CN110160740A - 一种一体化冲击气动力测量系统 - Google Patents

Abstract

本发明实施例涉及一种一体化冲击气动力测量系统，所述系统，包括：高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆；其中，将所述高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆作为不可分离设计的整体系统进行结构设计；其中，所述风洞天平包括轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件，分别用于测量法向力Y、俯仰力矩Mz、轴向力X。

Description

一种一体化冲击气动力测量系统

技术领域

本发明实施例涉及航空航天工程测量技术领域，尤其涉及一种一体化冲击气动力测量系统。

背景技术

传统测力天平以应变计天平为主，主要是该类型天平具有精准度高、成本低、应用可靠等优点，但是该类型天平由于具有较小的刚度，一般不能直接应用在脉冲型风洞中的气动力测量试验。脉冲型风洞(如激波风洞)进行气动力测量试验并不成熟，其应变天平技术在短试验时间激波风洞的应用受限，主要原因就是传统的支撑测力系统结构形式在短试验时间内的惯性振动干扰很大，有时甚至干扰信号远远大于试验天平信号。所以，应变天平在脉冲型风洞气动力测量试验中很少使用。

另外，因为传统测力支撑结构刚度低，其低频惯性干扰影响很大，比如其频率如果低到在试验时间内不足半个或一个周期，该信号是不能使用的，更谈不上精准度的问题。

综合考虑以上测力传感器(风洞天平)、支撑结构、模型重量与尺度等影响高超声速飞行器在脉冲型风洞中进行气动力测量的可行性与精准度的关键因素，且目前可产生高超声速真实飞行条件试验来流的高焓风洞大多为脉冲型风洞，如激波风洞。为提高高焓飞行条件下，即真实气体效应影响下的高超声速飞行器气动力测量试验的精、准度，急需一种适用于脉冲型高焓风洞的一体化冲击气动力测量系统。

发明内容

鉴于此，为解决上述技术问题或部分技术问题，本发明实施例提供一种一体化冲击气动力测量系统，适用于脉冲型高焓风洞。

第一方面，本发明实施例提供一种一体化冲击气动力测量系统，应用于脉冲型高焓风洞，所述系统包括：

高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆；

其中，将所述高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆作为不可分离设计的整体系统进行结构设计；

其中，所述风洞天平包括轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件，分别用于测量法向力Y、俯仰力矩Mz、轴向力X。

在一个可能的实施方式中，所述风洞天平，还包括：

滚转力矩测量元件、侧向力测量元件、偏航力矩测量元件，分别用于测量滚转力矩Mx、侧向力Z、偏航力矩My。

在一个可能的实施方式中，所述轴向力测量元件采用∏型梁，所述法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件采用常规单柱矩形梁，通过采用最简单结构提高低阶振动频率。

在一个可能的实施方式中，对于所述高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆，采用有限元结构分析，进行一体化设计和优化改进。

在一个可能的实施方式中，所述系统还包括：

应变计，用于对所述轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件的变形进行量化测量。

在一个可能的实施方式中，所述轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件的振动低阶模态频率满足f≥2/t Hz，其中f为该分量力在其方向的低阶振动模态频率，t为脉冲型风洞的有效试验时间。

在一个可能的实施方式中，所述轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件在最大载荷作用下，变形产生的应变ε均≥50με。

本发明实施例提供的技术方案，公开了一种适用于脉冲型高焓风洞的一体化冲击气动力测量系统，该系统适用于短试验时间的脉冲型高焓风洞进行高超声速飞行器的气动力测量，通过该系统，风洞天平输出的应变信号在有效试验时间内具有规律的周期性，且可控制最少周期数。因此，可达到提高气动力测量结果可靠性和精、准度的目的。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明实施例中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图

图1是本发明实施例的一种一体化冲击气动力测量系统的示意图；

图2是本发明实施例的一种传统高超声速飞行器气动力测量系统的示意图(模型以尖锥为例，其尾部透视处理)；

图3是本发明实施例的一种∏型梁的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例做进一步的解释说明，实施例并不构成对本发明实施例的限定。

