CN112067249B - 一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，属于无尾飞机气动弹性风洞模型技术领域，是一种带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合特性风洞试验模型，本发明包括基础模型、机翼刚度调整装置、舵面操纵刚度调节装置以及舵面偏角控制装置；由于无尾飞机机翼刚度分布的变化会导致其固有频率的变化，进而影响其振动特性；改变阻力舵操纵刚度可用于改变舵面的振动特性，改变舵面偏角可用于改变附着涡的强度。因此，采用本发明所述装置可研究带有开裂式阻力舵大展弦比机翼的动力学耦合特性。
Description
技术领域
本发明涉及无尾飞机气动弹性风洞模型技术领域，是一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，具体涉及一种带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合特性风洞试验模型。
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。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。
随着开裂式阻力舵在无尾飞机上的广泛应用，阻力舵对机翼振动特性的影响应得到充分考虑，也会产生一些新的问题。例如，在某一飞行状态下，开裂式阻力舵偏转时产生的涡脱落对机翼动力学特性的影响，阻力舵振动形式与机翼的振动形式是否会产生耦合，耦合程度的大小。通常来说，在获取带有阻力舵的无尾飞机机翼振动特性的方法中，理论计算太复杂，风洞试验是必不可少的，现有的机翼气弹模型大多使用一根主梁模拟机翼刚度、采用框段模拟外形、采用配重模拟质量分布，较少考虑舵面偏角甚至不考虑舵面偏角变化对机翼振动特性的影响，难以研究带有开裂式阻力舵的机翼详细的动力学特性。
为解决这一问题，需要建立新的无尾飞机机翼的气动弹性模型，该机翼模型的刚度可变，其阻力舵可偏转、操纵刚度可调。
发明内容
本发明针对现有技术中存在的问题，公开了一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，本发明的模型可用于研究无尾飞机阻力舵偏转角度、舵面操纵刚度、机翼面内面外刚度变化对于机翼结构动力学耦合特性的影响，解决了现有技术中存在的问题。
本发明是这样实现的：
本发明公开的一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，包括机翼，其特征在于，所述的机翼上设置有模型刚度调节装置以及阻力舵。
本发明的基础模型是大展弦比机翼气动弹性模型，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。机翼是由梁架、维形框以及蒙皮组成的。其中模型刚度全部由金属梁架提供；模型质量由梁架、维形框以及配重块提供，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；气动外形依靠维形框与蒙皮保持。
所述的模型刚度调节装置位于机翼的主梁截面处，在本装置中，机翼主梁采用矩形截面，在指定截面将主梁断开加入刚度调整装置。所述的模型刚度调节装置包括左右对称设置的左端连接板、右端连接板；所述的左右连接板的两侧均依次通过连接支撑板、连接套筒固定在主梁截面处；所述的连接支撑板的侧面圆周均匀分布四组变参数梁。
所述的阻力舵包括阻力舵操纵刚度调节装置、偏角控制装置以及阻力舵舵面模型；所述的阻力舵操纵刚度调节装置包括弹性臂、所述的弹性臂一端安装在舵面转轴上，另一端与端框相连；当舵面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。
所述的偏角控制装置安装在舵面转轴上，偏角控制装置包括舵机、摇臂、制动装置、角度测量传感器以及振动特性测量传感器；舵机安装在机翼主梁上，舵机与舵面转轴之间通过摇臂连接，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；制动装置包括张线以及拉簧，主要用于控制转轴的运动状态。
进一步，所述的连接支撑臂通过连接支座与舵面转轴连接。
进一步，所述的摇臂还连接于舵机，所述的舵机安装在机翼主梁上，即舵机与舵面转轴之间通过摇臂连接。
