CN106595935A - 可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架 - Google Patents
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Abstract
一种可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，包括定架、动架、测力组件，定架，用于对动架和测力组件的支撑，动架，用于安装试验发动机，发动机产生的推力矢量通过动架传递到各测力组件，测力组件，包括挠性件和测力传感器，用于连接定架与动架，并对发动机产生的推力矢量进行测量，测力组件将感受的轴向力转化为电压信号，根据推力矢量与测量的电压信号之间的映射关系，可实现发动机推力矢量的测量。将本发明的一维自解耦合测力组合模型应用于三维矢量力测量台架中，可以保持台架刚度恒定，不受外载荷的影响，简化了推力评定和修正过程，提高了推力测量精度。主要可以用于航空发动机试验、火箭发动机试验及其他用于矢量力测量的场合。
Description
所属领域
本发明属于发动机推力测试领域，具体涉及一种可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架。
背景技术
随着发动机技术的发展，矢量推力技术已经在先进发动机上广泛应用，装备矢量推力喷管的高性能发动机使战斗机实现了超机动能力。矢量推力测量台架是一个用于矢量力测量的平台，其主要功能就是将发动机试验时产生的矢量推力准确测量出来，通过推力台架获取矢量力的各方向分量，并对矢量力进行作用点、作用方向和大小的评估。
选择合适的矢量力测量方法，布置合理数量的动架约束及分布方式，构建合理的矢量力测量模型及其参数求解方法，是矢量力测量的理论基础，也是核心问题。只有构建合理的测试模型，才能求解出主推力矢量。矢量力测量的原理是：利用刚体平衡原理，适当布置若干约束，限制发动机的6个自由度(3个移动自由度和3个转动自由度)，使之处于静定平衡状态，测出主推力、其他方向力和力矩。
目前，用于矢量力测量的台架采用六个测力组件空间布局形式以进行矢量力测量。由于测力组件的加工误差、安装误差和台架受力作用下变形等因素，造成推力测量过程中非推力方向的测力组件产生耦合输出误差，将严重影响矢量力测量精度。对于航空发动机，该误差主要影响的是矢量力结果的方向和作用点。当台架测力组件刚度偏小，或者测力组件布局偏离矢量力方向，该耦合误差将变得更加严重。据相关资料显示，耦合误差最高可达15％左右。虽然该误差通过静态校准可以消除一部分，但是由于静态校准过程并不能完全表征发动机试验过程中推力测量台架的变形和耦合输出，此原因是造成现有矢量力测量台架测量精度不高的主要原因。
技术内容
解决的技术问题，提供一种可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，用于多分量推力测量，实现矢量力的高精度测量。
技术方案，一种可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，包括定架、动架、测力组件，
定架，用于对动架和测力组件的支撑，
动架，用于安装试验发动机，
若干测力组件，每个测力组件包括测力传感器和连接其两端的两个挠性件，一个挠性件连接定架，另一个挠性件连接动架；发动机产生的推力矢量通过动架传递到各测力组件，测力组件对发动机产生的推力矢量进行测量，将感受的推力矢量转化为电压信号，根据推力矢量与测量的电压信号之间的映射关系，实现发动机推力矢量的测量。
上述可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，一维自解耦合布局为：
图1(a)为一维自解耦合布局图，结合此图可说明一维自解耦的原理。在此布局下，第一挠性件1、第一测力传感器2、第二挠性件3组成第一测力组件8；第三挠性件5、第二测力传感器6、第四挠性件7组成第二测力组件9；第一测力组件8和第二测力组件9分别位于动架4的两端，并与动架4连接，另外一端与定架相连接。在所述布局下，第一测力组件8和第二测力组件9将用于测量竖直方向的推力分量。
