CN113525734B - 一种火星进入舱模型动载荷试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火星进入舱模型动载荷试验装置，包括固定支杆，固定支杆包括相对的第一端和第二端，第一端用于与风洞中的风洞弯刀相连；支杆连接套，支杆连接套的一端与固定支杆的第二端连接，支杆连接套的另一端为中空结构；进入仓头盖，盖合在支杆连接套的另一端，并与支杆连接套构成容置空间；等频振动部件，等频振动部件包括内部梁和外部梁，内部梁位于容置空间中，外部梁位于容置空间外；激振器，激振器位于容置空间中，用于对内部梁施加激励，从而带动外部梁发生振动。本发明在模型内部完成固定测量传导工作，不会破坏飞行器的气动外形，该内部激励方式相较于外部激励的方式避免了对模型外部流场产生影响，使试验结果更准确。

Description

一种火星进入舱模型动载荷试验装置

技术领域

本发明属于航天航空工程领域，具体涉及一种火星进入舱模型动载荷试验装置。

背景技术

一般来说，对于进行火星进入舱模型动载荷试验过程中，需要对模型进行支撑，并且测量局部外部结构的动载荷特征，并在不影响模型外部流场情况的条件下对模型进行激励，从而使其振动特征能在试验中更好的表现出来。传统的模型固定和激励方式中通常使用汽缸等方式在模型外部激励，模型内部连接构造通常使用零件的形式进行连接。但是，传统的模型装置存在着以下不足：

（1）结构零件较多，不同零件之间的动力学特征容易相互干扰，对试验结果造成不良的影响。

（2）外部激励的方式容易对模型外部流场产生影响，使试验结果无法反应真实的载荷情况。

（3）机构复杂，在试验过程中容易受到外部流场影响，而影响结构稳定性。

（4）一般很难实现对弹性结构模型试验的模拟。

因此，期待一种新的火星进入舱模型动载荷试验装置，能够解决以上不足。

发明内容

本发明的目的是提出一种火星进入舱模型动载荷试验装置，能够提高试验测量的准确性。

为了实现上述目的，本发明提供了一种火星进入舱模型动载荷试验装置，包括：

固定支杆，所述固定支杆包括相对的第一端和第二端，所述第一端用于与风洞中的风洞弯刀相连；

支杆连接套，所述支杆连接套的一端与所述固定支杆的第二端连接，所述支杆连接套的另一端为中空结构；

进入仓头盖，盖合在所述支杆连接套的所述另一端，并与所述支杆连接套构成容置空间；

等频振动部件，所述等频振动部件包括内部梁和外部梁，所述内部梁位于所述容置空间中，所述外部梁位于所述容置空间外；

激振器，所述激振器位于所述容置空间中，用于对所述内部梁施加激励，从而带动所述外部梁发生振动。

作为可选方案，所述激励器包括气缸和拨片，其中所述拨片设于所述气缸活塞杆的端部，所述拨片运动时与所述内部梁相干涉，以实现对所述内部梁施加激励。

作为可选方案，所述进入仓头盖具有贯通所述进入仓头盖侧壁的卡槽，所述等频振动部件卡入所述卡槽中，并通过螺栓固定在所述进入仓头盖上。

作为可选方案，所述等频振动部件具有限位凸起，所述进入仓头盖设有与所述限位凸起配合的限位槽。

作为可选方案，所述固定支杆为空心圆管状，且所述固定支杆的第一端的直径大于所述固定支杆的第二端的直径，所述支杆连接套套设在所述第二端的外周，且套设在所述固定支杆外周的所述支杆连接套的外表面与所述固定支杆暴露出的外表面相接处为流线型。

