CN108195545B - 细长体飞行器弹性模型振动试验装置 - Google Patents

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Abstract

细长体飞行器弹性模型振动试验装置，涉及飞行器结构试验、风洞试验、航空航天领域；弹性模型、弹性支撑杆、尾支杆、电磁激振器和底座；底座与外部风洞弯刀固定连接；电磁激振器为圆柱形结构；电磁激振器沿竖直方向固定安装在底座的侧壁；尾支杆为锥柱形结构；尾支杆同轴固定安装在外部风洞弯刀的中部；弹性支撑杆固定安装在尾支杆的轴向前端；弹性模型为中空细长飞行器外壁结构；弹性支撑杆和尾支杆伸入弹性模型内部，且弹性支撑杆的外壁与弹性模型的内壁固定连接；本发明用于细长体飞行器弹性模型模态试验、空气动力阻尼试验和载荷响应风洞试验等研究，具备模型激励、模型支撑功能，试验模型和支撑能够模拟模型低阶自由振动的结构动力学特性。

Description

细长体飞行器弹性模型振动试验装置
技术领域
本发明涉及一种飞行器结构试验、风洞试验、航空航天领域，特别是细长体飞行器弹性模型振动试验装置。
背景技术
运载火箭在跨声速飞行时会经历严峻的气动载荷，其中与结构低阶模态弹性变形相关的气动力对于火箭的稳定性和强度设计具有重要的作用。对于这类问题，风洞试验是必不可少的研究手段。通过风洞试验可以对飞行器的空气动力阻尼和载荷响应特性进行研究。
目前国内在运载火箭研制中均需要开展空气动力阻尼和载荷响应特性研究。其试验装置设计难点主要在于：
1)模型需要模拟火箭的低阶结构动力学特性和气动特性；2)模型支撑机构要能够不影响模型的结构低阶结构动力学特性；3)需要配套的模型激励机构在试验中激励模型；4)模型需要有足够的强度能够经受高速风洞气动载荷；5)试验机构频率、间隙不能影响舵面、翼面支撑边界调节和结构动力学特性。
动导数试验技术也可用于空气动力阻尼试验研究，但是缺点在于：1)不能模拟全飞行器的气动外形；2)不能模拟全飞行器的振动模态。因而该技术用在全飞行器空气动力阻尼的获取具有一定局限性。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供细长体飞行器弹性模型振动试验装置，用于细长体飞行器弹性模型模态试验、空气动力阻尼试验和载荷响应风洞试验等研究，具备模型激励、模型支撑功能，试验模型和支撑能够模拟模型低阶自由振动的结构动力学特性。
本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
细长体飞行器弹性模型振动试验装置，包括弹性模型、弹性支撑杆、尾支杆、电磁激振器和底座；其中，底座与外部风洞弯刀固定连接；电磁激振器为圆柱形结构；电磁激振器沿竖直方向固定安装在底座的侧壁；尾支杆为锥柱形结构；尾支杆同轴固定安装在外部风洞弯刀的中部；弹性支撑杆固定安装在尾支杆的轴向前端；弹性模型为中空细长飞行器外壁结构；弹性支撑杆和尾支杆伸入弹性模型内部，且弹性支撑杆的外壁与弹性模型的内壁固定连接。
在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述的电磁激振器包括激振顶杆；激振顶杆为细长杆状结构；激振顶杆沿轴向设置在电磁激振器的底部，且激振顶杆与弹性模型尾端固定连接。
在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，当弹性模型需要激励时，电磁激振器通电，通过激振顶杆将激振力传递至弹性模型并进行激励。
在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述的弹性支撑杆为水平放置的工字型结构；弹性支撑杆的一端垂直于与尾支杆的轴向端头固定连接；弹性支撑杆的另一端的周向外壁与弹性模型固定连接。
在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述的弹性模型的侧壁设置有开槽，通过调整开槽位置控制弹性模型侧壁的弯曲刚度。
在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述开槽在弹性模型轴向方向调整。
在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述的弹性模型的中空内壁设置有配重块，实现对弹性模型沿轴向质量分布的调整。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明通过沿轴向不同高度的开槽降低模型截面弯曲刚度，以模拟飞行器的轴向刚度分布；
