CN111473949B - 一种测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置及方法 - Google Patents

一种测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置及方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于风洞实验技术领域，具体涉及一种测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置，包括风洞、并联杆机构、尾支杆、变俯仰角装置、多分量天平、滚转驱动装置和飞行器模型；并联杆机构设有三组，并联杆机构包括直线驱动装置、滑块和平行杆组。平行杆组包括两根平行设置的连杆。通过本发明，飞行器模型可以在风洞中大尺度和大速度的移动，而且机构刚度大，风洞堵塞度小；另外，通过改变多分量天平的预偏角度可以按需要改变飞行器模型的初始俯仰角，从而测得模型机翼的滚摇或掉翼现象；不仅如此，在机翼滚摇或掉翼中飞行器模型的体轴也可根据模型内部测得的气动力而平行移动。

Description

一种测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置及方法
技术领域
本发明属于风洞实验技术领域，具体涉及一种测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置及方法。
背景技术
现代军机要求有更好的机动性和敏捷性。传统的通过大角度机动来改变高度或航迹的方法已难以完全满足实战的要求。通过直接改变高度或航迹(如推力矢量法)要比传统的大攻角机动速度更快，需时更少，并且具有更高的敏捷性。但是，直接改变高度或航迹带来的非线性和非定常等空气动力特性(如洗流时差、掉翼和机翼滚摇等)是必须了解的问题。
对洗流时差来说，当飞行器作俯仰机动飞行时，飞行器的瞬时几何迎角和当地下洗角都要随之变化。瞬时几何迎角的变化只与飞行器几何运动有关，在线性的范围内，可用俯仰阻尼导数
Figure GDA0003471102990000011
来表述其俯仰动态性能；而飞行器某局部的瞬时下洗角却与流动过程有关。于是就有了洗流时差和洗流时差引起的阻尼力矩。在线性的范围内也可用洗流时差导数
Figure GDA0003471102990000012
表述洗流时差对俯仰动态性能的影响。
为了测出洗流时差引起的阻尼力矩，必须保证ωz＝0，而
Figure GDA0003471102990000013
这就要求实验时模型体轴只能上下平动。现有的技术都是基于平行弹簧在小尺度范围的上下振动(参考文献1、2、3和图9)。在这种情况下，设备不但无法满足模型大尺度快速运动变化带来的攻角变化率的模拟要求，而且只能在线性范围内给出俯仰洗流时差导数
Figure GDA0003471102990000014
无法给出纵向、侧向以及纵、侧向间交叉洗流时差导数(
Figure GDA0003471102990000015
等)。而且在非线性和非定常范围内，造成的非线性洗流时差和机翼滚摇、掉翼等是飞机设计中必须解决的问题。为了给飞行设计提供有关设计和鉴定资料，也为了给试飞部门提供安全的飞行规范，进行高速风洞军机模型的大尺度机动实验是必要的前提。
CN106840583A公开了一种具有平移功能的亚跨超声速风洞大攻角机构，CN106840584A公开了一种多自由度的亚跨超声速风洞大攻角机构，虽然机构的平移范围较大，但是平移机构的质量和惯性很大，难以满足大平移速度和加速度的要求，而且只能提供一个竖直方向上的运动。
另一种并联机构(Delta机构，参考文献4和图10)，它由三个分支机构均布连接定平台30和末端的动平台31。每个分支机构由一个与定平台30相连的转动副33和一个由四个球铰构成的平行四边形闭环32构成。这种机构可以提供三个线性方向的运动。但是，机构是上下运动，不能满足常规风洞水平测试的要求。加以前平台和机构的轴向气流堵塞度很大，平台的活动范围又小，从机构的动力学方程和雅可比矩阵可以推出其侧向刚度和偏转刚度均较低，无法用于大尺度沉浮、进退和侧滑的高速风洞试验。
