CN107290124B - 一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统 - Google Patents

一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，涉及脉冲燃烧风洞试验中空气动力测量技术领域。包括试验模型，支撑框架和基座。试验模型的背部前端设有一个盲孔，尾端设有二个通孔，分别与三个Y向响应拉杆的自由端固接，尾端两个垂直面设有两个通孔，分别与阻力X向响应拉杆的自由端固接；分别与两个Z向响应拉杆的自由端固接；支撑框架的前顶梁和后顶梁中部及右侧梁前、后均设有一个拉杆位置调整机构的底座，拉杆位置调整机构通过滑板分别与Y向响应拉杆固定端和Z向响应拉杆固定端固接；阻力X向响应拉杆固定端分别与尾支撑立座的支杆端固接；支撑框架的底部与基座固接；固定在地面的底座与基座之间设有角度板。主要用于空气动力测量。

Description

一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统
技术领域
本发明涉及脉冲燃烧风洞试验中空气动力测量技术领域。
背景技术
高超声速飞行器采用一体化布局，机体与发动机分离研究的方法不再适用，飞行器一体化测力试验，模型质量增大，测量系统频响降低，对于短时脉冲风洞测力，将导致试验测量精度和准度降低，给高超声速飞行器一体化性能预测带来很大困难。
国内高超声速风洞试验模型支撑方式主要包括尾撑式、侧壁撑式、腹撑式和背撑式，但以上方式均存在支撑部分对试验结果的干扰。随着试验马赫数的提高，来流特点由作用时间长、总压低变为了作用时间极短、总压高，气流对模型的作用由准静态载荷变为冲击过程，因此对支架干扰的修正也变得更加困难，测力结果存在较大误差，严重降低了试验结果的准确度。此外，试验模型多为细长体，当试验模型尺度较大时，会受到风洞试验段尺寸限制，以上支撑方式难以进行大攻角和大侧滑角试验，也难以使试验模型质心、天平部分校准中心和支架旋转中心位于同一点，可见以上支撑方式在高马赫数带动力试验中已不适用。因此，研发可大幅降低支撑干扰、提高试验环境与实际空间环境的相似性、增大攻角与侧滑角范围、提高风洞试验效率和试验结果准确性的脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统尤显必要。
发明内容
本发明的目的是提供一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，它能有效地解决风洞试验中支架干扰导致的空气动力测量准确度低等技术问题。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，包括试验模型，支撑框架和基座。试验模型的背部前端设有一个盲孔，尾端设有二个通孔，分别与三个Y向响应拉杆的自由端固接，试验模型尾端两个垂直面设有两个通孔，分别与阻力X向响应拉杆的自由端固接；试验模型右侧面前部设有一个盲孔，后部设有一个通孔，分别与两个Z向响应拉杆的自由端固接；支撑框架的前顶梁中部设有一个拉杆位置调整机构的底座，支撑框架的后顶梁中部两边各设有一个拉杆位置调整机构的底座，支撑框架的右侧梁前、后均设有一个拉杆位置调整机构的底座，拉杆位置调整机构通过滑板分别与Y向响应拉杆固定端和Z向响应拉杆固定端固接；两个阻力X向响应拉杆固定端与两个尾支撑立座的支杆端固接；尾支撑立座的底座与基座后端固接；支撑框架的底部与基座固接；固定在地面的底座与基座之间设有角度板。
所述拉杆位置调整机构的底座边缘分别设有八个贯通的螺孔，每条边缘各设二个螺孔，滑块的位置通过限位螺栓调整。
所述Y向响应拉杆和Z向响应拉杆均配有相应长度的拉杆风挡。
所述基座的前端与支撑框架的连接面设有三条T型槽，后端与两个尾支撑立座的连接面设有四条T型槽。
所述角度板的上、下表面设有试验要求攻角的角度差。
所述底座上表面均布四条T型槽，与角度板下表面固接。
所述支撑框架为前、后两个环形主框结构，前、后环形主框的顶梁之间设有连接顶梁，以X轴正向为基准，两个环形主框的左、下两边分别通过结构梁连接，两个环形主框右边通过右侧梁连接，其中两个环形主框的连接顶梁和右侧梁设有凸台结构，连接顶梁还设有贯通槽。
所述尾支撑立座的底部与基座后端T型槽固接，尾支撑立座上部设有与阻力X向响应拉杆固接的通孔，阻力X向响应拉杆与试验模型阻力方向轴线平行并处于同一水平面。
所述X向响应拉杆、Y向响应拉杆和Z向响应拉杆结构相同，均为整体式结构，其上均设有高精度传感器，所述Y向响应拉杆和Z向响应拉杆均配有相应长度的拉杆风挡。
所述T型槽条数可根据具体情况合理设置。底座下表面设有四个垫高柱结构，作用为保证飞行器的轴线和风洞轴线一致，柱与地面连接起约束作用，垫高结构、数量和尺寸根据具体试验情况设计。
所述支撑框架结构形式和尺寸根据试验具体风洞试验段尺寸合理设计，要求便于加工和试验现场安装。由于风洞试验段空间有限，支撑框架设计为由两个环形主框和上下左右四个框架梁组成，以便运入风洞试验段组装。所有支撑框架组件均为整体式结构，其中连接顶梁、右侧梁和两个环形框顶梁各自的连接部位设计为凸台形式，以便于减小精加工面积和降低加工成本。顶梁设有贯通槽，以便校准试验中升力Y向的加载钢带穿过。
