CN110745256B - 一种短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台，包括升力风扇、涵道风扇、微型涡喷发动机、三轴承尾喷管和六分量天平等，可调整升力风扇、三轴承尾喷管和涵道风扇相对于试验台架的位置来模拟不同升力系统布局，使用六分量天平对升力系统所产生的影响飞行姿态的各向力和力矩进行测量，消除了现有测量方案针对不同升力系统需更换不同飞行器模型的缺陷，避免了此前无法准确测量升力系统产生力矩，仅可通过观察飞行器模型姿态来判断力矩平衡状况的不足，保持了整个测量系统的稳定。

Description

一种短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台

技术领域

本发明属于航空飞行器试验领域，涉及一种短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台，特别适用于短距/垂直起降飞行器升力系统实验验证。

背景技术

自英国“鹞”式垂直起降战机研发成功，具有短距/垂直起降功能的战斗机因其起降条件要求低，满足舰载航空需求而受到各主要军事强国的广泛关注。目前，具有短距/垂直起降功能并已具备战斗力的飞机还有美国F-35B和苏联的Yak-141。我国关于短距/垂直起降飞行器的研究还处于起步阶段，是目前航空领域的研究重点。

升力系统是飞行器实现短距/垂直起降的重要部件，用于飞行器在短距/垂直起降和巡航过程中的俯仰、偏航和滚转控制，其主要由升力风扇、机翼涵道风扇和三轴承尾喷管组成。在起降阶段，飞行器的速度较低，机翼几乎无法提供升力，其姿态控制完全依靠升力系统中各组件之间的协同配合，控制规律也要比常规飞行器更加复杂，因此需要通过地面模拟试验台进行研究。此前公开的专利中“一种垂直起降飞机地面模拟飞行试验平台”介绍了类似的设计，但该试验平台仅能在已有飞机模型的基础上结合试验平台进行姿态规律研究，无法适应不同升力系统布局，更无法精准测量飞行器各向所受力矩。

为了精准测量不同升力系统布局下，不同控制方案对飞行器所受各向力矩的大小，研究短距/垂直起降飞行器的姿态控制规律，解决上述发明的不足，提出了一种短/垂起降飞行器升力系统力矩平衡试验台。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台，可调整升力风扇、三轴承尾喷管和机翼涵道风扇的位置以模拟不同升力系统的空间布局，通过控制各升力部件作用力的大小来匹配不同姿态控制规律，使用试验台底座上的六分量天平对升力系统所产生的影响飞行器姿态控制的各向力矩进行测量，实现在地面对飞行器升力系统的姿态控制规律以及所产生的作动力矩结果进行闭环测量，以适应短距/垂直起降飞行器在起飞至降落的整个飞行任务中的力矩平衡要求，满足了对短距/垂直起降飞行器升力系统的控制规律研究需求。

技术方案

一种短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台，其特征在于包括升力风扇1、升力风扇支架2、两个涵道风扇支架3、两个涵道风扇4、试验台架5、微型涡喷发动机6、发动机支架7、喷管支架8、三轴承尾喷管9、六分量天平10和试验台底座11；六分量天平10固定于试验台底座11上平面，试验台架5下端面固定于六分量天平10的上平面；升力风扇支架2固连于试验台架5的前端，升力风扇1倒置固连于升力风扇支架2前端的圆环上，从下方吸气向上喷气；两个涵道风扇支架3对称固连于试验台架 5的中段，涵道风扇4倒置固连于涵道风扇支架3的前端，，从下方吸气向上喷气；具有凹槽结构的发动机支架7固连于试验台架5的尾部，微型涡喷发动机6置于发动机支架7的凹槽结构，微型涡喷发动机6尾部的三轴承尾喷管9通过喷管支架8与试验台架5固连；所述微型涡喷发动机6与发动机支架7的凹槽结构相吻合。