除洗流时差外，机翼滚摇也是与飞行器机动性和敏捷性有关的重要问题。机翼摇滚现象是飞行器在大攻角飞行时由气动力作用而产生的横向振荡运动。细长机翼的前缘涡的不对称破裂与振动，机身前体涡的不对称卷起，大展弦比机翼前缘的不对称失速与振动等，都可能造成机翼滚摇。这种自激振荡不仅造成升力损失，而且由于纵横向自由度的耦合，严重影响了飞机的安定性和操纵性，大大限制了飞机的机动性和敏捷性，缩小了飞行包线。
参考文献5和图11记录了在模型滚转自由的条件下通过改变模型的俯仰角，直到机翼滚摇并记录机翼滚摇的时间历程。飞行器模型35由尾支杆36支撑，尾支杆通过止推轴承37和球轴承39支撑在支臂38内，并可以自由滚转。在尾支杆和支臂间有滚转角测量装置40和滚转锁紧装置41。风洞试验时，支臂38带动尾支杆36改变飞行器模型35的俯仰角。当飞行器模型35的机翼滚摇出现时，滚转角测量装置40测量出滚转角的时间历程。当机翼滚摇超过额定安全范围时，滚转锁紧装置41锁紧所述尾支杆。
但是，上述试验只是记录了机翼滚转角的时间历程，加以试验只能在飞行器模型体轴无侧向运动下进行。事实上，在机翼滚摇时的气动力变化及其对滚摇的影响是机翼滚摇试验需研究的重点内容，没有相应的气动力数据和流态观察，就难以对机翼滚摇的出现和防止作出进一步的研究。加以，机翼滚摇时必然会引起飞行器模型的侧向运动，并进而会对机翼滚摇发生很大的影响。
掉翼现象也是与飞行器机动性和敏捷性有关的重要问题。当飞行器左右机翼，尤其是翼尖出现不对称失速时，失速部分的升力大幅度减少，形成整个机翼快速下掉的掉翼现象，同时也造成机身纵轴上下、左右的摆动，使飞机的机动性和敏捷性受到很大的限制。迄今为止，还无法得到在实际掉翼的过程中，伴有机身纵轴上下、左右的摆动的气动现象和机理。
参考文献
参考文献1.动导数平移实验设备的研制，武传江、王延奎，气动研究与实验，Vol.14.，Dec.,1997.
参考文献2.K.J.Orlik-Ruckemann,E.S.Hanffand C,R.Anstey.Wind TunnelApparatus for Translational Oscillation Experiments.AIAA-80-0046,January 14-16,1980.
参考文献3.K.J.Orlik-Ruckemann,J.G.Laberge and E.S.Hanff.Measurementof Dynamic Cross-Derivatives Due to Pitching and Yawing.AIAA Papaer No.74-611.
参考文献4.黄真，刘婧芳，李艳文：论机构的自由度，2011-8。
参考文献5.张杰，才义，吴佳莉，潘金柱，卜忱：跨声速自由滚转试验技术研究，空气动力学学报，第34卷第5期，2016年10月
发明内容
本发明的目的是为了解决上述现有技术的不足，提供一种测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置及方法，飞行器模型可以在风洞中大尺度和大速度的移动，而且机构刚度大，风洞堵塞度小；另外，通过改变多分量天平的预偏角度可以按需要改变飞行器模型的初始俯仰角，从而测得模型机翼的滚摇或掉翼现象和相关气动力数据；不仅如此，在机翼滚摇或掉翼中飞行器模型的体轴也可根据模型内部测得的气动力而平行移动。
本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：一种测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置，包括风洞、并联杆机构、尾支杆、变俯仰角装置、多分量天平、滚转驱动装置和飞行器模型；所述并联杆机构设有三组，所述并联杆机构包括直线驱动装置、滑块和平行杆组；所述直线驱动装置安装在风洞内，所述直线驱动装置能够驱动滑块沿平行于风洞轴线的方向移动；所述平行杆组包括两根平行设置的连杆，所述连杆的一端通过后万向铰与滑块连接，每组平行杆组的两根连杆与滑块的连接点的连线平行于风洞的轴线，所述连杆的另一端通过前万向铰与尾支杆连接；所述尾支杆通过变俯仰角装置与多分量天平固定连接，所述多分量天平通过滚转驱动装置与飞行器模型连接。
本发明的技术方案还有：所述变俯仰角装置包括俯仰角驱动电机、蜗杆和蜗轮，所述俯仰角驱动电机、蜗杆和蜗轮安装在尾支杆上，所述俯仰角驱动电机与蜗杆连接，所述蜗杆与蜗轮啮合，所述蜗轮通过俯仰连杆与多分量天平固定连接。
