CN111442903A - 一种飞行器多片减速板铰链力矩测量装置及使用方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置及使用方法，包括：飞行器模型，其结构包括模型前体和模型后体，且模型后体上轴对称设置有多个减速板，减速板包括舵Ⅰ和舵Ⅱ，以及更多数量的减速板；尾支杆，其前端伸入模型后体中，且与模型后体固定连接；铰链力矩天平，其一端安装在尾支杆上，另一端与舵Ⅰ固定连接；用于安装铰链力矩天平的矩形槽Ⅰ和矩形槽Ⅱ，矩形槽Ⅰ设置在尾支杆上，矩形槽Ⅱ设置在模型后体上；通过铰链力矩天平测量舵Ⅰ的气动力，然后保持模型前体不动，转动模型后体、尾支杆、铰链力矩天平、舵Ⅰ和舵Ⅱ，将舵Ⅰ的位置转动至舵Ⅱ转动前所处位置，可等效测量出舵Ⅱ的气动力，以此获得多个减速板的气动力特性。

Description

一种飞行器多片减速板铰链力矩测量装置及使用方法

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，更具体地说，本发明涉及一种飞行器多片减速板铰链力矩测量装置及使用方法。

背景技术

模型舵面铰链力矩试验是飞行器研制阶段的重要风洞试验项目之一，其目的是为了准确预测各控制舵面的气动力和相对于转轴的铰链力矩的大小，为舵机选择、气动外形设计和结构设计提供依据。

铰链力矩试验装置设计时，舵Ⅰ面与铰链力矩天平的模型端连接，天平的固定端与飞行器模型主体连接，舵Ⅰ面与模型主体之间必须保留一定宽度的缝隙，以保证天平能够产生一定的应变，进而准确测量舵Ⅰ面的气动力和力矩。根据天平轴线与舵面转轴的相对位置，铰链力矩试验装置的布局形式主要有两种：一种是“纵轴式”，天平轴线与舵面转轴垂直；另一种是“横轴式”，天平轴线与舵面转轴重合。减速板的转轴紧贴飞行器表面，无论采用“纵轴式”还是“横轴式”布局，天平都要暴露在模型主体之外，无法开展试验。另外，由于沿飞行器的周向可能布置多片减速板，如何较为方便地测量沿飞行器周向布置的不同减速板的气动力也是需要解决的问题。

因此，探索一种适用于飞行器多片减速板铰链力矩测量的试验装置设计方法对今后在开展此类风洞试验具有重要意义。目前，国内外尚未有与此相关的文献。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，包括：

飞行器模型，其结构包括模型前体和模型后体，且模型后体上轴对称设置有多个减速板，所述减速板包括舵Ⅰ和舵Ⅱ，以及更多数量的减速板；

尾支杆，其前端伸入所述模型后体中，且与所述模型后体固定连接；

铰链力矩天平，其一端安装在所述尾支杆上，另一端与所述舵Ⅰ固定连接；用于安装铰链力矩天平的矩形槽Ⅰ和矩形槽Ⅱ，所述矩形槽Ⅰ设置在尾支杆上，矩形槽Ⅱ设置在所述模型后体上；通过铰链力矩天平测量舵Ⅰ的气动力，然后保持模型前体不动，转动模型后体、尾支杆、铰链力矩天平、舵Ⅰ和舵Ⅱ，将舵Ⅰ的位置转动至舵Ⅱ转动前所处位置，可等效测量出舵Ⅱ的气动力，以次类推，可获得处于模型后体周向任一位置的减速板气动力特性。

