电陶瓷激振器,121第二偏航/滚转压电陶瓷激振器,122第二连杆,123滚转弹性片,124导杆,125导轨端块,126弹性片,127后销钉,128中销钉座,129前销钉,130俯仰定位销钉,131偏航定位销钉,132天平前锥，133俯仰力矩和法向力测力元件，134偏航力矩和侧向力测力元件，135滚转力矩测力元件。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细描述。

如图1到图7所示，在筒式天平的前端安装飞行器模型110，安装在尾支杆101内的俯仰激振压电陶瓷激振器组102经框架103组联后由一字型铰链104推动第一连杆108绕第一十字型铰链105的轴心俯仰振动。第一连杆前端经前一字型铰链106与振动筒114相连并推动振动筒114沿振动筒与尾支杆相连的第二十字型铰链107的轴心俯仰振动。这样，当压电陶瓷激振器上下直线振动时，第一连杆可以绕第一连杆中部的旋转中心作俯仰振动。圆弧到直线运动的径向差额由一字型铰链的侧向柔度来补偿。当振动筒的俯仰振幅1.5度，连杆上俯仰振动的臂长为100毫米，这一径向变化仅为0.021毫米。在这样的侧向变形下,虽然一字型铰链承受了1125牛顿的拉、压载荷，它仍然在压杆稳定的范围允许范围内。

在振动筒内有一个丁字型支杆115，丁字型支杆的垂直轴的上下端经十字型铰链与振动筒相连，丁字型支杆的水平轴上有丁字杆后十字型铰链118、丁字杆前十字型铰链119与筒式天平109相连。这样，筒式天平可绕丁字型支杆的垂直轴的上下十字型铰链相对振动筒作偏航振动。筒式天平还可绕丁字型支杆的水平轴上的十字型铰链相对振动筒作滚转振动。

在筒式天平内平行放置了两个压电陶瓷激振器，分别为第一偏航/滚转压电陶瓷激振器120和第二偏航/滚转压电陶瓷激振器121，放置的方向与俯仰方向正交。另外，这两个压电陶瓷激振器的一端固定在振动筒上，另一端和各自的第二连杆122相连，并经弹性铰链123与筒式天平相连。这里，弹性铰链的作用与前述的一字型铰链类似，只不过它的侧向变形为第二连杆和天平圆弧运动引起的侧向变形之和。如天平转臂为20毫米，该侧向变形最大为0.012毫米，在一字片的压杆稳定范围之内。

另外，为了使激振器能精确地线性驱动，避免侧向载荷的影响，尾支杆上有垂直运动的导杆124，该导杆与激振器的动端(上部)的导轨端块125上的导孔采用了滑动配合的形式。这样，就保证了与激振器的准确的上下直线运动。

通过上述安排，这两个压电陶瓷激振器既可驱使天平相对振动筒作偏航、滚转振动，又可驱使天平相对振动筒作偏航和滚转的组合振动。

在第二十字型铰链107上辐条的适当位置贴有应变片，并组成惠斯登电桥，以反映天平相对支杆的偏航的瞬时转角历程。在筒式天平109内、丁字型支杆115的前端，有一反应滚转角的弹性片126，分别与筒式天平109和丁字型支杆115相连，上面粘有反映模型滚转角的应变片。

筒式天平109可为五分量天平，为了满足纵向载荷较大而侧向载荷较小的要求，筒式天平上有三套测力元件组，即俯仰力和法向力测力元件133、偏航力矩和侧向力测力元件134和滚转测力元件135，分别对应测量纵向、侧向和滚转气动载荷。每一元件组分别由两个不同截面上的四柱梁式组合元件构成。对应侧向测力元件的两个同截面间的距离比测纵向测力元件的距离大，以满足天平对侧向载荷和对纵向载荷的不同灵敏度的要求。在筒式天平109上还设有俯仰定位销钉130、偏航定位销钉131和天平前锥132。

在俯仰力矩M_Z和偏航力矩M_Y作用下，截面I和截面II的应力和应变分别由下式计算：

对俯仰力矩M_Z，

对偏航力矩M_Y，

对滚动力矩M_x，

由于结构限制，筒式天平109的两个截面不可能横跨于模型旋转中心(第二十字型铰链107)的两侧，只能尽量靠近模型的旋转中心。在筒式天平109的应变梁上的适当位置贴有应变片并组成电桥，分别测出瞬时的法向、侧向力和俯仰、偏航、滚转力距，输入存储器和计算机。

为了减少气流脉动等测量误差的影响，铰链上输出的模型角位移信号和吹风时筒式天平109输出的载荷信号经互相关处理和三周期方程的参数识别后，给出相关的静、动气动系数。

天平输入(即主运动讯号)为X(t)＝P₀sinωt

天平输出为Y(t)＝S₀sin(ωt+η)+n(t)

若噪声与主运动不相关，则上式可写成

同样，如果X(k)和Y(k)都是宽平稳各态偏历的均值为零的离散过程，则序列X(k)和Y(k)的互相关函数为

R_xy(l)＝E{X(k)Y(k+l)}

对应的估计量或称样本互相关函数为

l＝0,±1,±2,…,±(L-1)