本发明的技术方案还有：所述飞行器模型的内部固设有连接套筒，所述多分量天平通过轴承与连接套筒连接；所述滚转驱动装置为滚转驱动电机，所述滚转驱动电机与多分量天平固定连接，所述滚转驱动电机的输出轴与连接套筒连接。
本发明的技术方案还有：所述多分量天平与飞行器模型之间设有滚转锁紧装置，所述滚转锁紧装置能够将多分量天平与飞行器模型锁止。
本发明的技术方案还有：所述直线驱动装置为直线模组。
本发明的技术方案还有：还包括滚转角测量装置和俯仰角测量装置，所述滚转角测量装置用于测量飞行器模型的滚转角度，所述俯仰角测量装置用于测量飞行器模型的俯仰角。
本发明还提供了一种使用上述测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置测量飞行器洗流时差的方法，包括以下步骤：
步骤a：使所述飞行器模型的纵轴按一给定函数在所述风洞内沉浮z＝z(t)或侧滑y＝y(t)，或沉浮与侧滑的组合运动
Figure GDA0003471102990000051
步骤b：在线性范围内求得动稳定导数(阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数)中的洗流时差导数部分：对气动力矩部分来说，相应的洗流时差导数为：
Figure GDA0003471102990000052
Figure GDA0003471102990000053
和
Figure GDA0003471102990000054
所述飞行器模型的瞬时攻角为
Figure GDA0003471102990000055
瞬时攻角的时间导数为
Figure GDA0003471102990000056
如测得的瞬时俯仰气动力矩为mz(t)，在线性范围内，则求得俯仰洗流时差导数
Figure GDA0003471102990000057
求得偏航和滚转的俯仰洗流引起的时差导数为
Figure GDA0003471102990000058
和
Figure GDA0003471102990000059
求出侧滑洗流引起的时差导数
Figure GDA00034711029900000510
和
Figure GDA00034711029900000511
在非线性范围内，导数的定义不再存在，通过流态观察求得洗流的变化及其影响。
本发明还提供了一种使用上述测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置测量飞行器掉翼和机翼摇滚性能的方法，包括以下步骤：通过变俯仰角装置，逐步增加飞行器模型的俯仰角，当出现机翼滚摇和掉翼现象时，由所述滚转角测量装置记录所述飞行器模型的滚转角变化历程，所述多分量天平记录相应的气动力变化历程。
对于上述测量飞行器掉翼和机翼摇滚性能的方法，优选的：所述飞行器模型的纵轴可以在所述风洞中上下、左右或上下左右组合平行移动，以进一步得到所述飞行器模型纵轴的平行移动对所述飞行器模型掉翼和机翼滚摇的影响。
相对于现有技术，本发明测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置的有益效果为：(1)可同时提供飞行器模型沉浮、侧滑和前后三个线位移和线速度，以及飞行器模型不同的滚转和俯仰状态并测量相应的空气动力学性能；(2)由于连杆的一端通过后万向铰与滑块连接，连杆的另一端通过前万向铰与尾支杆连接，所以使所有连杆都成为只承受纵向拉压的二力杆受力状态，这种受力形式比传统的悬臂梁能承受更大的气动力，因而有更高的刚度，从而使飞行器模型有更高的位置和姿态控制精度；而且在同样气动力作用下，各连杆可以比悬臂梁截面更细，以进一步减少风洞堵塞度和对主气流流场的干扰；(3)通过变俯仰角装置，飞行器模型的俯仰角可以在风洞试验中改变，通过滚转驱动装置，飞行器模型的滚转角也可处于自由状态，从而测得机翼滚摇和掉翼等现象，而飞行器模型内部的多分量天平测得的纵、侧向气动力不但提供了有关气动数据，还可以将这些数据反馈给风洞、并联杆机构和尾支杆组成的机构，使飞行器模型作相应的侧向和上下移动；(4)对于飞行器洗流时差的测量，在线性范围内(小攻角范围内)，可以用洗流时差导数来表述，本发明直接测量洗流时差导数，要比所引现有技术的间接测量更准确；在非线性范围内(大攻角时)，由于导数的概念已不存在，本发明能够通过流态观察和气动力测量求得洗流的变化及影响，而所引现有技术均无法观察到这种现象；(5)机翼滚摇和掉翼现象受飞行器模型的上下、左右或前后速度影响很大，现有的设备无法测出这些参数对机翼滚摇和掉翼性能的影响或边界，而在真实飞行中，这是不可避免也是必须要了解的性能参数，使用本发明就可以在一定的俯仰角下，改变飞行器模型的上下、左右或前后速度，直到机翼滚摇和掉翼现象出现为止，这样，就可测出这些参数对机翼滚摇和掉翼性能的影响或边界；(6)每组平行杆组的两根连杆的间距及其在尾支杆上的径向位置以及方位角都可根据机构刚度和运动范围等要求加以调整，形成独特的非平面型的动平台。