优选的是，其中，所述铰链力矩天平的结构包括：

一体成型的模型端、测量段和固定端，且测量段位于模型端和固定端之间；所述模型端和固定端均设置为带法兰结构，即其上均设置有螺钉孔和销钉孔；

所述舵Ⅰ的结构包括：舵Ⅰ模型、法兰盘以及固定连接在舵Ⅰ模型和法兰盘之间的异形梁，且舵Ⅰ模型和异形梁通过法兰盘与所述铰链力矩天平的模型端固定连接。

优选的是，其中，所述尾支杆的结构包括：

前端圆柱段，在前端圆柱段后设置有圆锥段Ⅰ，圆锥段Ⅰ后分别设置有圆柱段Ⅰ、圆锥段Ⅱ和圆柱段Ⅱ和圆锥段Ⅲ；

所述前端圆柱段与模型后体通过螺钉实现固定连接，且在前端圆柱段内侧设置有安装平面；所述安装平面上加工有安装法兰，安装法兰上开设有沉头螺钉孔和销钉孔，所述铰链力矩天平的固定端通过安装法兰固定安装在安装平面上。

优选的是，其中，所述舵Ⅰ的异形梁穿设在矩形槽Ⅰ和矩形槽Ⅱ中，并且舵Ⅰ与模型后体保持0.5mm的缝隙。

优选的是，其中，所述舵Ⅱ的结构包括矩形柱梁和舵Ⅱ模型；所述舵Ⅱ通过螺钉紧固在模型后体表面。

优选的是，其中，所述模型前体和模型后体通过柱面配合、销钉定位实现连接，即在模型后体上设置有四个销钉孔，按逆时针方向分别为第一销钉孔、第二销钉孔、第三销钉孔和第四销钉孔；其中，第一销钉孔与第二销钉孔的轴线垂直，第三销钉孔与第四销钉孔的轴线垂直，第一销钉孔与第三销钉孔的轴线夹角为θ，且舵Ⅰ与舵Ⅱ的夹角为θ；在所述模型前体上设置有与模型后体的销钉孔相对应的定位孔，分别为第一定位孔、第二定位孔、第三定位孔和第四定位孔。

优选的是，其中，所述铰链力矩天平与尾支杆的安装平面之间安装有隔热板，铰链力矩天平上套设有隔热套。

优选的是，其中，所述前端圆柱段上设置有走线斜孔，且走线斜孔内侧中心与安装法兰的中心重合；所述前端圆柱段、圆锥段Ⅰ和圆柱段Ⅰ上设置有矩形通槽，且矩形通槽对称轴与走线斜孔中心重合；所述圆柱段Ⅰ上设置有走线斜槽，圆柱段Ⅰ、圆锥段Ⅱ、圆柱段Ⅱ和圆锥段Ⅲ上设置有走线孔。

优选的是，其中，飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置的使用方法包括以下步骤：

步骤一、将模型前体和模型后体的四个销钉孔一一对齐，即模型前体的第一定位孔、第二定位孔、第三定位孔和第四定位孔分别与模型后体的第一销钉孔、第二销钉孔、第三销钉孔和第四销钉孔对齐，测量舵Ⅰ的气动力，我们将此时舵Ⅰ所述的位置称为为位置Ⅰ，舵Ⅱ所处的位置称为位置Ⅱ；为防止过定位，在第一销钉孔、第三销钉孔、第一定位孔和第三定位孔中装入定位销，第二销钉孔、第四销钉孔、第二定位孔和第四销钉孔用橡皮泥封死；

步骤二、模型前体保持不动，转动模型后体、尾支杆、铰链力矩天平、舵Ⅰ和舵Ⅱ，将模型前体的第三定位孔、第四定位孔分别与模型后体的第二销钉孔、第一销钉孔对齐，转动角度为90°+θ，此时舵Ⅰ处于位置Ⅱ，通过测量舵Ⅰ的气动力，等效测量出舵Ⅱ的气动力；通过步骤一和步骤二分别实现对舵Ⅰ和舵Ⅱ气动力的测量，以次类推，可获得处于模型后体周向任一位置的减速板气动力特性。