若规定测力组件受拉的输出为正，受压产生的输出为负。第一测力组件8的输出记为R1，第二测力组件9的输出记为R2。那么，台架的测量力F为：
F＝R1-R2(1)
图1(b)模拟了台架只受到水平方向作用力时的情形。此时，动架4将产生水平方向的位移u。第一测力组件8和第二测力组件9将产生变形，造成第一测力传感器2和第二测力传感器6有输出。由于第一测力组件8和第二测力组件9分别关于动架4对称分布，故在水平位移u的作用下，第一测力传感器2和第二测力传感器6的输出基本一致，故测量力F为零，不受到水平方向作用力的影响，与实际受力情况一致。
图1(c)模拟了台架只受到竖直方向作用力时的情形。此时，动架4将产生竖直方向位移v。第一测力组件8受拉，第二测力组件9受压。由于第一测力组件8和第二测力组件9刚度一致，第一测力组件8的输出为R1、第二测力组件9的输出为R2大小相同，方向相反，测量力F可以准确表示台架受到的竖直方向作用力。
图1(d)模拟了台架同时受到水平方向和竖直方向作用力的情形。根据力的合成与分解原则，可将其分解为图1(b)和图1(c)的受力情况。通过本布局，排除了水平位移u对第一测力组件8和第二测力组件9输出的影响，将水平位移u产生的耦合输出解耦为0。
采用本自解耦合布局除了可以减小各测力组件之间的耦合作用，还能使测力组件的横向刚度保持恒定。根据圣维南定律可知，薄板轴向载荷会使其横向弯曲刚度发生变化。图1(d)所示的一维自解耦合布局中，第一测力组件8受拉，其横向刚度变大，即拉力刚化效应；第二测力组件9受压，其横向刚度变小，即压力软化效应。由于第一测力组件8和第二测力组件9的几何参数一致，故两者总的横向刚度之和基本保持不变。
上述可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，二维自解耦合布局为：
图2为二维自解耦合布局图，结合此图可说明二维自解耦的原理。在此布局下，第一轴向力测力组件12和第二轴向力测力组件13为一组，位于动架17中心线上，关于动架17前后对称分布，一端与动架17连接，一端与定架16连接。第一侧向力测力组件10和第二侧向力测力组件11为一组，位于动架17后端(顺航向来看)，关于动架17左右对称分布，一端与动架17连接，一端与定架16连接。第三侧向力测力组件14和第四侧向力测力组件15为一组，位于动架17前端，关于动架17左右对称分布，一端与动架17连接，一端与定架16连接。
若试验发动机18产生的推力矢量F与发动机顺航向具有偏角β。动架17在水平方向推力分量Fcosβ的作用下产生水平位移u，在侧向推力分量Fsinβ的作用下产生侧向位移v。根据一维自解耦合原理，侧向位移v造成第一轴向力测力组件12和第二轴向力测力组件13的输出可采用式1进行解耦；同理，水平位移u造成的第一侧向力测力组件10和第二侧向力测力组件11输出，第三侧向力测力组件14和第四侧向力测力组件15输出也分别采用式1进行解耦。
第一轴向力测力组件12的输出记为R12，第二轴向力测力组件13的输出记为R13；第一侧向力测力组件10的输出记为R10，第二侧向力测力组件11的输出记为R11，第三侧向力测力组件14的输出记为R14，第四侧向力测力组件15的输出记为R15。那么，台架测得的推力矢量F为：
F cosβ＝R12-R13 (2)
F sinβ＝R10-R11+R14-R15 (3)
上述可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，三维自解耦合布局为：
图3为三维自解耦合布局图，结合此图可说明三维自解耦的原理。在此布局下，第一轴向力测力组件29和第二轴向力测力组件30位于动架20中心线上，关于动架20前后对称分布，一端与动架20连接，一端与定架连接。第一侧向力测力组件22和第二侧向力测力组件23位于动架20前端(发动机顺航向来看)，关于动架20左右对称分布，一端与动架20连接，一端与定架连接。第三侧向力测力组件26和第四侧向力测力组件27位于动架20后端，关于动架20左右对称分布，一端与动架20连接，一端与定架连接。第一垂直力测力组件21和第二垂直力测力组件31为一组，第三垂直力测力组件24和第四垂直力测力组件33为一组，第五垂直力测力组件32和第六垂直力测力组件28为一组，第七垂直力测力组件34和第八垂直力测力组件25为一组，此四组测力组件分别位于动架20的四个角落，关于动架20成中心对称分布。
