CN111189612B - 一种用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，包括基础模型、舵面模型、连接装置、偏角控制系统和刚度控制系统，其中：所述基础模型选为无尾飞机机翼的气动弹性模型，即机翼1；所述舵面模型为阻力舵2；所述连接装置包括连接支座7和连接支撑臂3，阻力舵2安装在转轴12上，转轴12套设在位于端框8外侧的连接支座7上，连接支座7通过连接支撑臂3连接机翼1的后梁；所述偏角控制系统包括舵机、锁紧装置以及角度测量传感器；刚度控制通过调整片弹簧刚度实现。本发明应用于无尾飞机的风洞试验模型上，有利于工程人员进一步了解阻力舵在偏角以及刚度变化中振动特性的变化情况，提高无尾飞机阻力舵的设计水平。

Description

一种用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置

技术领域

本发明属于气动弹性风洞模型技术领域，特别涉及一种用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置。

背景技术

为获得更好的隐身性能，无尾飞机采用了翼身融合技术，舍弃了垂尾与平尾，同时带来的缺点是其航向操稳特性不足。目前阻力舵是无尾飞机最有效的航向操纵方式之一，一般指安装在翼尖的后缘开裂式阻力方向舵。因此，对于较大展弦比飞翼式布局的无尾飞机，阻力舵上不大的阻力能够产生足够的偏航力矩；此外阻力舵角度张开到最大时，还有阻力板的作用；两侧不对称打开时产生滚转力矩起到副翼的作用。基于上述原因，阻力舵在无尾飞机上得到广泛的应用。

随着阻力舵的普遍使用，也会带来一系列新的问题，例如：阻力舵张开时产生的分离涡对舵面的动力学特性会产生怎样的影响，阻力舵刚度变化又会对机翼振动特性产生怎样的影响，这些都是值得进一步研究的问题。通常来说，在获取阻力舵振动特性的手段中，风洞试验是必不可少的，但由于传统的无尾飞机风洞模型主要研究飞机整体在不同姿态、飞行速度下的力学特性，采用的是不考虑弹性变形的刚体模型，而研究振动特性问题必须使用考虑变形的弹性模型，因此目前尚未有用于研究阻力舵振动特性的模型设计方案。

为解决这一问题，需要对无尾飞机的气动弹性模型加以改进，可以考虑在原有模型的基础上增加阻力方向舵及其控制装置，难点在于怎样模拟阻力舵张开角度的连续变化以及其自身的刚度变化。

发明内容

为了解决现有技术中的问题，本发明提供一种用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，该装置可用于研究阻力舵偏角与刚度变化对于无尾飞机振动特性的影响。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，包括基础模型、舵面模型、连接装置、偏角控制系统和刚度控制系统，其中：

所述基础模型选为无尾飞机机翼的气动弹性模型，即机翼1；

所述舵面模型为阻力舵2，所述阻力舵2包括舵面前缘4和舵面后缘10，所述舵面前缘4和舵面后缘10的两端分别通过端框8和维形框5连接；

所述连接装置包括连接支座7和连接支撑臂3，转轴12横向贯穿两端的端框8，转轴12套设在位于端框8外侧的连接支座7上，所述连接支座7通过连接支撑臂3连接机翼1的后梁；

所述偏角控制系统包括锁紧装置13，所述锁紧装置13安装在连接支座7上，所述锁紧装置13分为活动部分与固定部分，其中：活动部分为一个刻有凹槽的方形块，在方形块上安装有拉线15，锁紧装置开口的一端与连接支撑臂3通过拉簧16连接，锁紧装置闭口一侧与连接支撑臂3连接，所述转轴12套设于锁紧装置的闭口和拉簧16之间；