(2)本发明采用刚度较低的弹性元件连接薄壁模型和尾支杆，使得模型结构低阶结构动力学特性不受支撑的影响；
(3)本发明采用电磁激振器通过顶杆与模型尾部联结用于试验中激励模型。
附图说明
图1为本发明细长体飞行器弹性模型振动试验装置示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
设计了一种可用于细长体飞行器弹性模型模态试验、空气动力阻尼试验和载荷响应风洞试验等研究的振动试验装置，该装置具备模型激励、模型支撑功能，试验模型和支撑能够模拟模型低阶自由振动的结构动力学特性。
如图1所示为细长体飞行器弹性模型振动试验装置示意图，由图可知，细长体飞行器弹性模型振动试验装置，包括弹性模型1、弹性支撑杆2、尾支杆3、电磁激振器4和底座5；其中，底座5与外部风洞弯刀6固定连接；电磁激振器4为圆柱形结构；电磁激振器4沿竖直方向固定安装在底座5的侧壁；尾支杆3为锥柱形结构；尾支杆3同轴固定安装在外部风洞弯刀6的中部；弹性支撑杆2固定安装在尾支杆3的轴向前端；弹性模型1为中空细长飞行器外壁结构；弹性支撑杆2和尾支杆3伸入弹性模型1内部，且弹性支撑杆2的外壁与弹性模型1的内壁固定连接。弹性模型1的侧壁设置有开槽，通过沿轴向不同高度的开槽降低模型截面弯曲刚度以模拟飞行器的轴向刚度分布。弹性模型1的中空内壁设置有配重块1-1，实现对弹性模型1沿轴向质量分布的调整。弹性支撑2一般为两个，前后安装于尾支杆3上，两个弹性支撑2分别连接在弹性模型1的一阶模态前后节点位置附近。
其中，电磁激振器4包括激振顶杆4-1；激振顶杆4-1为细长杆状结构；激振顶杆4-1沿轴向设置在电磁激振器4的底部，且激振顶杆4-1与弹性模型1尾端固定连接。当弹性模型1需要激励时，电磁激振器4通电，通过激振顶杆4-1将激振力传递至弹性模型并进行激励。
弹性支撑杆2为水平放置的工字型结构；弹性支撑杆2的一端垂直于与尾支杆3的轴向端头固定连接；弹性支撑杆2的另一端的周向外壁与弹性模型1固定连接。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.细长体飞行器弹性模型振动试验装置，其特征在于：包括弹性模型(1)、弹性支撑杆(2)、尾支杆(3)、电磁激振器(4)和底座(5)；其中，底座(5)与外部风洞弯刀(6)固定连接；电磁激振器(4)为圆柱形结构；电磁激振器(4)沿竖直方向固定安装在底座(5)的侧壁；尾支杆(3)为锥柱形结构；尾支杆(3)同轴固定安装在外部风洞弯刀(6)的中部；弹性支撑杆(2)固定安装在尾支杆(3)的轴向前端；弹性模型(1)为中空细长飞行器外壁结构；弹性支撑杆(2)和尾支杆(3)伸入弹性模型(1)内部，且弹性支撑杆(2)的外壁与弹性模型(1)的内壁固定连接；
所述的电磁激振器(4)包括激振顶杆(4-1)；激振顶杆(4-1)为细长杆状结构；激振顶杆(4-1)沿轴向设置在电磁激振器(4)的底部，且激振顶杆(4-1)与弹性模型(1)尾端固定连接；
当弹性模型(1)需要激励时，电磁激振器(4)通电，通过激振顶杆(4-1)将激振力传递至弹性模型并进行激励。
2.根据权利要求1所述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，其特征在于：所述的弹性支撑杆(2)为水平放置的工字型结构；弹性支撑杆(2)的一端垂直于与尾支杆(3)的轴向端头固定连接；弹性支撑杆(2)的另一端的周向外壁与弹性模型(1)固定连接。
3.根据权利要求2所述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，其特征在于：所述的弹性模型(1)的侧壁设置有开槽，通过调整开槽位置控制弹性模型(1)侧壁的弯曲刚度。
4.根据权利要求3所述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，其特征在于：所述开槽在弹性模型(1)轴向方向调整。
5.根据权利要求4所述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，其特征在于：所述的弹性模型(1)的中空内壁设置有配重块(1-1)，实现对弹性模型(1)沿轴向质量分布的调整。
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