所述升力风扇支架2和矩形试验台架5两者连接的部位设有通孔组，根据实验需求选择连接的通孔。

所述矩形试验台架5中段与涵道风扇支架3两者连接的部位设有通孔组，根据实验需求选择连接的通孔。

所述矩形试验台架5的尾部与发动机支架7和喷管支架8连接的部位设有通孔组，根据实验需求选择连接的通孔。

有益效果

本发明提出的一种短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台，包括升力风扇、涵道风扇、微型涡喷发动机、三轴承尾喷管和六分量天平等，可调整升力风扇、三轴承尾喷管和涵道风扇相对于试验台架的位置来模拟不同升力系统布局，使用六分量天平对升力系统所产生的影响飞行姿态的各向力和力矩进行测量，消除了现有测量方案针对不同升力系统需更换不同飞行器模型的缺陷，避免了此前无法准确测量升力系统产生力矩，仅可通过观察飞行器模型姿态来判断力矩平衡状况的不足，保持了整个测量系统的稳定。

本发明的技术效果在于：应用本试验台对短距/垂直起降飞行器的升力系统进行力矩平衡测试时，可以通过调整升力风扇1、涵道风扇4和微型涡喷发动机6的位置来对不同升力系统布局的短距/垂直起降飞行器的力矩平衡进行模拟和试验，通过六分量天平来测量获取不同姿态控制规律下升力系统所产生的各方向力和力矩。本发明既避免了原先必须针对短距/垂直起降飞行器整机或模型进行测试的模式，降低了试验的成本，同时，试验台所有部件在实验中均保持固定，直接使用六分量天平测量升力系统所产生力和力矩，不会像原先针对飞行器模型进行试验时飞行器的姿态不断改变，提高了测量的稳定性。

附图说明

图1是短距/垂直起降飞行器升力系统力矩平衡试验台的总体图

图2是升力风扇和升力风扇支架的部件图

图3是一侧涵道风扇和涵道风扇支架的部件图

图4是发动机和三轴承尾喷管及其支架的部件图

图5是实验台架的部件图

图6是六分量天平和实验台底座的部件图

附图标记：1.升力风扇；2.升力风扇支架；3.涵道风扇支架；4.涵道风扇；5.试验台架；6.微型涡喷发动机；7.发动机支架；8.喷管支架；9.三轴承尾喷管；10.六分量天平；11.试验台底座。

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

本发明解决问题的技术方案是：包括升力风扇1，升力风扇支架2，涵道风扇支架3，涵道风扇4，试验台架5，微型涡喷发动机6，发动机支架7，喷管支架8，三轴承尾喷管9，六分量天平10和试验台底座11；所述升力风扇1、涵道风扇4均为倒置，即从下方吸气向上喷气；所述升力风扇1的顶部、中部和底部的圆环面上均开有周向均布的通孔，可与升力风扇支架2的圆弧一侧贴合固连；所述升力风扇支架2的矩形一侧开有8个2×2分布的通孔组，4个位于支架上表面，其余4个分列支架两侧，可与试验台架5的上表面和两侧固连；所述涵道风扇支架3在试验台架5两侧对称分布，靠近试验台架5一侧开有6个2×2分布的通孔组，分别位于涵道风扇支架3的上表面和侧面，可与试验台架5的上表面和侧面固连；所述涵道风扇4在试验台架5两侧对称分布，其圆环支撑面两侧各开有3个通孔，可与涵道风扇支架3固连；所述发动机支架7在微型涡喷发动机6的两侧对称分布，其上表面开有2个通孔组，通孔组由两个圆孔和一个延长孔组成；所述发动机支架7靠近微型涡喷发动机6一侧的通孔组用于与微型涡喷发动机6固连，另一侧通孔组用于与试验台架5固连；所述喷管支架8 由上下两块支撑结构组成，栓接后中间半圆环结构可将三轴承尾喷管9包裹固定，下方支撑结构的延伸段靠近试验台架5一侧开有通孔，可与试验台架5固连；所述三轴承尾喷管9与微型涡喷发动机6尾部固连，由步进电机驱动可在同一俯仰面内使喷管矢量角连续变化，变化范围为0°至向上95°，避免高温燃气对地面的烧蚀；所述六分量天平10上表面与试验台架5固连下表面与试验台底座11固连，可测量试验台架所受到的三维坐标轴上各方向上所受力与作动力矩；所述试验台底座11与地面固连，保持试验台始终稳定。