所述刚度控制系统包括弹性臂11，所述弹性臂11的一端连接于靠近舵面内侧的端框8上，所述弹性臂11的另一端连接于连接支座7和端框8之间的转轴12上。

进一步的，所述阻力舵2还包括连接舵面前缘4和舵面后缘10的维形框5，以及连接两端的端框8。

进一步的，所述舵面前缘4、舵面后缘10和两端的端框8围成闭合方形，所述维形框5与端框8平行，两端的端框（8）之间设置有腹板（9），所述腹板9与舵面前缘4、舵面后缘10平行。

进一步的，所述连接支撑臂3的一端通过连接支座7连接转轴12，连接支撑臂3的另一端通过耳片17连接机翼1的后梁。

进一步的，所述连接支撑臂3、连接支座7和锁紧装置13的固定部分是一体的。

进一步的，两端的端框8近舵面前缘4处设置有通孔，通孔内安装有轴承6，所述转轴12自轴承6内穿过。

进一步的，所述转轴12上还套设有摇臂14，所述摇臂14位于连接支座7和锁紧装置13之间，摇臂14连接有舵机，舵机驱动摇臂带动转轴12旋转，从而带动阻力舵2运动。

进一步的，所述转轴12与锁紧装置相对应的外壁上设置有一圈若干个凹槽，所述锁紧装置的开口内与转轴12的接触面上设置有相互匹配的若干凹槽，相邻的凹槽之间的夹角为0.5°。

进一步的，所述阻力舵2上还安装有角度测量传感器，用于测量舵面实时偏角；所述阻力舵2上还安装有振动特性测量传感器，用于检测舵面振动特性。

进一步的，所述舵面模型有两个，分别安装在机翼后缘外侧弦平面同一站位的上下两侧。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明应用于无尾飞机的风洞试验模型上，有利于工程人员进一步了解阻力舵的振动特性，提高无尾飞机阻力舵的设计水平。

附图说明

图1是无尾飞机风洞弹性模型中机翼与阻力舵的俯视图；

图2是包含阻力舵的机翼部分剖面的侧视图，图中，I展示了开裂式阻力舵的打开状态，II展示了开裂式阻力舵的闭合状态；

图3是去除蒙皮附加弹性臂的阻力舵俯视图；

图4是本发明局部结构示意图图；

图5是制动装置的结构示意图；

图6是锁紧装置与转轴的接触面示意图；

图7是连接支撑臂的结构示意图；

图8是连接支座、摇臂和锁紧装置的排布图；

图9是本发明的局部结构排布图；

其中：1-机翼，2-阻力舵，3-连接支撑臂，4-舵面前缘，5-维形框，6-轴承，7-连接支座，8-端框，9-腹板，10-舵面后缘，11-弹性臂，12-转轴，13-锁紧装置，14-摇臂，15-拉线，16-拉簧，17-耳片。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作更进一步的说明。

实施例1

如图1-9所示，一种用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，包括基础模型、舵面模型、连接装置、偏角控制系统和刚度控制系统，其中：所述基础模型选为无尾飞机机翼的气动弹性模型，即机翼1；所述舵面模型为阻力舵2，所述阻力舵2包括舵面前缘4和舵面后缘10，所述舵面前缘4和舵面后缘10的两端分别通过舵面左右两侧的端框8和维形框5连接；所述连接装置包括连接支座7和连接支撑臂3，转轴12横向贯穿两端的端框8和维形框5，转轴12套设在位于端框8外侧的连接支座7上，所述连接支座7通过连接支撑臂3连接机翼1的后梁；所述偏角控制系统包括锁紧装置13，所述锁紧装置13分为活动部分与固定部分，其中活动部分为一个刻有凹槽的方形块，在其上安装有拉线15，用于打开锁紧装置13。锁紧装置开口的一端与连接支撑臂3通过拉簧16连接，锁紧装置闭口一侧通过铰链与连接支撑臂3连接，所述转轴12套设于锁紧装置的闭口和拉簧16之间；