动架20在推力矢量F的作用下，分别产生水平位移u、侧向位移v和垂直方向位移w。根据一维自解耦合原理和二维自解耦合原理，水平位移u造成垂直力测力组件(21、31、24、33、32、28、34、25)、侧向力测力组件(22、23、26、27)的输出可采用式1进行解耦；同理，侧向位移v和垂直方向位移w所造成的耦合输出也可采用式1进行解耦。
第一轴向力测力组件29的输出记为R29，第二轴向力测力组件30的输出记为R30；第一侧向力测力组件22的输出记为R22，第二侧向力测力组件23的输出记为R23，第三侧向力测力组件26的输出记为R26，第四侧向力测力组件27的输出记为R27；第一垂直力测力组件21的输出记为R21，第二垂直力测力组件31的输出记为R31，第三垂直力测力组件24的输出记为R24，第四垂直力测力组件33的输出记为R33，第五垂直力测力组件32的输出记为R32，第六垂直力测力组件28的输出记为R28，第七垂直力测力组件34的输出记为R34，第八垂直力测力组件25的输出记为R25。那么，台架测得的推力矢量F为：
推力矢量F相对于推力测量台架所产生的力矩计算公式如下：
上述可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，测力组件为：
图4(a)为测力组件实物几何模型，图4(b)为测力组件受力模型。第一挠性件36与第二挠性件38几何参数一致，长度160mm，宽度160mm，高度160mm；测力传感器长度80mm，直径200mm；测力组件总长度为520mm。测力组件横向弯曲刚度计算公式如下：
式中，E为弹性模量，αC为拉/压力影响系数，β为刚性部分影响系数，Il为挠性件有效部分惯性矩。
图5(a)为轴向/侧向一维自解耦合组件模型，定架40、第一测力组件41、动架42、第二测力组件43之间采用串联结构形式，即第一测力组件41与第二测力组件43关于动架42对称布局。图5(b)为垂直方向一维自解耦合组件模型，第一测力组件44与第二测力组件48之间采用并联结构形式，即第一测力组件44与第二测力组件48在垂直方向平行。第一连杆47和第二连杆49将第一测力组件44与第二测力组件48的受力方向进行转化，使其一个受拉时另外一个受压。
有益效果
图6为以图5中的实物为计算模型，计算出来的一维自解耦合测力组合模型横向刚度变化曲线。从图中可以看出，本发明的一维自解耦合测力组合模型横向弯曲刚度基本保持不变，不随轴向载荷P的变化而变化；而传统的测力组件横向弯曲刚度随轴向载荷P的增加而线性变化。将本发明的一维自解耦合测力组合模型应用于三维矢量力测量台架中，可以保持台架刚度恒定，不受外载荷的影响，简化了推力评定和修正过程，提高了推力测量精度。主要可以用于航空发动机试验、火箭发动机试验、风洞气动力测量及其他用于矢量力测量的场合。
附图说明
图1(a)一维自解耦合布局
图1(b)一维布局下台架只受到水平方向作用力时的情形
图1(c)一维布局下台架只受到竖直方向作用力时的情形
图1(d)一维布局下台架同时受到水平方向和竖直方向作用力时的情形
图2二维自解耦合布局
图3三维自解耦合布局
图4(a)测力组件实物几何模型
图4(b)测力组件受力模型
图5(a)轴向/侧向一维自解耦合组件模型
图5(b)垂直方向一维自解耦合组件模型
图6一维自解耦合测力组合模型横向刚度变化曲线
图7二维自解耦布局解耦效果