附图说明
图1为实施例中测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置的结构示意图。
图2为实施例中飞行器模型和尾支杆的结构示意图。
图3为图2中A-A向的剖视图。
图4为实施例中直线驱动装置的结构示意图。
图5为实施例中测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置的俯视图。
图6为实施例中测量飞行器洗流时差时本发明飞行器模型和平行杆组的位置及姿态示意图。
图7为实施例中测量飞行器掉翼性能时本发明飞行器模型和平行杆组的位置及姿态示意图。
图8为实施例中测量飞行器滚摇性能时本发明飞行器模型和平行杆组的位置及姿态示意图。
图中：1、风洞，2、尾支杆，3、俯仰连杆，4、多分量天平，5、飞行器模型，6、滑块，7、连杆，8、后万向铰，9、前万向铰，10、俯仰角驱动电机，11、蜗杆，12、蜗轮，13、连接套筒，14、轴承，15、滚转驱动电机，16、直线模组，17、齿轮传动机构，18、模型参考点，19、动坐标系原点，20、定坐标系原点。
图9为现有技术中小尺度平移振动测量洗流时差导数的装置。
图中：21、模型，22、天平，23、平移元件，24、偏心驱动轴，25、前支杆，26、后支杆，27、中部支架，28、上支臂，29、动力源。
图10为现有技术中具有三个线性平移自由度的Delta机构。
图中：30、定平台，31、动平台，32、平行四边形闭环，33、转动副，34、刚接位置。
图11为现有技术中用自由滚转试验技术研究机翼滚摇现象的装置。
图中，35、飞行器模型，36、支杆，37、止推轴承，38、支臂，39、滚动轴承，40、滚转锁紧装置，41、滚转角测量装置
具体实施方式
为能清楚说明本方案的技术特点，下面根据附图对本发明具体实施方式作进一步说明。
如图1-图5所示，一种测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置，包括风洞1、并联杆机构、尾支杆2、变俯仰角装置、多分量天平4、滚转驱动装置、飞行器模型5、滚转角测量装置和俯仰角测量装置。
并联杆机构设有三组，并联杆机构包括直线驱动装置、滑块6和平行杆组。直线驱动装置安装在风洞1内，本实施例的直线驱动装置为直线模组16，直线模组16能够驱动滑块6沿平行于风洞1轴线的方向移动，三组直线模组16在风洞1中的上下、前后位置可通过所述风洞1侧壁上的不同孔位加以调整。平行杆组包括两根平行设置的连杆7，连杆7的一端通过后万向铰8与滑块6连接，每组平行杆组对应的两个后万向铰8的连线平行于风洞1的轴线，连杆7的另一端通过前万向铰9与尾支杆2连接，构成并联机构。每组平行杆组的两根连杆7的间距及其在尾支杆2上的径向位置以及方位角都可根据机构刚度和运动范围等要求加以调整，形成独特的非平面型的动平台。
尾支杆2通过变俯仰角装置与多分量天平4固定连接，具体的，如图2、图3所示，变俯仰角装置包括俯仰角驱动电机10、蜗杆11和蜗轮12，俯仰角驱动电机10、蜗杆11和蜗轮12安装在尾支杆2上，俯仰角驱动电机10通过齿轮传动机构17与蜗杆11连接，蜗杆11与蜗轮12啮合，蜗轮12通过俯仰连杆3与多分量天平3固定连接。
飞行器模型5的内部固设有连接套筒13，多分量天平4通过轴承14与连接套筒13连接。
多分量天平4通过滚转驱动装置与飞行器模型5连接，具体的，滚转驱动装置为滚转驱动电机15，滚转驱动电机15与多分量天平4固定连接，滚转驱动电机15的输出轴与连接套筒13连接。
多分量天平4与飞行器模型5之间设有滚转锁紧装置，滚转锁紧装置能够在必要时将飞行器模型5锁紧。
滚转角测量装置用于测量飞行器模型5的滚转角度，俯仰角测量装置用于测量飞行器模型5的俯仰角。