作为可选方案，所述固定支杆的所述第二端具有第一槽孔，所述支杆连接套具有第二槽孔，所述固定支杆通过穿过所述第一槽孔和所述第二槽孔的固定块与所述支杆连接套固定连接。

作为可选方案，所述内部梁位于所述活塞杆行程的中部，所述拨片在所述活塞杆伸缩时与所述内部梁相接触，接触的长度为1mm-2mm。

作为可选方案，所述等频振动部件包括连接所述内部梁和所述外部梁的薄壁，其中，所述外部梁连接于所述薄壁的外壁面，所述内部梁连接于所述薄壁的内壁面，所述薄壁的外壁面与所述进入仓头盖外壁形状一致。

作为可选方案，所述支杆连接套的所述另一端具有固定平台，所述气缸设置于所述固定平台上。

作为可选方案，所述支杆连接套、所述固定支杆、等频振动部件和所述进入仓头盖均为一体式结构。

本发明的有益效果在于：

在模型内部完成固定测量传导工作，不会破坏飞行器的气动外形，可以有效实现对模型的加工和模型动力学特征的模拟。该内部激励方式相较于外部激励的方式避免了对模型外部流场产生影响，使试验结果更准确。

进一步地，模型结构的组成部件较大程度的一体化成型，减少了试验过程中受外部流场影响，提高了结构稳定性；并且相较于结构零件较多的形式，减少了不同零件之间的动力学特征产生的相互干扰，提高了试验结果的准确性。

本发明具有其它的特性和优点，这些特性和优点从并入本文中的附图和随后的具体实施方式中将是显而易见的，或者将在并入本文中的附图和随后的具体实施方式中进行详细陈述，这些附图和具体实施方式共同用于解释本发明的特定原理。

附图说明

通过结合附图对本发明示例性实施例进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显。

图1示出了根据本发明一实施例的一种火星进入舱模型动载荷试验装置的透视图。

图2示出了根据本发明一实施例的一种火星进入舱模型动载荷试验装置的剖视图。

图3示出了根据本发明一实施例的固定支杆的透视图。

图4示出了根据本发明一实施例的支杆连接套及内部安装的气缸的剖视图。

图5为根据本发明一实施例的支杆连接套俯视图。

图6示出了根据本发明一实施例的进入舱头盖的剖视图。

图7示出了根据本发明一实施例的等频振动部件的剖视图。

图8示出了根据本发明一实施例的等频振动部件与进入仓头盖安装的剖视图。

附图标记

1-固定支杆；2-支杆连接套；3-进入仓头盖；4-等频振动部件；5-气缸；6-拨片；7-螺栓；8-固定块；9-外部梁；10-内部梁；11-薄壁；12-限位凸起；13-固定平台；14-卡槽；15-限位槽。

具体实施方式

下面将更详细地描述本发明。虽然本发明提供了优选的实施例，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

本发明一实施例提供了一种火星进入舱模型动载荷试验装置，图1和图2分别示出了本实施例的火星进入舱模型动载荷试验装置的透视图和剖视图，图3至图8示出了火星进入舱模型动载荷试验装置各部件的结构示意图，请参照图1至图8，该试验装置包括：

固定支杆1，所述固定支杆1包括相对的第一端和第二端，所述第一端用于与风洞中的风洞弯刀相连；

支杆连接套2，所述支杆连接套2的一端与所述固定支杆1的第二端连接，所述支杆连接套2的另一端为中空结构；

进入仓头盖3，盖合在所述支杆连接套2的所述另一端，并与所述支杆连接套2构成容置空间；

等频振动部件4，所述等频振动部件4包括内部梁10和外部梁9，所述内部梁10位于所述容置空间中，所述外部梁9位于所述容置空间外；

激振器，所述激振器位于所述容置空间中，用于对所述内部梁10施加激励，从而带动所述外部梁9发生振动。

参考图3，具体地，本实例中，所述固定支杆1为空心圆管状，且所述固定支杆1的第一端（图3中左端）的直径大于所述固定支杆1的第二端（图3中右端）的直径。可选方案中，固定支杆的第一端不同位置的直径相等，第二端的不同位置的直径相等，即固定支杆为两个不同直径的空心圆管连接而成。在另一个方案中，固定支杆1也可以为变径结构的空心圆管。固定支杆1的第一端用于与风洞中的风洞弯刀相连，用于固定该试验装置。