1、一维布局第一挠性件；2、一维布局第一测力传感器；3、一维布局第二挠性件；4、一维布局动架；5、一维布局第三挠性件；6、一维布局第二测力传感器；7、一维布局第四挠性件；8、一维布局第一测力组件；9、一维布局第二测力组件；10、二维布局第一侧向力测力组件；11、二维布局第二侧向力测力组件；12、二维布局第一轴向力测力组件；13、二维布局第二轴向力测力组件；14、二维布局第三侧向力测力组件；15、二维布局第四侧向力测力组件；16、二维布局定架；17、二维布局动架；18、试验发动机；19、三维布局定架；20、三维布局动架；21、三维布局第一垂向力测力组件；22、三维布局第一侧向力测力组件；23、三维布局第二侧向力测力组件；24、三维布局第三垂向力测力组件；25、三维布局第八垂向力测力组件；26、三维布局第三侧向力测力组件；27、三维布局第四侧向力测力组件；28、三维布局第六垂向力测力组件；29、三维布局第一轴向力测力组件；30、三维布局第二轴向力测力组件；31、三维布局第二垂向力测力组件；32、三维布局第五垂向力测力组件；33、三维布局第四垂向力测力组件；34、三维布局第七垂向力测力组件；35、测力组件上安装端；36、第一挠性件；37、测力传感器；38、第二挠性件；39、测力组件下安装端；40、定架；41、第一测力组件；42、动架；43、第二测力组件；44、第一测力组件；45、定架；46、动架；47、第一连接杆；48、第二测力组件；49、第二连接杆；
具体实施方式
一种可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，包括定架、动架、测力组件，
定架，用于对动架和测力组件的支撑，
动架，用于安装试验发动机，
若干测力组件，每个测力组件包括测力传感器和连接其两端的两个挠性件，一个挠性件连接定架，另一个挠性件连接动架；测力组件对发动机产生的推力矢量进行测量，将感受的推力矢量转化为电压信号，根据推力矢量与测量的电压信号之间的映射关系，实现发动机推力矢量的测量。
上述可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，一维自解耦合布局为：
图1(a)为一维自解耦合布局图，结合此图可说明一维自解耦的原理。在此布局下，第一挠性件1、第一测力传感器2、第二挠性件3组成第一测力组件8；第三挠性件5、第二测力传感器6、第四挠性件7组成第二测力组件9；第一测力组件8和第二测力组件9分别位于动架4的两端，并与动架4连接，另外一端与定架相连接。在所述布局下，第一测力组件8和第二测力组件9将用于测量竖直方向的推力分量。
若规定测力组件受拉的输出为正，受压产生的输出为负。第一测力组件8的输出记为R1，第二测力组件9的输出记为R2。那么，台架的测量力F为：
F＝R1-R2 (1)
图1(b)模拟了台架只受到水平方向作用力时的情形。此时，动架4将产生水平方向的位移u。第一测力组件8和第二测力组件9将产生变形，造成第一测力传感器2和第二测力传感器6有输出。由于第一测力组件8和第二测力组件9分别关于动架4对称分布，故在水平位移u的作用下，第一测力传感器2和第二测力传感器6的输出基本一致，故测量力F为零，不受到水平方向作用力的影响，与实际受力情况一致。
图1(c)模拟了台架只受到竖直方向作用力时的情形。此时，动架4将产生竖直方向位移v。第一测力组件8受拉，第二测力组件9受压。由于第一测力组件8和第二测力组件9刚度一致，第一测力组件8的输出为R1、第二测力组件9的输出为R2大小相同，方向相反，测量力F可以准确表示台架受到的竖直方向作用力。
图1(d)模拟了台架同时受到水平方向和竖直方向作用力的情形。根据力的合成与分解原则，可将其分解为图1(b)和图1(c)的受力情况。通过本布局，排除了水平位移u对第一测力组件8和第二测力组件9输出的影响，将水平位移u产生的耦合输出解耦为0。
采用本自解耦合布局除了可以减小各测力组件之间的耦合作用，还能使测力组件的横向刚度保持恒定。根据圣维南定律可知，薄板轴向载荷会使其横向弯曲刚度发生变化。图1(d)所示的一维自解耦合布局中，第一测力组件8受拉，其横向刚度变大，即拉力刚化效应；第二测力组件9受压，其横向刚度变小，即压力软化效应。由于第一测力组件8和第二测力组件9的几何参数一致，故两者总的横向刚度之和基本保持不变。
上述可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，二维自解耦合布局为：