直线模组16上滑块6的移动量由所需的飞行器模型5的位置反解确定，并由此求得直线模组16运动空间以及机构的运动学和动力学性能等。
本实施例提供了机构的运动学和动力学方程：飞行器模型5位置的变化都由直线模组16上的滑块6的移动量来控制，作为第一步，需要求得飞行器模型5位置变化的相应的滑块6的移动量的变化，这里采用反解法求得。
为此，分别建立两个坐标系：与尾支杆2一起运动的动坐标系和固定在风洞1上的定坐标系。动坐标系原点19可以选择在飞行器模型5的参考中心上，或尾支杆2上的某一位置。定坐标系原点20可以选择在风洞1试验段轴线上的某一固定位置。动坐标系和定坐标系选定后，先根据飞行器模型5在动坐标系的空间位置求得尾支杆2在动坐标系的空间位置，并进而求得前万向铰9在动坐标系上的位置，再通过动坐标系和定坐标系之间的转换关系求得前万向铰9在定坐标系上的位置。由杆长不变的约束条件即可求得后万向铰8在定坐标系上的位置。从而得到直线模组16上滑块6在定坐标系上的相应的移动量。
以下为推导过程：
模型参考点18在定坐标系上的坐标为：
Figure GDA0003471102990000091
式中x,y,z是动坐标系原点19在定坐标系上的坐标，Δx是模型参考点18离动坐标系原点19的轴向距离。
动坐标系到定坐标系的转换矩阵为：
Figure GDA0003471102990000101
式中d1，d2，d3是模型参考点18到三组平行杆组的前万向铰9中心的平面距离。
三组平行杆组的前万向铰9中心在定坐标系中的坐标为：
Figure GDA0003471102990000102
在定坐标系上的三组平行杆组的后万向铰8中心的坐标为：
Figure GDA0003471102990000103
通过定坐标系上的前万向铰9中心和定坐标系上的后万向铰8中心两点间的距离为杆长不变的条件，就可求得xj1,xj2和xj3，即滑块6要走的距离。由于平行杆组对应的两个前万向铰9的之间的距离和两个后万向铰8之间的距离相同，方向也相同，因此，由尾支杆2上两个前万向铰9的几何参数求出的直线模组16要走的距离相同。
并联机构的杆力和机构的刚度等由机构的动力学方程决定。现陈述机构的动力学方程：虽然机构是由三组并联杆机构组成，但是由于每组两根连杆7在动坐标系上的坐标并不相同，为不失一般性，仍以六杆的一般形式推导。
设六根连杆7对动坐标系施加的合力和力矩分别为为F0(Fx,Fy,Fz)和M(Mx,My,Mz)，六根连杆对动坐标系的力分别为Fi，六根连杆与定坐标系的坐标轴之间的夹角分别为(θi,φi,γi)，动坐标系中心到各连杆7与动坐标系连接点的向量为Ri(Rix,Riy,Riz)，Mi＝Ri×Fi(i＝1～6)，则连杆7需满足平衡条件为：
Figure GDA0003471102990000104
Figure GDA0003471102990000111
上式展开，并在基础坐标系投影得如下方程：
F1cosθ1+F2cosθ2+F3cosθ3+F4cosθ4+F5cosθ5+F6cosθ6＝Fx；
F1cosφ1+F2cosφ2+F3cosφ3+F4cosφ4+F5cosφ5+F6cosφ6＝Fy；
F1cosγ1+F2cosγ2+F3cosγ3+F4cosγ4+F5cosγ5+F6cosγ6＝Fz；
F1(R1ycosγ1-R1zcosφ1)+F2(R2ycosγ2-R2zcosφ2)+F3(R3ycosγ3-R3zcosφ3)+F4(R4ycosγ4-R4zcosφ4)+F5(R5ycosγ5-R5zcosφ5)+F6(R6ycosγ6-R6zcosφ6)＝MxF1(R1zcosθ1-R1xcosγ1)+F2(R2zcosθ2-R2xcosγ2)+F3(R3zcosγ3-R3xcosγ3)+
F4(R4zcosθ4-R4xcosγ4)+F5(R5zcosθ5-R5xcosγ5)+F6(R6zcosθ6-R6xcosγ6)＝MyF1(R1xcosφ1-R1ycosθ1)+F2(R2xcosφ2-R2ycosθ2)+F3(R3xcosφ3-R3ycosθ3)+
F4(R4xcosφ4-R4ycosθ4)+F5(R5xcosφ5-R5ycosθ5)+F6(R6xcosφ6-R6ycosθ6)＝Mz
(Xi，Yi，Zi)和(Hi，Ii，Ji)分别为动坐标系与第i杆的交点以及滑块6与第i杆的交点相对于定坐标系的空间坐标值。θi，φi，γi分别为第i杆和定坐标系X、Y、Z轴的夹角。