如图1所示，为本发明实施例所提供的一种一体化冲击气动力测量系统(impulseforce-measurement system，简称iFMS)，应用于脉冲型高焓风洞，所述系统包括：

高超声速飞行器气动力测量模型110、风洞天平120(对应于图1所示的气动力测量单元)以及支撑杆130，其中高超声速飞行器气动力测量模型110、风洞天平120以及支撑杆130将遵循以下设计参数标准和技术要求：

其中高超声速飞行器气动力测量模型110可以是高超声速飞行器气动力测量尖锥模型，如图1所示，当然也可以是其他形状的高超声速飞行器气动力测量模型110，例如高超声速飞行器气动力测量椭圆模型，本发明实施例对此不作限定。

其中，将所述高超声速飞行器气动力测量模型110、风洞天平120以及支撑杆130作为不可分离设计的整体系统进行结构设计。相较于传统测力试验系统结构一般分离设计子系统或部件，如单独设计适用于一系列尺度测力模型的风洞天平120，以及设计加工适用于同一尺寸接口天平的支撑杆130等，如图2所示，在本发明实施例中，将所述高超声速飞行器气动力测量模型110、风洞天平120以及支撑杆130三者将作为不可分离设计的整体系统进行结构设计，即“一体化”概念。

在本发明实施例中，在充分分析脉冲型风洞来流状态的冲击特性的基础上，将所述高超声速飞行器气动力测量模型110、风洞天平120以及支撑杆130三者将作为不可分离设计的整体系统进行结构设计，针对传统应变计天平在脉冲型高焓风洞测力试验应用的局限性，改变传统天平的设计和使用概念，将原来的天平测力传感器拓展至一体化脉冲测力系统，iFMS。

其中，所述风洞天平120包括轴向力测量元件121、法向力测量元件122以及俯仰力矩测量元件123，分别用于测量法向力Y、俯仰力矩Mz、轴向力X，意味着本发明实施例中该系统可以三分量力。

另外，高超声速飞行器设计要求和测力试验中所关注的气动特性及测量参数，可以将上述三分量力拓展至六分量力，即法向力Y、俯仰力矩Mz、轴向力X、滚转力矩Mx、侧向力Z、偏航力矩My，即该系统还包括：滚转力矩测量元件124、侧向力测量元件125、偏航力矩测量元件126，分别用于测量滚转力矩Mx、侧向力Z、偏航力矩My。

在iFMS气动力测量元件设计中，轴向力测量元件121采用∏型梁，如图3所示，所述法向力测量元件122以及俯仰力矩测量元件123采用常规单柱矩形梁，通过采用最简单结构提高低阶振动频率。

在iFMS实际设计中，对于高超声速飞行器气动力测量模型110、风洞天平120以及支撑杆130，采用有限元结构分析，综合参考模型，进行一体化设计和优化改进。其中，风洞天平120以及支撑杆130根据试验模型外形及试验状态设置，在结构形式上可采用一体式结构。其中，上述高超声速飞行器气动力测量模型110、风洞天平120以及支撑杆130设计和优化方法，主要采用CAE商业软件(如ANSYS等)进行结构建模和有限元计算，基于结果分析进行迭代计算，从而达到结构性能的优化。

iFMS采用应变计对所述轴向力测量元件121、法向力测量元件122以及俯仰力矩测量元件123的变形进行量化测量。其中，所述轴向力测量元件121采用∏型梁，所述法向力测量元件122以及俯仰力矩测量元件123采用常规单柱矩形梁，可以确定iFMS结构形式，所述轴向力测量元件121、法向力测量元件122以及俯仰力矩测量元件123的位置，可以根据iFMS结构形式以及高超声速飞行器气动力测量模型110气动特性进行选取。

轴向力测量元件121、法向力测量元件122以及俯仰力矩测量元件123等各个测量元件的振动低阶模态频率满足f≥2/t Hz，其中f为该分量力在其方向的低阶振动模态频率，t为脉冲型风洞的有效试验时间(其由风洞运行指标决定)。