进一步，所述的连接支撑臂上还安装有制动装置，所述的制动装置包括锁紧装置、张线、拉簧；所述的张线与拉簧安装在锁紧装置的对称面。
进一步，所述的连接支撑板的圆周上均匀设置四个燕尾槽、连接支撑板的圆心处设置连接孔；所述的燕尾槽用于安装变参数梁；所述的连接孔用于安装距离控制装置。
进一步，所述的四个燕尾槽的槽与槽之间间隔90度，变参数梁插在槽内，0度与180度的变参数梁为一组，用于调节机翼模型的面外弯曲刚度；90度与270度的变参数梁为一组，用于调节机翼模型的面外弯曲刚度。
进一步，所述的连接孔位于支撑板圆心处，孔内有螺纹，左右两侧的连接孔螺纹旋向相反；所述的距离控制装置包括两个双头螺柱以及一个调节套筒；所述的双头螺柱一端连接在连接支撑板上的连接孔，另一端连接在调节套筒上；调节套筒上也有螺纹孔，用于与双头螺柱的配合。
进一步，所述的舵面转轴上还设置有轴承、端框，所述的端框利用轴承与舵面转轴连接。
进一步，所述的阻力舵舵面模型设置两个，安装在机翼后缘外侧弦平面同一站位的上下两侧，阻力舵舵面模型由转轴、维形框、蒙皮组成。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，转轴通过安装在舵面维形框上的轴承贯穿舵面模型，模型整体较轻，不考虑其刚度变化。阻力舵舵面模型利用模型连接装置将其与机翼连接；所述的模型连接装置包括耳片、连接支座以及与连接支座上端连接的连接支撑臂，耳片用于与机翼主梁连接，连接支撑臂用于连接耳片与连接支座，支座用于安装转轴。
本发明中还可以设置模型防护装置，作为在实验中为保护模型附加的装置。在研究带有开裂式阻力舵大展弦比机翼动力学耦合特性的风洞实验过程中，模型所受载荷较大，受损几率高。为保护试验设备及试验人员安全，还应增加模型防护装置。即在翼尖振幅较大的位置安装限幅钢索，当模型振幅过大时自动限制其振动幅度，再配合风洞监测控制系统发出的关车指令，可有效保护模型。采用限幅钢索的方法实施成本低，但响应速度较慢，需要进行不断调试优化才能找到合适的限幅尺寸。
本发明与现有技术的有益效果在于：
本发明的模型中采用变参数梁调节机翼模型面内面外的抗弯刚度；在机翼模型上安装有开裂式阻力舵，使用舵面操纵刚度调节装置和舵面偏角控制装置，可调节舵面偏转角度和操纵刚度；在风洞试验中使用本发明所述装置，在某一确定的风速及迎角下，以机翼面内面外刚度及舵面操纵刚度等物理参数为自变量，连续变化舵面偏角，记录机翼模型各测点的响应数据；再调整机翼面内面外刚度及舵面操纵刚度中的某一个物理参数，多次重复试验，记录各组响应数据及其相应的物理参数。分析实验所得各组数据，可用于研究机翼模型面内面外刚度变化、阻力舵偏转角度操纵刚度变化以及两者共同作用下对机翼模型振动特性产生的影响。
本发明提供了一种可控制无尾飞机机翼刚度和阻力舵偏角及操纵刚度的装置，该装置应用于无尾飞机的风洞试验模型上，可用于研究带有开裂式阻力舵大展弦比机翼动力学耦合特性，有利于工程人员进一步了解机翼的振动特性，提高无尾飞机机翼的设计水平。
附图说明
图1是本发明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3是本发明模型刚度调节装置中左侧连接板的主视图和右视图；
图4是本发明模型刚度调节装置中变参数梁和主梁安装位置示意图；
图5是本发明模型刚度调节装置中的连接装置安装示意图；
图6是本发明调节套筒的主视图和右视图；
图7是本发明舵面模型连接装置、偏角控制装置与舵面操纵刚度调节装置安装位置示意图；
图8是偏角控制装置中制动装置结构示意图；
其中：1-机翼，2-模型刚度调节装置，3-阻力舵，4-连接套筒，5-连接支撑板，6-连接孔，7-燕尾槽，8-变参数梁，9-主梁，10-双头螺柱，11-调节套筒， 12-连接支撑臂， 13-轴承，14-连接支座，15-端框，16-弹性臂，17-舵面转轴，18-锁紧装置，19-摇臂，20-张线，21-拉簧。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1所示，为本发明无尾飞机风洞弹性模型中机翼与阻力舵的俯视图，包括机翼1，以及机翼1上设置有模型刚度调节装置2、阻力舵3，所述的阻力舵3包括阻力舵操纵刚度调节装置、偏角控制装置以及阻力舵舵面模型。