Figure GDA0003471102990000112
Figure GDA0003471102990000113
Figure GDA0003471102990000114
X0，Y0，Z0分别为动坐标系原点19相对于定坐标系的空间坐标值，Rix、Riy、Riz分别为定坐标系原点20到各连杆7与动坐标系连接点的向量在定坐标系X，Y，Z的投影。
Figure GDA0003471102990000121
Figure GDA0003471102990000122
Rix＝Xi-X0(i＝1～6)；
Riy＝Yi-Y0(i＝1～6)；
Riz＝Zi-Z0(i＝1～6)；
于是得到以下动力学方程的矩阵形式：
Figure GDA0003471102990000123
根据上述动力学方程，即可求出在飞行器模型5在受外力的情况下各连杆7的杆力。调整连杆7和整个机构的相对几何设置就可以根据需要得到不同的刚度和杆力。
本实施例还提了一种测量飞行器洗流时差的方法，如图6所示，包括以下步骤：
步骤a：使所述飞行器模型5的纵轴按一给定函数在所述风洞1内沉浮z＝z(t)或侧滑y＝y(t)，或沉浮与侧滑的组合运动
Figure GDA0003471102990000124
步骤b：在线性范围内求得动稳定导数(阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数)中的洗流时差导数部分：对气动力矩部分来说，相应的洗流时差导数为：
Figure GDA0003471102990000125
Figure GDA0003471102990000131
和
Figure GDA0003471102990000132
所述飞行器模型5的瞬时攻角为
Figure GDA0003471102990000133
瞬时攻角的时间导数为
Figure GDA0003471102990000134
如测得的瞬时俯仰气动力矩为mz(t)，在线性范围内，则求得俯仰洗流时差导数
Figure GDA0003471102990000135
求得偏航和滚转的俯仰洗流引起的时差导数为
Figure GDA0003471102990000136
和
Figure GDA0003471102990000137
求出侧滑洗流引起的时差导数
Figure GDA0003471102990000138
和
Figure GDA0003471102990000139
在非线性范围内，导数的定义不再存在，通过流态观察求得洗流的变化及其影响。
本实施例还提供了一种测量飞行器掉翼和机翼摇滚性能的方法如图7和图8所示，包括以下步骤：通过变俯仰角装置，逐步增加飞行器模型5的俯仰角，到达一定攻角后，由于所述飞行器模型5机翼的不对称失速，或者飞行器模型5机翼前缘涡的不对称破裂，或者飞行器模型5头部涡的不对称卷起，就会诱发机翼滚摇和掉翼现象，由所述滚转角测量装置记录所述飞行器模型5的滚转角变化历程，所述多分量天平4记录相应的气动力变化历程。
作为优选，在上述测量飞行器滚摇和掉翼性能的方法中，所述飞行器模型5的纵轴可以在所述风洞1中上下、左右或上下左右组合平行移动，以进一步得到所述飞行器模型5纵轴的平行移动对所述飞行器模型5掉翼和机翼滚摇的影响。
上面结合附图对本发明的实施例做了详细说明，但是本发明并不限于上述实施例，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化。

Claims (9)

1.一种测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置，其特征在于：包括风洞(1)、并联杆机构、尾支杆(2)、变俯仰角装置、多分量天平(4)、滚转驱动装置和飞行器模型(5)；所述并联杆机构设有三组，所述并联杆机构包括直线驱动装置、滑块(6)和平行杆组；所述直线驱动装置安装在风洞(1)内，所述直线驱动装置能够驱动滑块(6)沿平行于风洞(1)轴线的方向移动；所述平行杆组包括两根平行设置的连杆(7)，所述连杆(7)的一端通过后万向铰(8)与滑块(6)连接，每组平行杆组的两根连杆(7)与滑块(6)的连接点的连线平行于风洞(1)的轴线，所述连杆(7)的另一端通过前万向铰(9)与尾支杆(2)连接；所述尾支杆(2)通过变俯仰角装置与多分量天平(4)固定连接，所述多分量天平(4)通过滚转驱动装置与飞行器模型(5)连接。