本发明至少包括以下有益效果：使用本发明的减速板铰链力矩测量试验装置，能够方便快捷通过风洞试验准确获得飞行器多片减速板的气动力特性，为飞行器设计提供可靠的试验数据依据；本装置通过转动改变减速板的位置，通过一个铰链力矩天平测量出多个减速板的气动力，简化了测量流程，提高了测量效率。

本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。

附图说明：

图1为本发明提供的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置结构示意图；

图2为本发明提供的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置的剖面结构示意图；

图3为发明提供的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置飞行器模型结构示意图；

图4为本发明提供的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置尾支杆结构示意图；

图5为本发明提供的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置铰链力矩天平安装结构示意图；

图6为本发明提供的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置铰链力矩天平结构示意图；

图7为本发明提供的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置模型后体和模型前体沿销钉孔剖面结构示意图；

图8为本发明提供的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置舵Ⅰ与铰链力矩天平的安装结构示意图；

图9为本发明提供的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置舵Ⅱ结构示意图。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。

应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。

如图1-9所示：本发明的一种飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，包括：

飞行器模型1，其结构包括模型前体2和模型后体3，且模型后体3上轴对称设置有多个减速板，所述减速板包括舵Ⅰ4和舵Ⅱ5，以及更多数量的减速板；

尾支杆6，其前端伸入所述模型后体3中，且与所述模型后体3固定连接；

铰链力矩天平7，其一端安装在所述尾支杆6上，另一端与所述舵Ⅰ4固定连接；用于安装铰链力矩天平7的矩形槽Ⅰ601和矩形槽Ⅱ301，所述矩形槽Ⅰ601设置在尾支杆6上，矩形槽Ⅱ301设置在所述模型后体3上；通过铰链力矩天平7测量舵Ⅰ4的气动力，然后保持模型前体2不动，转动模型后体3、尾支杆6、铰链力矩天平7、舵Ⅰ4和舵Ⅱ5，将舵Ⅰ4转动至舵Ⅱ5转动前所处位置，可等效测量出舵Ⅱ5的气动力，以此类推，可获得处于模型后体3轴向任一位置减速板的气动力特性。

在上述技术方案中，所述铰链力矩天平7的结构包括：

一体成型的模型端701、测量段702和固定端703，且测量段702位于模型端701和固定端703之间；所述模型端701和固定端703均设置为带法兰结构，即其上均设置有螺钉孔和销钉孔；

所述舵Ⅰ4的结构包括：舵Ⅰ模型401、法兰盘402以及固定连接在舵Ⅰ模型401和法兰盘402之间的异形梁403，且舵Ⅰ模型401和异形梁403通过法兰盘402与所述铰链力矩天平7的模型端701固定连接。

在上述技术方案中，所述尾支杆6的结构包括：

前端圆柱段602，在前端圆柱段602后设置有圆锥段Ⅰ603，圆锥段Ⅰ603后分别设置有圆柱段Ⅰ604、圆锥段Ⅱ605和圆柱段Ⅱ606和圆锥段Ⅲ607；

所述前端圆柱段602与模型后体3通过螺钉实现固定连接，且在前端圆柱段602内侧设置有安装平面8；所述安装平面8上加工有安装法兰，安装法兰上开设有沉头螺钉孔和销钉孔，所述铰链力矩天平7的固定端703通过安装法兰固定安装在安装平面8上。

在上述技术方案中，所述舵Ⅰ4的异形梁403穿设在矩形槽Ⅰ601和矩形槽Ⅱ301中，并且舵Ⅰ4与模型后体3保持0.5mm的缝隙。

在上述技术方案中，所述舵Ⅱ5的结构包括矩形柱梁501和舵Ⅱ模型502；所述舵Ⅱ5通过螺钉紧固在模型后体3表面。

在上述技术方案中，所述模型前体2和模型后体3通过柱面配合、销钉定位实现连接，即在模型后体3上设置有四个销钉孔，按逆时针方向分别为第一销钉孔9、第二销钉孔10、第三销钉孔11和第四销钉孔12；其中，第一销钉孔9与第二销钉孔10的轴线垂直，第三销钉孔11与第四销钉孔12的轴线垂直，第一销钉孔9与第三销钉孔11的轴线夹角为θ，且舵Ⅰ4与舵Ⅱ5的夹角为θ；在所述模型前体2上设置有与模型后体3的销钉孔相对应的定位孔，分别为第一定位孔901、第二定位孔1001、第三定位孔1101和第四定位孔1201。