本发明的进一步技术方案是：所述涵道风扇支架3靠近涵道风扇4一侧的两边支撑臂上均开有等距分布多个通孔，孔径大小和间距与涵道风扇4上的通孔一致，因此涵道风扇4可在涵道风扇支架3上左右移动以调整涵道风扇4作动力矩的长度；

本发明的进一步技术方案是：所述试验台架5前部靠近升力风扇一侧的支撑臂上开有与升力风扇支架上通孔组同规格的多组通孔组，使得升力风扇1和其支架2可在试验台架5上前后移动，中部靠近涵道风扇的支撑臂上开有与涵道风扇支架3上同规格的多组通孔组，使得两侧涵道风扇4和涵道风扇支架3可前后移动，后部靠近微型涡喷发动机6处开有与发动机支架7和喷管支架8上同规格的多组通孔组，使得微型涡喷发动机6和三轴承尾喷管9可在实验台架5上前后移动。

具体实施例：包括：升力风扇、升力风扇支架、涵道风扇支架、涵道风扇、试验台架、微型涡喷发动机、发动机支架、喷管支架、三轴承尾喷管、六分量天平和试验台底座。升力风扇和涵道风扇倒置安装。升力风扇上中部和底部的圆环面和升力风扇支架圆弧一侧支架固连见图2。升力风扇支架矩形一侧与试验台架固连。涵道风扇和涵道风扇支架均在试验台架两侧对称安装，靠近试验台架一侧与试验台架的上表面和侧面固连，靠近涵道风扇一侧与涵道风扇的圆环支撑面固连见图3。发动机支架在微型涡喷发动机两侧对称安装，靠近发动机一侧与发动机固连，另一侧与试验台架固连。喷管支架的上下两块半圆环结构在栓接后可将三轴承尾喷管夹紧见图4，下方支撑结构延伸段与试验台架固连。三轴承尾喷管与发动机尾部固连。六分量天平上表面与试验台架底部固连，下表面与试验台底座固连见图6。试验台底座与地面固连。试验台安装完成后的整体轴测图如图1所示。

进一步的，如图5所示，试验台架前部靠近升力风扇部分开有与升力风扇支架矩形一侧通孔组同规格的多组通孔组，使得在满足升力风扇支架安装固定要求的前提下可前后移动，调整升力风扇的位置。试验台架中部靠近涵道风扇部分开有与涵道风扇支架上通孔组同规格的多组通孔组，使得涵道风扇支架可在试验台架中部前后移动并固定。试验台架尾部靠近微型涡喷发动机部分开有与发动机支架和喷管支架上通孔组同规格的多组通孔组，满足发动机和喷管固定需求的同时可以前后移动。

进一步的，如图3所示，涵道风扇支架靠近涵道风扇一侧的支撑臂上开有与涵道风扇圆环支撑面上通孔组相同的多组通孔组，使得涵道风扇可以在其支架上左右移动调整位置。

进一步的，如图4所示，三轴承尾喷管由步进电机驱动转动筒体，使得喷管排气方向可在同一俯仰面内由水平0°喷出连续调整至向上95°喷出，避免高温燃气对地面烧蚀的同时调整排气矢量角。

进一步的，如图6所示，六分量天平可以测量试验台架所受三维坐标轴三个方向上的受力和力矩，天平底部与试验台底座固连，可根据底座上所开通孔前后调整位置。

具体实施时，先用螺栓将六分量天平10固连在试验台底座11上，再将试验台架 5栓接在六分量天平10顶部，完成试验台架支撑和测量主体安装；其次将升力风扇1 与升力风扇支架2用螺栓固连，再将两侧涵道风扇4与涵道风扇支架3固连；随后将微型涡喷发动机6与三轴承尾喷管9连接，再将发动机支架7和喷管支架8安装在发动机和尾喷管上；最后将升力风扇支架2、涵道风扇支架3、发动机支架7和喷管支架 8安装在试验台架上，完成升力系统部件安装。