参考图4，支杆连接套2与固定支杆1连接的一端为空心圆管状，远离固定支杆1的一端为中空结构。所述支杆连接套2套设在固定支杆1的所述第二端的外周，且套设在所述固定支杆1外周的所述支杆连接套2的外表面与所述固定支杆1暴露出的外表面相接处为流线型。流线型的外表面易于空气的流动。本实施例中，固定支杆1第一端的直径与支杆连接套2空心圆管状的外直径相等。固定支杆1和支杆连接套2的空心结构相互连通，该空心结构用于导出激振器和应变片的信号线。

参考图1，本实施例中，所述固定支杆1的所述第二端具有第一槽孔，所述支杆连接套2具有第二槽孔，所述固定支杆1通过穿过所述第一槽孔和所述第二槽孔的固定块8与所述支杆连接套2固定连接。固定块的数量可以为多个，当固定块为2个时，2个楔形块优选垂直设置。固定块的形状优选为楔形块。

参考图2和图6，进入仓头盖3盖合在所述支杆连接套2的所述另一端，并与所述支杆连接套2构成容置空间。本实施例中，进入舱头盖3与支杆连接套2之间使用垂直的两个螺钉压销钉的固定方式固定。本实施例中，进入仓头盖3具有贯通所述进入仓头盖3侧壁的卡槽14，所述等频振动部件4卡入所述卡槽14中，并通过螺栓7固定在所述进入仓头盖3上。本实施例中，等频振动部件4具有限位凸起12，所述进入仓头盖3设有与所述限位凸起12配合的限位槽15。限位凸起12和限位槽15增加了安装的稳定性。参考图8，等频振动部件4推入卡槽14并固定其中。在本实施例中，所述限位槽15的深度为1mm~2mm，所述限位槽15宽度为3mm~5mm，所述限位槽15靠近所述进入仓头盖3外表面的距离为2mm~3mm，即限位槽不穿透进入仓头盖3，进入仓头盖3与支杆连接套构成密封的容置空间。

参考图7，等频振动部件4包括连接所述内部梁10和所述外部梁9的薄壁11，其中，所述外部梁9连接于所述薄壁11的外壁面，所述内部梁10连接于所述薄壁11的内壁面，所述薄壁11的外壁面与所述进入仓头盖3外壁形状一致。激振器对所述内部梁施加激励，从而带动所述外部梁发生振动。薄壁11厚,低于1mm，可以在薄壁11上粘贴应变片，通过薄壁的应变来反应等频振动部件接收到的载荷。本实施例中，所述内部梁10的一阶固有频率和所述外部梁9的一阶固有频率的差值小于第一设定值，如0.5%；所述内部梁10的二阶固有频率和所述外部梁的二阶固有频率的差值小于第二设定值，如2%。

参考图2，本实施例中，所述激励器包括气缸5和拨片6，其中所述拨片6设于所述气缸活塞杆的端部，所述拨片6运动时与所述内部梁10相干涉，以实现对所述内部梁10施加激励，从而带动所述外部梁9发生振动。本实施例中，所述支杆连接套2的所述另一端具有固定平台13，所述气缸5设置于所述固定平台13上，并通过螺栓将气缸与固定平台固定。本实施例中，拨片6的材料为金属，其弹性模量大于等于210GPa，拨片6的厚度为0.5mm-1mm。所述内部梁10位于所述活塞杆行程的中部，所述拨片6在活塞杆伸缩时与内部梁9相接触，接触的长度为1mm-2mm。

本实施例中，所述支杆连接套2、所述固定支杆1、等频振动部件4和所述进入仓头盖3均为一体式结构。本发明的固定键、螺钉、销钉、等频振动部件的薄壁等结构外表面与飞行器原型外表面一致。本实施例的所有结构均为金属材质制备，所有材料弹性模量均不低于70GPa。