所述两个尾支撑立座底部与基座后部T型槽固接，每个尾支撑立座上部设有通孔一个，与阻力X向响应拉杆固接，尾支撑立座结构和尺寸根据具体试验情况设计，保证两个阻力X向响应拉杆与试验模型轴线平行并处于同一水平面。
所述响应拉杆为整体材料加工而成，其上布有传感元件。
本发明的工作过程和原理：本系统底座与风洞试验段下方地面连接作为整个系统的约束，使除试验模型和响应拉杆外所有组件固定，响应拉杆成为固定端为约束的悬臂梁。风洞试验前，需在风洞试验段对测力系统进行现场校准试验，以获得输入载荷与输出响应信号间的关系，据此得到测力系统的空气动力解算式。风洞试验中，空气来流作用于试验模型上，使试验模型产生位移和振动，对试验模型起支撑作用的拉杆随之作为伯努利-欧拉梁的形式发生振动和弹性变形响应，设置于响应拉杆上的传感器输出对应的响应信号。通过信号处理及校准试验得到的空气动力解算式反推出试验模型受到的空气动力载荷，实现风洞试验中空气动力的测量。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：改进现有的试验模型支撑方式，
一、本发明与脉冲燃烧风洞试验段体积匹配，便于试验现场的安装、调试和校准。
二、本发明不存在复杂曲面或内部结构，便于加工，结构稳定可靠，系统整体易于维护与保养。
三、本发明有效地实现了高超声速脉冲燃烧风洞中作用于试验模型上的空气动力测量，可以通过更换不同倾角的角度板实现试验模型攻角的变化。
四、本发明有效降低了支架对流场的影响，提高了地面风洞试验与飞行试验的相似度。
进一步，本发明除阻力X向拉杆可不设置风挡外，其他拉杆均设置了风挡，消除来流对响应杆的影响，较好地满足了脉冲燃烧风洞空气动力测力要求。
其次，系统底座与地面固接为除试验模型和响应拉杆外的其他部件提供了约束，使这些部件共同组成系统的固定端。而试验模型和响应拉杆组成了系统的浮动端，满足风洞测力的要求。
附图说明
图1为本发明测力系统立体结构示意图
图2为本发明响应拉杆示意图
图3为本发明支撑框架示意图
图4为本发明基座示意图
图5为本发明风挡示意图
图6为本发明尾支撑立座示意图
图7为本发明拉杆位置调整机构示意图
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步的详细说明。
一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，试验模型1的背部前端设有一个盲孔，尾端设有两个通孔，分别与三个Y向响应拉杆7的自由端固接，也可根据具体试验情况设置合理数量的埋孔、盲孔或通孔、合理布局并匹配相应数量的响应拉杆；试验模型1尾部的垂直面设有两个通孔，分别与两个阻力X向响应拉杆6自由端固接，也可根据具体试验情况设置合理数量的埋孔、盲孔或通孔、合理布局并匹配相应数量的响应拉杆；试验模型1右侧面前部设有一个盲孔，后部设有一个通孔，分别与两个Z向响应拉杆8自由端固接，也可根据具体试验情况设置合理数量的埋孔、盲孔或通孔、合理布局并匹配相应数量的响应拉杆；所述Y向响应拉杆7和Z向响应拉杆8均配有相应长度的拉杆风挡4。五个拉杆位置调整机构3的底座分别与支撑框架2的前、后顶梁和右侧梁固接，拉杆位置调整机构3的滑板15分别与Y向响应拉杆7固定端、Z向响应拉杆8固定端固接；阻力X向响应拉杆6的固定端与尾支撑立座5的支杆端固接；所述支撑框架2为前、后两个环形主框结构，两个环形主框的顶部之间设有顶梁12，以X轴正向为基准，两个环形主框的左、下两边分别通过结构梁14连接，两个环形主框右边通过右侧梁13连接，其中两个环形主框2的顶梁12和右侧梁13设有凸台结构，顶梁12还设有贯通槽。尾支撑立座5底座端分别与基座11固接；基座11与角度板10固接；角度板10与底座9固接；支撑框架2与基座11前段固接；底座9与地面固接；所述拉杆位置调整机构3的底座边缘分别设有八个贯通的设有限位螺栓16的螺孔，每条边缘各设二个螺孔，滑块15的位置通过限位螺栓16调整。
其中X、Y、Z三个方向的响应拉杆结构相同。首先在风洞试验前，需在风洞试验段对测力系统进行现场安装、调试和校准试验，以获得输入载荷与输出响应信号间的关系，据此得到测力系统的空气动力解算式，校准试验前和风洞试验前需调整五个拉杆位置调整机构3，保证拉杆处于正交或平行状态，保证力和力矩的正确分解。在实际风洞试验中，首先空气来流经过试验段作用于试验模型1使之产生位移和振动响应，此响应传给所有的七个响应拉杆，七个响应拉杆均作为伯努利-欧拉梁发生弯曲弹性变形和振动响应，设置于各响应拉杆上的高精度传感器17输出对应的响应信号。第二步，通过对响应信号采集并根据校准试验得到的空气动力解算式反推出试验模型受到的阻力、升力、侧向力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩，实现风洞试验中空气动力的测量。