当需要调整升力风扇1的前后位置时，首先将升力风扇支架2与试验台架5固连的螺栓拆下，使升力风扇和其支架整体在试验台架5上前后滑动调整位置，移动到另一个匹配的通孔组后将螺栓安装固连；当需要调整涵道风扇4的前后左右位置时，先将涵道风扇4与涵道风扇支架3固连的螺栓拆下，此时涵道风扇4可在涵道风扇支架 3上左右滑动，移动至适宜位置时在重新安装螺栓固连，之后将涵道风扇支架3与试验台架5固连的螺栓拆下，使得涵道风扇和其支架整体在试验台架5上前后滑动，移动完成后重新使用螺栓固连；当需要调整微型涡喷发动机6和三轴承尾喷管9的前后位置时，需将发动机支架7和喷管支架8与试验台架5固连的螺栓拆下，将发动机及其支架和喷管及其支架在试验台架上整体滑动，移动至合适位置时再将发动机支架7 和喷管支架8重新固连在试验台架5上。

安装并调整完各部件位置后可进行升力系统力矩平衡试验测量，首先使所有升力系统部件处于关闭状态，启动六分量天平10并进行校零。随后启动升力风扇1、涵道风扇4、微型涡喷发动机6，打开三轴承尾喷管9的步进电机电源。之后调整升力风扇 1、涵道风扇4、微型涡喷发动机6的转速使得各升力部件工作状态满足实验测量所需，控制步进电机驱动三轴承尾喷管9调整排气矢量角至所需方向。待试验系统稳定后读取六分量天平所测得的三维坐标轴三个方向上试验台架所受力和力矩。最后根据短距/ 垂直起降飞行器的质量、重心等参数带入六分量天平测量数据即可反馈出当前状况下飞行器的力矩平衡状况。

通过以上操作，本发明所阐述的升力系统力矩平衡试验台可高效、精确且低成本的测量不同升力系统布局的短距/垂直起降飞行器的力矩平衡状况，消除了现有测量方案中针对不同升力系统需更换不同飞行器模型的缺陷，避免了此前无法精确测量升力系统产生力矩，仅可通过观察飞行器模型姿态来判断力矩平衡状况的不足，始终保持了测量系统的稳定，提高了测量精度。

Claims (4)

1.一种短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台，其特征在于包括升力风扇(1)、升力风扇支架(2)、两个涵道风扇支架(3)、两个涵道风扇(4)、试验台架(5)、微型涡喷发动机(6)、发动机支架(7)、喷管支架(8)、三轴承尾喷管(9)、六分量天平(10)和试验台底座(11)；六分量天平(10)固定于试验台底座(11)上平面，试验台架(5)下端面固定于六分量天平(10)的上平面；升力风扇支架(2)固连于试验台架(5)的前端，升力风扇(1)倒置固连于升力风扇支架(2)前端的圆环上，从下方吸气向上喷气；两个涵道风扇支架(3)对称固连于试验台架(5)的中段，涵道风扇(4)倒置固连于涵道风扇支架(3)的前端，从下方吸气向上喷气；具有凹槽结构的发动机支架(7)固连于试验台架(5)的尾部，微型涡喷发动机(6)置于发动机支架(7)的凹槽结构，微型涡喷发动机(6)尾部的三轴承尾喷管(9)通过喷管支架(8)与试验台架(5)固连；所述微型涡喷发动机(6)与发动机支架(7)的凹槽结构相吻合。

2.根据权利要求1所述短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台，其特征在于：所述升力风扇支架(2)和试验台架(5)两者连接的部位设有通孔组，根据实验需求选择连接的通孔。

3.根据权利要求1所述短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台，其特征在于：所述试验台架(5)中段与涵道风扇支架(3)两者连接的部位设有通孔组，根据实验需求选择连接的通孔。

4.根据权利要求1所述短距/垂直起降飞行器力矩平衡试验台，其特征在于：所述试验台架(5)的尾部与发动机支架(7)和喷管支架(8)连接的部位设有通孔组，根据实验需求选择连接的通孔。

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