2.根据权利要求1所述的测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置，其特征在于：所述变俯仰角装置包括俯仰角驱动电机(10)、蜗杆(11)和蜗轮(12)，所述俯仰角驱动电机(10)、蜗杆(11)和蜗轮(12)安装在尾支杆(2)上，所述俯仰角驱动电机(10)与蜗杆(11)连接，所述蜗杆(11)与蜗轮(12)啮合，所述蜗轮(12)通过俯仰连杆(3)与多分量天平(4)固定连接。
3.根据权利要求1所述的测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置，其特征在于：所述飞行器模型(5)的内部固设有连接套筒(13)，所述多分量天平(4)通过轴承(14)与连接套筒(13)连接；所述滚转驱动装置为滚转驱动电机(15)，所述滚转驱动电机(15)与多分量天平(4)固定连接，所述滚转驱动电机(15)的输出轴与连接套筒(13)连接。
4.根据权利要求1所述的测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置，其特征在于：所述多分量天平(4)与飞行器模型(5)之间设有滚转锁紧装置，所述滚转锁紧装置能够将多分量天平(4)与飞行器模型(5)锁止。
5.根据权利要求1～4任一所述的测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置，其特征在于：所述直线驱动装置为直线模组(16)。
6.根据权利要求1～4任一所述的测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置，其特征在于：还包括滚转角测量装置和俯仰角测量装置，所述滚转角测量装置用于测量飞行器模型(5)的滚转角度，所述俯仰角测量装置用于测量飞行器模型(5)的俯仰角。
7.一种使用如权利要求1-6任一所述的测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置测量飞行器洗流时差的方法，包括以下步骤：
步骤a：使所述飞行器模型(5)的纵轴按一给定函数在所述风洞(1)内沉浮z＝z(t)或侧滑y＝y(t)，或沉浮与侧滑的组合运动
Figure FDA0003483349390000021
步骤b：在线性范围内求得阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数中的洗流时差导数部分：对气动力矩部分来说，相应的洗流时差导数为：
Figure FDA0003483349390000022
和
Figure FDA0003483349390000023
所述飞行器模型(5)的瞬时攻角为
Figure FDA0003483349390000024
瞬时攻角的时间导数为
Figure FDA0003483349390000025
如测得的瞬时俯仰气动力矩为mz(t)，在线性范围内，则求得俯仰洗流时差导数
Figure FDA0003483349390000026
求得偏航和滚转的俯仰洗流引起的时差导数为
Figure FDA0003483349390000027
和
Figure FDA0003483349390000028
求出侧滑洗流引起的时差导数
Figure FDA0003483349390000029
和
Figure FDA00034833493900000210
在非线性范围内，通过流态观察求得洗流的变化及其影响。
8.一种使用如权利要求6所述的测量飞行器掉翼、滚摇和洗流时差的装置测量飞行器滚摇和掉翼性能的方法，包括以下步骤：通过变俯仰角装置，逐步增加飞行器模型(5)的俯仰角，当出现机翼滚摇和掉翼现象时，由所述滚转角测量装置记录所述飞行器模型(5)的滚转角变化历程，所述多分量天平(4)记录相应的气动力变化历程。
9.一种使用如权利要求8所述的测量飞行器滚摇和掉翼性能的方法，其特征在于：所述飞行器模型(5)的纵轴能够在所述风洞(1)中上下、左右或上下左右组合平行移动，以进一步得到所述飞行器模型(5)纵轴的平行移动对所述飞行器模型(5)掉翼和机翼滚摇的影响。
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