所述轴向力测量元件121、法向力测量元件122以及俯仰力矩测量元件123等各个测量元件在最大载荷作用下，变形产生的应变ε均≥50με。

另外，iFMS系统试验中数据采集要求使用高速采集设备，其采样频率需大于100KS/s。

为了对本发明实施例提供的一种一体化冲击气动力测量系统进行详细说明，提供下列示例：

如图1所示的iFMS中，高超声速飞行器气动力测量模型110是高超声速飞行器气动力测量0.75米尖锥模型(半锥角10度)。

该一体化冲击气动力测量系统可进行三个分量力(轴向力，法向力和俯仰力矩)的高精度测量。在对风洞天平120中包括的各个测量元件(轴向力测量元件121、法向力测量元件122以及俯仰力矩测量元件123)进行设计和优化计算的同时，对高超声速飞行器气动力测量模型110以及支撑杆130尺寸参数进行有限元分析。iFMS结构振动低阶模态频率由有效试验时间t＝100毫秒确定，参数t为某激波风洞运行性能决定。因此，各个力单元结构振动低阶频率f≥20Hz。

表1.不同方法得到的频率分析结果对比

由上述表1结果对比发现，轴向和法向频率均大于设计准则要求的最低频率，因此在有效试验时间100毫秒内，实施例中的iFMS可在该激波风洞满足高超声速飞行器气动力测量要求并得出可靠结果。

表2.iFMS各个测量元件受力变形的应变计算结果

由上述表2输出应变结果可以看出，该iFMS各个测量元件结构在最大载荷作用下，其变形产生的应变均远大于设计要求指标50με。

表3.iFMS尖锥模型气动力结果对比

由上述表3列出的iFMS尖锥测力试验的重复性偏差结果，该测力试验的激波风洞状态为马赫7、总温2200K。法向力和俯仰力矩的相对偏差均在3％以内，而轴向力的相对偏差更是降到0.5％以内。同时，压心系数的偏差不到0.1％，两次测力试验的压心几乎重合。试验结果表明：iFMS具有很好的重复性性能，其精度可靠性得到验证。轴向力的偏差数据也验证了iFMS法向力对轴向力单元干扰很小，总体符合设计预期的结果。

通过上述对本发明实施例提供的技术方案的描述，本发明实施例公开了一种脉冲型高焓风洞气动力测量系统iFMS。该系统采用有限元计算辅助进行一体化设计，通过有限元分析结果进行迭代优化，增大测力系统刚度，提高系统结构振动频率和天平信号品质，从而得到精、准度高且可靠的高焓流场的气动力测量结果，并且通过给出刚度振动频率设计准则，使其具有优化目标，同时提高了刚度和灵敏度，解决了两者之前具有矛盾的问题。

上述装置中各个模块的功能和作用的实现过程具体详见上述方法中对应步骤的实现过程，在此不再赘述。

专业人员应该还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

结合本文中所公开的实施例描述的方法或算法的步骤可以用硬件、处理器执行的软件模块，或者二者的结合来实施。软件模块可以置于随机存储器(RAM)、内存、只读存储器(ROM)、电可编程ROM、电可擦除可编程ROM、寄存器、硬盘、可移动磁盘、CD-ROM、或技术领域内所公知的任意其它形式的存储介质中。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种一体化冲击气动力测量系统，其特征在于，应用于脉冲型高焓风洞，所述系统包括：

高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆；

其中，将所述高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆作为不可分离设计的整体系统进行结构设计；

其中，所述风洞天平包括轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件，分别用于测量法向力Y、俯仰力矩Mz、轴向力X。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述风洞天平，还包括：

滚转力矩测量元件、侧向力测量元件、偏航力矩测量元件，分别用于测量滚转力矩Mx、侧向力Z、偏航力矩My。

3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述轴向力测量元件采用∏型梁，所述法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件采用常规单柱矩形梁，通过采用最简单结构提高低阶振动频率。

4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，对于所述高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆，采用有限元结构分析，进行一体化设计和优化改进。

5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统还包括：

应变计，用于对所述轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件的变形进行量化测量。

6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件的振动低阶模态频率满足f≥2/t Hz，其中f为该分量力在其方向的低阶振动模态频率，t为脉冲型风洞的有效试验时间。

7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件在最大载荷作用下，变形产生的应变ε均≥50με。