如图2~8所示， 本发明的模型刚度调节装置2包括左端连接板、右端连接板、变参数梁8以及距离控制装置。左（右）端连接板上有连接套筒4和连接支撑板5，连接支撑板5的高度位于翼型之内，连接套筒4用于与主梁9的连接，连接支撑板5上有燕尾槽7、连接孔6。燕尾槽用于安装变参数梁8，连接孔6用于安装距离控制装置。本发明的燕尾槽7共四个，沿连接支撑板5的圆周均匀分布，槽与槽之间间隔90度，变参数梁插在槽内，0度与180度的变参数梁为一组，用于调节机翼模型的面外弯曲刚度；90度与270度的变参数梁为一组，用于调节机翼模型的面外弯曲刚度。连接孔6位于连接支撑板5圆心处，孔内有螺纹，左右两侧的连接孔螺纹旋向相反。距离控制装置主要包括两个双头螺柱以及一个调节套筒。双头螺柱一端安装在连接支撑板上的连接孔，一端安装在调节套筒上。调节套筒上也有螺纹孔，用于与双头螺柱的配合。
本发明的阻力舵舵面模型有两个，安装在机翼后缘外侧弦平面同一站位的上下两侧，如图2所示，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；阻力舵舵面模型通过连接装置安装在机翼主梁上，主要由转轴、维形框、蒙皮组成。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，转轴通过安装在舵面维形框上的轴承贯穿舵面模型，模型整体较轻，不考虑其刚度变化。连接装置由耳片、连接支撑臂12以及连接支座组成，耳片用于与机翼主梁连接，连接支撑臂用于连接耳片与连接支座，支座用于安装转轴。
阻力舵操纵刚度调节装置包括弹性臂16、所述的弹性臂16一端安装在舵面转轴17上，另一端与端框15相连；当舵面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。
偏角控制装置安装在舵面转轴17上，偏角控制装置包括舵机、摇臂19、制动装置、角度测量传感器以及振动特性测量传感器；舵机安装在机翼主梁上，舵机与舵面转轴17之间通过摇臂19连接，制动装置以及摇臂19安装在模型连接装置上，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；制动装置包括张线，锁紧装置以及拉簧，主要用于控制转轴的运动状态。
在本例中，根据风洞试验段的直径尺寸确定试验模型的尺度比，根据模型设计点确定速压比，由尺度比和速压比进而确定机翼模型的刚度比、质量比等模型的基本参数，最后确定机翼模型各部件的几何尺寸以及主梁截面参数。根据阻力舵与机翼的相对位置确定舵面的转轴位置以及舵面的平面尺寸。
由于本装置通过连接套筒安装在主梁上，因此根据机翼主梁的截面尺寸可确定连接套筒的尺寸。根据相应的比例及工程经验，确定连接支撑板及连接孔的尺寸。根据设计时预计刚度的调节范围确定燕尾槽的尺寸。由此基本确定连接装置的尺寸。
在图3中展示了变参数梁在连接支撑板上的安装位置以及本发明提及装置在机翼主梁上的安装形式。在图4中，展示了机翼主梁与连接套筒的连接方式以及左右两侧连接板的连接方式。主梁通过连接套筒上的孔与连接套筒配合，此外，另安装有两个螺钉限制主梁与连接套筒的轴向运动。在这里，需要提及的是，只有当主梁与套筒的配合达到一定尺寸才能完全传递弯矩；同理，连接孔也需有一定深度。左右两侧连接板，依靠两个双头螺柱和一个调节套筒连接在一起。双头螺柱一端安装在连接支撑板上的连接孔，一端安装在调节套筒上。由于两侧连接孔的螺纹的旋向相反，因此两侧的双头螺柱旋向也相反。所以使用扳手扭转调节套筒即可使左端连接板和右端连接板相向而行或背向而行。
在风洞试验中，在某一确定的风速与迎角下，记录该状态下的机翼面内面外刚度、舵面操纵刚度等物理参数，使用舵面偏角控制装置，连续调整舵面偏角，记录机翼模型各测点的响应数据；停车后，通过刚度调整装置调整机翼面内刚度、机翼面外刚度、舵面操纵刚度中的某一个物理参数，重新启动风洞，记录现状态下的各物理参数，连续调整舵面偏角，记录机翼模型各测点的响应数据。重复多次，可获得不同物理参数下的响应数据，对响应数据进行分析即可获得阻力舵偏转角度、舵面操纵刚度、机翼面内面外刚度变化对于机翼结构动力学耦合特性的影响。
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，这些改进也应视为本发明的保护范围。
Claims (7)
1.一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，包括机翼（1），其特征在于，所述的机翼（1）上设置有模型刚度调节装置（2）以及阻力舵（3）；