Claims (7)

1.一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，包括试验模型（1），支撑框架（2）和基座（11），其特征在于：基座（11）的后端左右两侧设有尾支撑立座（5），尾支撑立座（5）上部设有与阻力X向响应拉杆（6）连接的通孔；试验模型（1）的背部前端设有一个盲孔，尾端设有二个通孔，分别与三个Y向响应拉杆（7）的自由端固接，试验模型（1）尾端两个垂直面设有两个通孔，分别与阻力X向响应拉杆（6）的自由端固接；试验模型（1）右侧面前部设有一个盲孔，后部设有一个通孔，分别与两个Z向响应拉杆（8）的自由端固接；所述Y向响应拉杆（7）和Z向响应拉杆（8）均配有相应长度的拉杆风挡（4）；阻力X向响应拉杆（6）与试验模型阻力方向轴线平行并处于同一水平面；支撑框架（2）的前顶梁中部设有一个拉杆位置调整机构（3）的底座，支撑框架（2）的后顶梁中部两边各设有一个拉杆位置调整机构（3）的底座，支撑框架（2）的右侧梁（13）前、后均设有一个拉杆位置调整机构（3）的底座，拉杆位置调整机构（3）通过滑块（15）分别与Y向响应拉杆（7）固定端和Z向响应拉杆（8）固定端固接；阻力X向响应拉杆（6）固定端与尾支撑立座（5）的支杆端固接；支撑框架（2）的底部与基座（11）固接；固定在地面的底座（9）与基座（11）之间设有角度板（10）。
2.根据权利要求1所述的一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，其特征在于：所述拉杆位置调整机构（3）的底座边缘分别设有八个贯通的螺孔，每条边缘各设二个螺孔，滑块（15）的位置通过限位螺栓（16）调整。
3.根据权利要求1所述的一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，其特征在于：所述基座（11）的前端与支撑框架（2）的连接面设有三条T型槽，后端与两个尾支撑立座（5）的连接面设有四条T型槽，所述尾支撑立座（5）的底部与基座（11）后端T型槽固接。
4.根据权利要求1所述的一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，其特征在于：所述角度板（10）的上、下表面设有试验要求攻角的角度差。
5.根据权利要求1所述的一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，其特征在于：所述底座（9）上表面均布四条T型槽，与角度板（10）下表面固接。
6.根据权利要求1所述的一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，其特征在于：所述支撑框架（2）为前、后设置的两个环形框架结构，前、后两个环形框架结构的顶梁之间设有连接顶梁（12），以X轴正向为基准，两个环形框架结构的左、下两边分别通过结构梁（14）连接，两个环形框架结构右边通过右侧梁（13）连接，其中两个环形框架结构的连接顶梁（12）和右侧梁（13）设有凸台结构，连接顶梁（12）还设有贯通槽。
7.根据权利要求1所述的一种脉冲燃烧风洞悬挂式测力系统，其特征在于：所述阻力X向响应拉杆（6）、Y向响应拉杆（7）和Z向响应拉杆（8）结构相同，均为整体式结构，其上均设有高精度传感器（17）。
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