本装置的安装过程为，先将固定支杆1固定在风洞中的风洞弯刀上，再使用固定块8将支杆连接套2与固定支杆1固定。再使用螺栓将气缸5固定在支杆连接套2的固定平台13上，气缸5的作动端固定拨片6。使用螺栓7将等频振动部件4固定于进入舱头盖3上部的等频振动部件的卡槽14中，使等频振动部件4上的限位凸起12插入进入舱头盖3上部的限位槽15中。最后使用固定螺栓将进入舱头盖3固定在支杆连接套2上。

本实施例利用内部整体加工一体化的加工形式实现对局部小尺度结构的固定和动力学的模拟，为火星进入舱的研制和设计提供可靠的试验技术支撑。本发明在模型内部完成固定测量传导工作，不会破坏飞行器的气动外形，可以有效实现对模型的加工和模型动力学特征的模拟。该内部激励方式相较于外部激励的方式避免了对模型外部流场产生影响，使试验结果更准确。

进一步地，模型结构的组成部件较大程度的一体化成型，减少了试验过程中受外部流场影响，提高了结构稳定性；并且相较于结构零件较多的形式，减少了不同零件之间的动力学特征产生的相互干扰，提高了试验结果的准确性。

以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (10)

1.一种火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，包括：

固定支杆，所述固定支杆包括相对的第一端和第二端，所述第一端用于与风洞中的风洞弯刀相连；

支杆连接套，所述支杆连接套的一端与所述固定支杆的第二端连接，所述支杆连接套的另一端为中空结构；

进入舱头盖，盖合在所述支杆连接套的所述另一端，并与所述支杆连接套构成容置空间；

等频振动部件，所述等频振动部件包括内部梁和外部梁，所述内部梁位于所述容置空间中，所述外部梁位于所述容置空间外；

激振器，所述激振器位于所述容置空间中，用于对所述内部梁施加激励，从而带动所述外部梁发生振动。

2.根据权利要求1所述的火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，所述激振器包括气缸和拨片，其中所述拨片设于所述气缸活塞杆的端部，所述拨片运动时与所述内部梁相干涉，以实现对所述内部梁施加激励。

3.根据权利要求1所述的火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，所述进入舱头盖具有贯通所述进入舱头盖侧壁的卡槽，所述等频振动部件卡入所述卡槽中，并通过螺栓固定在所述进入舱头盖上。

4.根据权利要求3所述的火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，所述等频振动部件具有限位凸起，所述进入舱头盖设有与所述限位凸起配合的限位槽。

5.根据权利要求1所述的火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，所述固定支杆为空心圆管状，且所述固定支杆的第一端的直径大于所述固定支杆的第二端的直径，所述支杆连接套套设在所述第二端的外周，且套设在所述固定支杆外周的所述支杆连接套的外表面与所述固定支杆暴露出的外表面相接处为流线型。

6.根据权利要求1所述的火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，所述固定支杆的所述第二端具有第一槽孔，所述支杆连接套具有第二槽孔，所述固定支杆通过穿过所述第一槽孔和所述第二槽孔的固定块与所述支杆连接套固定连接。

7.根据权利要求2所述的火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，所述内部梁位于所述活塞杆行程的中部，所述拨片在所述活塞杆伸缩时与所述内部梁相接触，接触的长度为1mm-2mm。

8.根据权利要求3所述的火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，所述等频振动部件包括连接所述内部梁和所述外部梁的薄壁，其中，所述外部梁连接于所述薄壁的外壁面，所述内部梁连接于所述薄壁的内壁面，所述薄壁的外壁面与所述进入舱头盖外壁形状一致。

9.根据权利要求2所述的火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，所述支杆连接套的所述另一端具有固定平台，所述气缸设置于所述固定平台上。

10.根据权利要求1所述的火星进入舱模型动载荷试验装置，其特征在于，所述支杆连接套、所述固定支杆、等频振动部件和所述进入舱头盖均为一体式结构。

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