所述的模型刚度调节装置（2）位于机翼（1）的主梁（9）截面处，所述的模型刚度调节装置（2）包括左右对称设置的左端连接板、右端连接板；左右连接板的两侧均依次通过连接支撑板（5）、连接套筒（4）固定在主梁（9）截面处；所述的连接支撑板（5）的侧面圆周均匀分布四组变参数梁（8）；
所述的连接支撑板（5）的圆周上均匀设置四个燕尾槽（7）、连接支撑板（5）的圆心处设置连接孔（6）；所述的燕尾槽（7）用于安装变参数梁（8）；所述的连接孔（6）用于安装距离控制装置；所述的四个燕尾槽（7）的槽与槽之间间隔90度，变参数梁插在槽内，0度与180度的变参数梁为一组，用于调节机翼模型的面外弯曲刚度；90度与270度的变参数梁为一组，用于调节机翼模型的面内弯曲刚度；
所述的阻力舵（3）包括阻力舵操纵刚度调节装置、偏角控制装置以及阻力舵舵面模型；
所述的阻力舵操纵刚度调节装置包括弹性臂（16）、所述的弹性臂（16）一端安装在舵面转轴（17）上，另一端与端框（15）相连；所述的舵面转轴（17）旋转固定后，调整弹性臂（16）的截面尺寸控制舵面操纵刚度，通过调整舵面的操纵刚度来进一步调整舵面的旋转频率；
所述的偏角控制装置安装在舵面转轴（17）上，偏角控制装置包括舵机、摇臂（19）、制动装置、角度测量传感器以及振动特性测量传感器；舵机安装在机翼主梁上，舵机与舵面转轴（17）之间通过摇臂（19）连接，制动装置以及摇臂（19）安装在模型连接装置上，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；
在风洞试验中，在某一确定的风速与迎角下，记录该状态下的机翼面内或面外刚度、舵面操纵刚度的物理参数，使用舵面偏角控制装置，连续调整舵面偏角，记录机翼模型各测点的响应数据；停车后，通过刚度调整装置调整机翼面内刚度、机翼面外刚度、舵面操纵刚度中的物理参数，重新启动风洞，记录现状态下的各物理参数，连续调整舵面偏角，记录机翼模型各测点的响应数据；重复多次，可获得不同物理参数下的响应数据，对响应数据进行分析即可获得阻力舵偏转角度、舵面操纵刚度、机翼面内或面外刚度变化对于机翼结构动力学耦合特性的影响。
2.根据权利要求1所述的一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，其特征在于，连接支撑臂（12）通过连接支座（14）与舵面转轴（17）连接。
3.根据权利要求1所述的一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，其特征在于，所述的摇臂（19）还连接于舵机，所述的舵机安装在机翼主梁上，即舵机与舵面转轴之间通过摇臂（19）连接。
4.根据权利要求1所述的一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，其特征在于，所述的制动装置包括锁紧装置（18）、张线（20）、拉簧（21）；所述的张线（20）与拉簧（21）安装在锁紧装置（18）的对称面。
5.根据权利要求1所述的一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，其特征在于，所述的连接孔（6）位于支撑板圆心处，孔内有螺纹，左右两侧的连接孔螺纹旋向相反；所述的距离控制装置包括两个双头螺柱（10）以及一个调节套筒（11）；所述的双头螺柱（10）一端连接在连接支撑板（5）上的连接孔（6），另一端连接在调节套筒（11）上；调节套筒上也有螺纹孔，用于与双头螺柱的配合。
6.根据权利要求1所述的一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，其特征在于，所述的舵面转轴（17）上还设置有轴承（13）、端框（15）；所述的端框（15）利用轴承（13）与舵面转轴（17）连接。
7.根据权利要求1所述的一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，其特征在于，所述的阻力舵舵面模型设置两个，安装在机翼后缘外侧弦平面同一站位的上下两侧；阻力舵舵面模型利用模型连接装置将其与机翼（1）连接；所述的模型连接装置包括耳片、连接支座（14）以及与连接支座（14）上端连接的连接支撑臂（12），所述的摇臂（19）安装在连接支撑臂（12）上。
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2020
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