L为数据长度

数据处理时，应先扣除各信号的平均值，以消除常数项，然后进行相关运算。其中采样间隔，总样本数，最大滞后数L等，根据试验频率、讯噪比、要求的精度及系统通频带等因素决定。

当模型作三自由度振动时，动稳定参数要经过三周期运动的模数识别来求得：

当模型绕重心三自由度运动时，模型的运动可用描述进动、章动和滚动运动的三周期理论描述：

引入复角形式

ξ＝iα+β

上述方程经简化后可写为：

方程解可写为

式中右边三部分为章动进动、进动和滚动三模态。其中k₁，k₂，k₃为复数，将上式写为两个实变量形式有

上式中A₁，B₁，A₂，B₂是与初始条件α₀，β₀，有关的常数。頻率及阻尼项ω₁，ω₂，λ₁，λ₂是与除M_δδ以外待求的气动参数有关的参数：

M_α＝-Iω₁ω₂

M_q＝I(λ₁+λ₂)

现在的待估向量为：

[ξ]＝[A₁,B₁,A₂,B₂,A₃,B₃,ω₁,ω₂,λ₁,λ₂]^T

其中A₁到B₃为α,β的线性函数，而ω₁到λ₂为α,β的非线性函数。

建立估值函数

J＝Σ[α(t)-α_i]²+[β(t)-β_i]²

其中α_i,β_i为t＝t_i的数据点。

将α(t),β(t)对每组变量ω₁,ω₂,λ₁,λ₂在预估值处展开，有

其中至为预估值，ω₁至λ₂为预估值的增量。

由可求得ξ的最优估计。其分量形式如有

其中残差

由于是在预估参数处取值，故等为常数，上式左边第一大项为零，而有

若令[C_j]＝[ω₁,ω₂,λ₁,λ₂]^T则上式写成矩阵表达式为：

[F_kj][C_j]＝[Rl_k]

其中[F_kj]为方阵，第k行j列元素为

例如

[Rl_k]为列向量，并有

例如

由矩阵表达式，若[F_kj]无奇点，又非正交，则有

{ξ_j}＝[F_kj]^-1{Rl_k}＝[F_jk]{Rl_k}

由上式，只要[F_kj,R_lk]求得，就可解出新的再有增量式

继续迭代，直到残差平方和小于某一要求量为止。

而[F_kj]及[Rl_k]中各项α,β对ω₁至λ₂的偏导数亦可求得：

现在来求A₁,B₁,A₂,B₂,A₃,B₃，攻角和测滑角可写为：

由于

前式中其它偏导数亦可类似求得。于是由

上式对某分量(例如A₁)的表达式为

考虑到等在i点为常数，于是有：

或可改写为：

上述方程共有六个，可解出A₁到B₃六个未知数，从而求出各项动稳定参数。

Claims (9)

1.一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，其特征是，它包括振动筒、筒式天平、俯仰激振器、第一和第二偏航/滚转激振器、丁字型支杆、框架、第一和第二连杆、滑杆、尾支杆、飞行器模型、后端弹性铰链、中部弹性铰链、前端弹性铰链、俯仰弹性铰链、偏航弹性铰链、滚转弹性铰链、滚转传感器，在所述尾支杆内设有俯仰激振器，所述俯仰激振器与第一连杆由后端弹性铰链连接，所述第一连杆的中部与尾支杆的中部弹性铰链连接，所述第一连杆的前端与振动筒由前端铰链连接,所述振动筒与尾支杆由俯仰弹性铰链相连；在所述振动筒的内腔中设有丁字型支杆，所述丁字型支杆上竖直轴的两端与振动筒由偏航铰链连接，所述丁字型支杆上水平轴的两端与筒式天平由滚转铰链连接；在所述筒式天平内设有第一偏航/滚转激振器和第二偏航/滚转激振器，第一、第二偏航/滚转激振器的一端分别固定在振动筒上，第一、第二偏航/滚转激振器的另一端分别与对应的第二连杆铰链连接，两所述第二连杆的另一端均与筒式天平铰链连接。

2.根据权利要求1所述的一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，其特征是在所述俯仰弹性铰链、偏航弹性铰链和滚转传感器上设有应变片，分别反应飞行器模型相对尾支杆的俯仰、偏航和滚转角。

3.根据权利要求1所述的一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，其特征是，在第一、第二偏航/滚转激振器上固定有导轨端块，在所述尾支杆上设有导杆，所述导杆与导轨端块滑动连接。

4.根据权利要求1所述的一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，其特征是，所述第二连杆通过弹性铰链与筒式天平连接。

5.根据权利要求1所述的一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，其特征是，所述筒式天平为薄壁结构。

6.根据权利要求5所述的一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，所述筒式天平为五分量天平，在所述筒式天平的外壁上设有俯仰力矩和法向力测力元件、偏航力矩和侧向力测力元件和滚转力矩测力元件。

7.根据权利要求1所述的一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，所述俯仰激振器为压电陶瓷激振器。

8.根据权利要求1所述的一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，所述第一、第二偏航/滚转激振器均为压电陶瓷激振器。

9.根据权利要求1所述的一种高速风洞中测量飞行器三自由度动稳定参数的装置，所述第二连杆的长度可调。