作为一个优选方式，所述刚度控制系统包括弹性臂11，所述弹性臂11的一端连接于一端的端框8上，所述弹性臂11的另一端连接于连接支座7和端框8之间的转轴12上；具体地讲，刚度控制系统是通过调整弹性臂的截面尺寸来模拟不同的阻力舵操纵刚度的，进而调整舵面的旋转频率。

作为一个优选方式，所述阻力舵2还包括连接舵面前缘4和舵面后缘10的维形框5，以及连接两端的端框8；所述舵面前缘4、舵面后缘10和两端的端框8围成闭合方形，所述维形框5与端框8平行，两端的端框8之间设置有腹板9，所述腹板9与舵面前缘4、舵面后缘10平行。两端的端框8近舵面前缘4处设置有通孔，通孔内安装有轴承6，所述转轴12自轴承6内穿过。所述阻力舵2上还可以安装角度测量传感器和振动特性测量传感器。具体地讲，所述舵面前缘4、舵面后缘10、两端的端框8、维形框5和腹板9构成阻力舵2的梁架结构。

作为一个优选方式，所述连接支撑臂3的一端通过连接支座7连接转轴12，连接支撑臂3的另一端通过耳片17连接机翼1的后梁。

作为一个优选方式，所述转轴12上还套设有摇臂14，所述摇臂14位于连接支座7和锁紧装置13之间，摇臂14连接有舵机，舵机驱动摇臂带动转轴12旋转，从而带动阻力舵2运动。舵机安装在机翼后梁上，通过摇臂驱动转轴。一般直接选用合适的舵机即可。

作为一个优选方式，所述转轴12与锁紧装置相对应的外壁上设置有一圈若干个凹槽，所述锁紧装置的开口内与转轴12的接触面上设置有相互匹配的若干凹槽，相邻的凹槽之间的夹角为0.5°。具体地讲，相邻的凹槽的延长线均过转轴12的轴心，且相邻的延长线的夹角为0.5°。

实施例2

由于阻力舵张开时产生的分离涡会直接影响到舵面所在机翼部分的气动弹性特性，因此以机翼的气动弹性模型为基础使用本发明可研究不同刚度的阻力舵在不同偏角下对机翼振动特性的影响。

一种用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置包括基础模型、舵面模型、连接装置、偏角控制系统以及刚度控制系统。基础模型选取无尾飞机机翼的气动弹性模型，模型采用结构动力学相似方案，满足气动外形、刚度分布与质量分布相似。机翼包括梁架、维形框以及蒙皮，其中：基础模型刚度由金属梁架提供，通过改变梁架截面尺寸来模拟机翼刚度分布；基础模型质量由梁架、维形框以及配重块提供，由模型刚度分布确定的梁架以及围框的尺寸及安装位置会产生一个质量分布，该质量分布与机翼模型设计的质量分布存在一定的差别，因此通过在不同位置布置集中配重块来补足两者之间的区别；气动外形依靠机翼内部的维形框与蒙皮保持；阻力舵通过连接装置安装在机翼后梁上，包括转轴、维形框、蒙皮。连接装置包括耳片17、连接支撑臂3以及连接支座7，耳片17用于与机翼1后梁连接，连接支撑臂3用于连接耳片17与连接支座7，连接支座7用于安装转轴12。

舵面模型有两个，安装在机翼后缘外侧弦平面同一站位的上下两侧。舵面模型依靠维形框、蒙皮满足模拟其气动外形，内部采用泡沫等轻质材料填充，转轴通过安装在端框上的轴承贯穿舵面模型，舵面模型整体较轻，不考虑其刚度变化。在本舵面模型设计方法中由于转轴是通过轴承安装在舵面上的，两者之间可以产生相对运动，这一点是区别于其他的模型设计方法。由于驱动机构中的摇臂14直接驱动了转轴的旋转，因此驱动舵面的旋转还需要在转轴12与舵面之间安装一弹性臂11，该弹性臂一端通过螺钉安装在转轴上的槽中，另一端与舵面的端框8连接。