图2为二维自解耦合布局图，结合此图可说明二维自解耦的原理。在此布局下，第一轴向力测力组件12和第二轴向力测力组件13为一组，位于动架17中心线上，关于动架17前后对称分布，一端与动架17连接，一端与定架16连接。第一侧向力测力组件10和第二侧向力测力组件11为一组，位于动架17后端(顺航向来看)，关于动架17左右对称分布，一端与动架17连接，一端与定架16连接。第三侧向力测力组件14和第四侧向力测力组件15为一组，位于动架17前端，关于动架17左右对称分布，一端与动架17连接，一端与定架16连接。
若试验发动机18产生的推力矢量F与发动机顺航向具有偏角β。动架17在水平方向推力分量Fcosβ的作用下产生水平位移u，在侧向推力分量Fsinβ的作用下产生侧向位移v。根据一维自解耦合原理，侧向位移v造成第一轴向力测力组件12和第二轴向力测力组件13的输出可采用式1进行解耦；同理，水平位移u造成的第一侧向力测力组件10和第二侧向力测力组件11输出，第三侧向力测力组件14和第四侧向力测力组件15输出也分别采用式1进行解耦。
第一轴向力测力组件12的输出记为R12，第二轴向力测力组件13的输出记为R13；第一侧向力测力组件10的输出记为R10，第二侧向力测力组件11的输出记为R11，第三侧向力测力组件14的输出记为R14，第四侧向力测力组件15的输出记为R15。那么，台架测得的推力矢量F为：
F cosβ＝R12-R13 (2)
F sinβ＝R10-R11+R14-R15 (3)
上述可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，三维自解耦合布局为：
图3为三维自解耦合布局图，结合此图可说明三维自解耦的原理。在此布局下，第一轴向力测力组件29和第二轴向力测力组件30位于动架20中心线上，关于动架20前后对称分布，一端与动架20连接，一端与定架连接。第一侧向力测力组件22和第二侧向力测力组件23位于动架20前端(发动机顺航向来看)，关于动架20左右对称分布，一端与动架20连接，一端与定架连接。第三侧向力测力组件26和第四侧向力测力组件27位于动架20后端，关于动架20左右对称分布，一端与动架20连接，一端与定架连接。第一垂直力测力组件21和第二垂直力测力组件31为一组，第三垂直力测力组件24和第四垂直力测力组件33为一组，第五垂直力测力组件32和第六垂直力测力组件28为一组，第七垂直力测力组件34和第八垂直力测力组件25为一组，此四组测力组件分别位于动架20的四个角落，关于动架20成中心对称分布。
动架20在推力矢量F的作用下，分别产生水平位移u、侧向位移v和垂直方向位移w。根据一维自解耦合原理和二维自解耦合原理，水平位移u造成垂直力测力组件(21、31、24、33、32、28、34、25)、侧向力测力组件(22、23、26、27)的输出可采用式1进行解耦；同理，侧向位移v和垂直方向位移w所造成的耦合输出也可采用式1进行解耦。
第一轴向力测力组件29的输出记为R29，第二轴向力测力组件30的输出记为R30；第一侧向力测力组件22的输出记为R22，第二侧向力测力组件23的输出记为R23，第三侧向力测力组件26的输出记为R26，第四侧向力测力组件27的输出记为R27；第一垂直力测力组件21的输出记为R21，第二垂直力测力组件31的输出记为R31，第三垂直力测力组件24的输出记为R24，第四垂直力测力组件33的输出记为R33，第五垂直力测力组件32的输出记为R32，第六垂直力测力组件28的输出记为R28，第七垂直力测力组件34的输出记为R34，第八垂直力测力组件25的输出记为R25。那么，台架测得的推力矢量F为：
推力矢量F相对于推力测量台架所产生的力矩计算公式如下：
上述可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，测力组件为：
图4(a)为测力组件实物几何模型，图4(b)为测力组件受力模型。第一挠性件36与第二挠性件38几何参数一致，长度160mm，宽度160mm，高度160mm；测力传感器长度80mm，直径200mm；测力组件总长度为520mm。测力组件横向弯曲刚度计算公式如下：
式中，E为弹性模量，αC为拉/压力影响系数，β为刚性部分影响系数，Il为挠性件有效部分惯性矩。