在上述技术方案中，所述铰链力矩天平7与尾支杆6的安装平面8之间安装有隔热板13，铰链力矩天平7上套设有隔热套14。

在上述技术方案中，所述前端圆柱段602上设置有走线斜孔6021，且走线斜孔6021内侧中心与安装法兰的中心重合；所述前端圆柱段602、圆锥段Ⅰ603和圆柱段Ⅰ604上设置有矩形通槽15，且矩形通槽15对称轴与走线斜孔6021中心重合；所述圆柱段Ⅰ604上设置有走线斜槽，圆柱段Ⅰ604、圆锥段Ⅱ605、圆柱段Ⅱ606和圆锥段Ⅲ607上设置有走线孔。

在上述技术方案中，飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置的使用方法包括以下步骤：

步骤一、将模型前体2和模型后体3的四个销钉孔一一对齐，即模型前体2的第一定位孔901、第二定位孔1001、第三定位孔1101和第四定位孔1201分别与模型后体3的第一销钉孔9、第二销钉孔10、第三销钉孔11和第四销钉孔12对齐，测量舵Ⅰ4的气动力，我们将此时舵Ⅰ所处位置称为位置Ⅰ，舵Ⅱ所处位置称为位置Ⅱ；为防止过定位，在第一销钉孔9、第三销钉孔11、第一定位孔901和第三定位孔1101中装入定位销，第二销钉孔10、第四销钉孔12、第二定位孔1001和第四销钉孔1201用橡皮泥封死；

步骤二、模型前体2保持不动，转动模型后体3、尾支杆6、铰链力矩天平7、舵Ⅰ4和舵Ⅱ5，将模型前体2的第三定位孔1101、第四定位孔1201分别与模型后体3的第二销钉孔10、第一销钉9孔对齐，转动角度为90°+θ，此时舵Ⅰ4处于位置Ⅱ，通过测量舵Ⅰ4的气动力，等效测量出舵Ⅱ5的气动力；通过步骤一和步骤二分别实现了对舵Ⅰ4和舵Ⅱ5气动力的测量，以次类推，可获得处于模型后体周向任一位置的减速板气动力特性。

这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (9)

1.一种飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，其特征在于，包括：

飞行器模型，其结构包括模型前体和模型后体，且模型后体上轴对称设置有多个减速板，所述减速板包括舵Ⅰ和舵Ⅱ，以及更多数量的减速板；

尾支杆，其前端伸入所述模型后体中，且与所述模型后体固定连接；

铰链力矩天平，其一端安装在所述尾支杆上，另一端与所述舵Ⅰ固定连接；用于安装铰链力矩天平的矩形槽Ⅰ和矩形槽Ⅱ，所述矩形槽Ⅰ设置在尾支杆上，矩形槽Ⅱ设置在所述模型后体上；通过铰链力矩天平测量舵Ⅰ的气动力，然后保持模型前体不动，转动模型后体、尾支杆、铰链力矩天平、舵Ⅰ和舵Ⅱ，将舵Ⅰ的位置转动至舵Ⅱ转动前所处位置，可等效测量出舵Ⅱ的气动力，以次类推，可获得处于模型后体周向任一位置的减速板气动力特性。