阻力舵与机翼的连接装置。连接装置位于舵面模型左右两侧，给舵面模型提供来自基础的支持。阻力舵转轴通过连接支座、连接支撑臂和耳片与机翼后梁连接。连接支座7是将转轴12与支撑臂3相连的装置，采用过渡配合将转轴安装在连接支座上的孔中。连接支撑臂是整个连接装置中最为重要的部分，其一端为两个连接支座提供支持，另一端则直接通过耳片与机翼后梁相连，是主要的传力部件。在整个连接装置中，耳片、连接支座分别是连接支撑臂与机翼后梁舵面转轴连接的装置，因此通过确定连接支撑臂的大致尺寸可确定舵面转轴与机翼后梁之间的距离以及两根转轴之间的距离。

阻力舵偏角控制系统，偏角控制系统包括舵机、摇臂、制动装置、弹性臂和角度测量传感器。舵机安装在机翼后梁上，舵机与舵面转轴之间通过摇臂14连接，制动装置以及摇臂安装在连接支撑臂上，角度测量传感器以及振动特性测量传感器安装在舵面前缘；制动装置包括拉线15，锁紧装置13以及拉簧16，主要用于控制转轴的运动状态。在制动装置对应位置的转轴轴段上沿轴线方向刻有凹槽，由于轴上相邻两凹槽之间的圆心角是转轴偏转的最小单位，故将其控制为0.5°，并在制动装置的上半活动部分即锁紧装置刻上与轴对应的凹槽。需要偏转角度时，通过拉线拉动锁紧装置打开，拉簧伸长，转轴可旋转；当偏角确定后，撤销施加在锁紧装置上的外力，弹簧的拉力作用在锁紧装置上使锁紧装置和转轴上的凹槽相互配合，锁紧转轴。

偏角控制系统的工作过程为，输入偏转角度信号，将其转化为数字信号并打开制动装置，打开舵机，舵机带动摇臂驱动转轴旋转，转轴与舵面产生相对运动后弹性臂驱动舵面偏转，以实时测量所得旋转角度作为反馈信号，接近输入条件时逐步降低舵机输出功率，满足输入条件时，打开制动装置，锁紧转轴，关闭舵机。

阻力舵刚度控制系统，当转轴旋转过一定角度固定后，舵面的旋转频率主要由弹性臂的刚度来控制，舵面操纵刚度主要通过调整弹性臂的截面尺寸模拟，通过调整舵面的操纵刚度来进一步调整舵面的旋转频率，可研究不同的旋转频率下舵面旋转过程中的振动特性。

实施例3

在实施例中，根据试验风洞的直径尺寸确定试验模型的机翼展长，进而确定机翼模型的刚度比例尺、质量等模型的基本参数。根据阻力舵与机翼的相对位置可确定舵面的转轴位置以及舵面的平面尺寸。

由于舵面依靠连接装置安装在机翼后梁上，因此根据机翼后梁的高度确定连接支撑臂一端的高度。根据舵面前缘到转轴的距离确定连接支撑臂的弦向长度，再由长度得到相应位置的翼型高度，进而得到连接支撑臂另一端的高度。由此基本确定连接装置的尺寸。图7是图3中左侧的连接支撑臂。从图7可以看出，连接支撑臂一端需要通过耳片与机翼后梁连接，另一端需要给舵面提供支持。与图4对应，在图4中展示了连接支撑臂与制动装置、摇臂以及连接支座相对于转轴的位置关系。

如图4所示偏角控制机构的安装位置，在转轴上从左到右依次是锁紧装置13、摇臂14、连接支座7以及弹性臂11。其中弹性臂的另一端还需要与舵面端框连接。

如图5所示制动装置锁紧装置13的剖面图，通过拉线以及拉簧来调整锁紧装置与转轴之间的距离进而控制转轴的旋转状态。偏角控制机构的工作过程为，输入偏转角度信号，将其转化为数字信号并打开制动装置，打开舵机，舵机带动摇臂驱动转轴旋转，转轴与舵面产生相对运动后弹性臂驱动舵面偏转，以实时测量所得旋转角度作为反馈信号，接近输入条件时逐步降低舵机输出功率，满足输入条件时，打开制动装置，锁紧转轴，关闭舵机。