图5(a)为轴向/侧向一维自解耦合组件模型，定架40、第一测力组件41、动架42、第二测力组件43之间采用串联结构形式，即第一测力组件41与第二测力组件43关于动架42对称布局。图5(b)为垂直方向一维自解耦合组件模型，第一测力组件44与第二测力组件48之间采用并联结构形式，即第一测力组件44与第二测力组件48在垂直方向平行。第一连杆47和第二连杆49将第一测力组件44与第二测力组件48的受力方向进行转化，使其一个受拉时另外一个受压。
Claims (4)
1.一种可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，其特征在于，包括定架、动架、测力组件，
定架，用于对动架和测力组件的支撑，
动架，用于安装试验发动机，发动机产生的推力矢量通过动架传递到各测力组件，
若干测力组件，每个测力组件包括测力传感器和连接其两端的两个挠性件，一个挠性件连接定架，另一个挠性件连接动架；测力组件对发动机产生的推力矢量进行测量，将感受的推力矢量转化为电压信号，根据推力矢量与测量的电压信号之间的映射关系，实现发动机推力矢量的测量。
2.如权利要求1所述的可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，其特征在于，一维自解耦合布局为，所述的测力组件包括第一测力组件8和第二测力组件(9)，第一挠性件(1)、第一测力传感器(2)、第二挠性件(3)组成第一测力组件8；第三挠性件(5)、第二测力传感器(6)、第四挠性件(7)组成第二测力组件(9)；第一测力组件8和第二测力组件(9)分别位于动架(4)的两端，并与动架(4)连接，另外一端与定架相连接。
3.如权利要求1所述的可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，其特征在于，二维自解耦合布局为，所述的测力组件包括，第一轴向力测力组件(12)和第二轴向力测力组件(13)为一组，位于动架(17)中心线上，关于动架(17)前后对称分布，一端与动架(17)连接，一端与定架(16)连接，第一侧向力测力组件(10)和第二侧向力测力组件(11)为一组，位于动架(17)后端(顺发动机航向来看)，关于动架(17)左右对称分布，一端与动架(17)连接，一端与定架(16)连接，第三侧向力测力组件(14)和第四侧向力测力组件(15)为一组，位于动架(17)前端，关于动架(17)左右对称分布，一端与动架(17)连接，一端与定架(16)连接。
4.如权利要求1所述的可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架，其特征在于，三维自解耦合布局为，所述的测力组件包括，第一轴向力测力组件(29)和第二轴向力测力组件(30)位于动架(20)中心线上，关于动架(20)前后对称分布，一端与动架(20)连接，一端与定架连接,第一侧向力测力组件(22)和第二侧向力测力组件(23)位于动架(20)前端(顺发动机航向来看)，关于动架(20)左右对称分布，一端与动架(20)连接，一端与定架连接,第三侧向力测力组件(26)和第四侧向力测力组件(27)位于动架(20)后端，关于动架(20)左右对称分布，一端与动架(20)连接，一端与定架连接,第一垂直力测力组件(21)和第二垂直力测力组件(31)为一组，第三垂直力测力组件(24)和第四垂直力测力组件(33)为一组，第五垂直力测力组件(32)和第六垂直力测力组件(28)为一组，第七垂直力测力组件(34)和第八垂直力测力组件(25)为一组，此四组测力组件分别位于动架(20)的四个角落，关于动架(20)成中心对称分布。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201611155312.5A CN106595935B (zh) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | 可自解耦合的航空发动机矢量力测量台架 |
Applications Claiming Priority (1)
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