2.如权利要求1所述的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述铰链力矩天平的结构包括：

一体成型的模型端、测量段和固定端，且测量段位于模型端和固定端之间；所述模型端和固定端均设置为带法兰结构，即其上均设置有螺钉孔和销钉孔；

所述舵Ⅰ的结构包括：舵Ⅰ模型、法兰盘以及固定连接在舵Ⅰ模型和法兰盘之间的异形梁，且舵Ⅰ模型和异形梁通过法兰盘与所述铰链力矩天平的模型端固定连接。

3.如权利要求2所述的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述尾支杆的结构包括：

前端圆柱段，在前端圆柱段后设置有圆锥段Ⅰ，圆锥段Ⅰ后分别设置有圆柱段Ⅰ、圆锥段Ⅱ和圆柱段Ⅱ和圆锥段Ⅲ；

所述前端圆柱段与模型后体通过螺钉实现固定连接，且在前端圆柱段内侧设置有安装平面；所述安装平面上加工有安装法兰，安装法兰上开设有沉头螺钉孔和销钉孔，所述铰链力矩天平的固定端通过安装法兰固定安装在安装平面上。

4.如权利要求3所述的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述舵Ⅰ的异形梁穿设在矩形槽Ⅰ和矩形槽Ⅱ中，并且舵Ⅰ与模型后体保持0.5mm的缝隙。

5.如权利要求1所述的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述舵Ⅱ的结构包括矩形柱梁和舵Ⅱ模型；所述舵Ⅱ通过螺钉紧固在模型后体表面。

6.如权利要求1所述的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述模型前体和模型后体通过柱面配合、销钉定位实现连接，即在模型后体上设置有四个销钉孔，按逆时针方向分别为第一销钉孔、第二销钉孔、第三销钉孔和第四销钉孔；其中，第一销钉孔与第二销钉孔的轴线垂直，第三销钉孔与第四销钉孔的轴线垂直，第一销钉孔与第三销钉孔的轴线夹角为θ，且舵Ⅰ与舵Ⅱ的夹角为θ；在所述模型前体上设置有与模型后体的销钉孔相对应的定位孔，分别为第一定位孔、第二定位孔、第三定位孔和第四定位孔。

7.如权利要求3所述的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述铰链力矩天平与尾支杆的安装平面之间安装有隔热板，铰链力矩天平上套设有隔热套。

8.如权利要求3所述的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述前端圆柱段上设置有走线斜孔，且走线斜孔内侧中心与安装法兰的中心重合；所述前端圆柱段、圆锥段Ⅰ和圆柱段Ⅰ上设置有矩形通槽，且矩形通槽对称轴与走线斜孔中心重合；所述圆柱段Ⅰ上设置有走线斜槽，圆柱段Ⅰ、圆锥段Ⅱ、圆柱段Ⅱ和圆锥段Ⅲ上设置有走线孔。

9.一种如权利要求1-8任一项所述的飞行器多片减速板铰链力矩测量试验装置，其特征在于，其使用方法包括以下步骤：

步骤一、将模型前体和模型后体的四个销钉孔一一对齐，即模型前体的第一定位孔、第二定位孔、第三定位孔和第四定位孔分别与模型后体的第一销钉孔、第二销钉孔、第三销钉孔和第四销钉孔对齐，测量舵Ⅰ的气动力，我们将此时舵Ⅰ所述的位置称为为位置Ⅰ，舵Ⅱ所处的位置称为位置Ⅱ；为防止过定位，在第一销钉孔、第三销钉孔、第一定位孔和第三定位孔中装入定位销，第二销钉孔、第四销钉孔、第二定位孔和第四销钉孔用橡皮泥封死；

步骤二、模型前体保持不动，转动模型后体、尾支杆、铰链力矩天平、舵Ⅰ和舵Ⅱ，将模型前体的第三定位孔、第四定位孔分别与模型后体的第二销钉孔、第一销钉孔对齐，转动角度为90°+θ，此时舵Ⅰ处于位置Ⅱ，通过测量舵Ⅰ的气动力，等效测量出舵Ⅱ的气动力；通过步骤一和步骤二分别实现对舵Ⅰ和舵Ⅱ气动力的测量，以次类推，可获得处于模型后体周向任一位置的减速板气动力特性。

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