在刚度控制机构中，主要通过改变弹性臂的弹性系数来模拟舵面的操纵刚度，进而调整舵面的旋转频率。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，包括基础模型、舵面模型、连接装置、偏角控制系统和刚度控制系统，其中：

所述基础模型选为无尾飞机机翼的气动弹性模型，即机翼（1）；

所述舵面模型为阻力舵（2），所述阻力舵（2）包括舵面前缘（4）和舵面后缘（10），所述舵面前缘（4）和舵面后缘（10）的两端分别通过舵面左右两侧的端框（8）以及维形框（5）连接；

所述连接装置包括连接支座（7）和连接支撑臂（3），转轴（12）横向贯穿两端的端框（8）和维形框（5），转轴（12）套设在位于端框（8）外侧的连接支座（7）上，所述连接支座（7）通过连接支撑臂（3）连接机翼（1）的后梁；

所述偏角控制系统包括锁紧装置（13），所述锁紧装置（13）安装在连接支座（7）上，所述锁紧装置（13）分为活动部分与固定部分，其中：活动部分为一个刻有凹槽的方形块，在方形块上安装有拉线（15），锁紧装置开口的一端与连接支撑臂（3）通过拉簧（16）连接，锁紧装置闭口一侧与连接支撑臂（3）连接，所述转轴（12）套设于锁紧装置的闭口和拉簧（16）之间；

所述刚度控制系统包括弹性臂（11），所述弹性臂（11）的一端连接于靠近舵面内侧的端框（8）上，所述弹性臂（11）的另一端连接于连接支座（7）和端框（8）之间的转轴（12）上。

2.根据权利要求1所述的用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，所述阻力舵（2）还包括连接舵面前缘（4）和舵面后缘（10）的维形框（5），以及两端的端框（8）。

3.根据权利要求2所述的用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，所述舵面前缘（4）、舵面后缘（10）和两端的端框（8）围成闭合方形，所述维形框（5）与端框（8）平行，两端的端框（8）之间设置有腹板（9），且所述腹板（9）与舵面前缘（4）、舵面后缘（10）平行。

4.根据权利要求1所述的用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，所述连接支撑臂（3）的一端通过连接支座（7）连接转轴（12），连接支撑臂（3）的另一端通过耳片（17）连接机翼（1）的后梁。

5.根据权利要求1所述的用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，所述连接支撑臂（3）、连接支座（7）和锁紧装置（13）的固定部分是一体的。

6.根据权利要求1所述的用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，两端的端框（8）近舵面前缘（4）处设置有通孔，通孔内安装有轴承（6），所述转轴（12）自轴承（6）内穿过。

7.根据权利要求1所述的用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，所述转轴（12）上还套设有摇臂（14），所述摇臂（14）位于连接支座（7）和锁紧装置（13）之间，摇臂（14）连接有舵机，舵机驱动摇臂带动转轴（12）旋转，从而带动阻力舵（2）运动。

8.根据权利要求1所述的用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，所述转轴（12）与锁紧装置相对应的外壁上设置有一圈若干个凹槽，所述锁紧装置的开口内与转轴（12）的接触面上设置有相互匹配的若干凹槽，相邻的凹槽之间的夹角为0.5°。

9.根据权利要求1所述的用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，所述阻力舵（2）上还安装有角度测量传感器，用于测量舵面实时偏角；所述阻力舵（2）上还安装有振动特性测量传感器，用于检测舵面振动特性。

10.根据权利要求1所述的用于模拟无尾飞机阻力舵偏角及刚度变化的装置，其特征在于，所述舵面模型有两个，分别安装在机翼后缘外侧弦平面同一站位的上下两侧。

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