CN113865824A - 一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置 - Google Patents

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谢飞
郭雷涛
卢志毅
朱涛
吴友生
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Abstract

本发明公开了一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置，属于高超声速风洞试验技术领域。以高超声速风洞试验模型的头部为前方，该弹翼变形装置对称安装在高超声速风洞试验模型内腔的左右两侧，在高超声速风洞试验模型表面左右两侧的弹翼位置处开有对应的狭缝，在弹翼变形装置的驱动下，弹翼从狭缝内伸出或收回，实现高超声速风洞试验模型弹翼变形。该弹翼变形装置将滑台的直线运动转化为弹翼旋转运动，弹翼绕弹身内部的弹翼转轴旋转实现弹翼后掠角变化。该弹翼变形装置结构简单，易操作，能够很好地满足试验需求。

Description

一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置
技术领域
本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置。
背景技术
当前高超声速技术飞速发展，各种复杂外形的高超声速飞行器不断出现。例如变形飞行器，变形飞行器是指飞行器在飞行过程通过有效实施变形控制，改变飞行器外形，改善飞行器飞行性能以适应宽广变化的飞行环境，提高飞行器机动能力，完成多种类型任务使命。但是，变形飞行器的设计和研制需要风洞试验数据支撑，针对变形飞行器的高超声速风洞试验需求，亟需发展一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置。
本发明的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置，其特点是，以高超声速风洞试验模型的头部为前方，所述的弹翼变形装置对称安装在高超声速风洞试验模型内腔的左右两侧，在高超声速风洞试验模型表面左右两侧的弹翼位置处开有对应的狭缝，在弹翼变形装置的驱动下，弹翼从狭缝内伸出或收回，实现高超声速风洞试验模型弹翼变形；
所述的弹翼变形装置包括弹翼、弹翼转轴、驱动块、滑台、伺服电机、弹翼转动连杆；滑台为杆状，与高超声速风洞试验模型的中心轴线平行；滑台的前端固定连接驱动块，驱动块通过滑台转轴固定连接弹翼转动连杆，弹翼转动连杆通过连杆转轴固定在弹翼的后部；滑台的后端与伺服电机的输出轴固定连接；弹翼的前部通过弹翼转轴固定在高超声速风洞试验模型内壁上；
启动伺服电机，伺服电机驱动滑台前后移动，带动弹翼转动连杆转动，同时带动弹翼以弹翼转轴为中心进行扇形运动，使得弹翼从狭缝内伸出或收回；将滑台的直线运动转化为弹翼旋转运动，弹翼绕弹身内部的弹翼转轴旋转实现弹翼后掠角变化。
所述的弹翼变形装置还包括位移传感器，位移传感器安装在高超声速风洞试验模型内腔，位移传感器用于测量滑台的移动距离S；
所述的弹翼变形装置，通过以下公式计算弹翼的后掠角增量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
其中，L、D、R、a、b和γ参数均由弹翼变形装置的初始安装位置决定，L为滑台转轴与连杆转轴之间的距离，D为L在超声速风洞试验模型中心轴线方向的投影长度，a为L在高超声速风洞试验模型中心轴线垂直方向的投影长度，R为弹翼转轴与连杆转轴之间的距离，b为R在高超声速风洞试验模型中心轴线垂直方向的投影长度，γ为R与高超声速风洞试验模型中心轴线之间的夹角；滑台转轴的移动距离等于滑台的移动距离S，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
为弹翼的最小后掠角，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
为弹翼的最大后掠角；弹翼在狭缝内进行扇形运动的伸出过程，使得弹翼的后掠角从
Figure 774456DEST_PATH_IMAGE006
增加
Figure 160438DEST_PATH_IMAGE002
直至达到
Figure 409017DEST_PATH_IMAGE008
，弹翼在狭缝内进行扇形运动的收回过程，使得弹翼的后掠角从
Figure 273068DEST_PATH_IMAGE008
减小
Figure 353019DEST_PATH_IMAGE002
直至达到
Figure 644323DEST_PATH_IMAGE006
。
进一步地，所述的位移传感器为激光位移传感器。
本发明的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置将滑台的直线运动转化为弹翼旋转运动，弹翼绕弹身内部的弹翼转轴旋转实现弹翼后掠角变化。
本发明的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置结构简单，易操作，能够很好地满足试验需求。
附图说明
图1为本发明的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置的结构示意图；
图2为本发明的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置中的弹翼展开最大角度示意图；
图3为本发明的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置中的弹翼展开最小角度示意图；
图4为本发明的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置中的弹翼展开立体图；
图5为本发明的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置采用的旋转变后掠角工作原理图。
图中，1.弹翼；2.弹翼转轴；3.位移传感器；4.驱动块；5.滑台；6.伺服电机；7.弹翼转动连杆；8.滑台转轴；9.连杆转轴。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例1
如图1~图4所示，以高超声速风洞试验模型的头部为前方，本实施例的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置对称安装在高超声速风洞试验模型内腔的左右两侧，在高超声速风洞试验模型表面左右两侧的弹翼位置处开有对应的狭缝，在弹翼变形装置的驱动下，弹翼1从狭缝内伸出或收回，实现高超声速风洞试验模型弹翼变形；
所述的弹翼变形装置包括弹翼1、弹翼转轴2、驱动块4、滑台5、伺服电机6、弹翼转动连杆7；滑台5为杆状，与高超声速风洞试验模型的中心轴线平行；滑台5的前端固定连接驱动块4，驱动块4通过滑台转轴8固定连接弹翼转动连杆7，弹翼转动连杆7通过连杆转轴9固定在弹翼1的后部；滑台5的后端与伺服电机6的输出轴固定连接；弹翼1的前部通过弹翼转轴2固定在高超声速风洞试验模型内壁上；
启动伺服电机6，伺服电机6驱动滑台5前后移动，带动弹翼转动连杆7转动，同时带动弹翼1以弹翼转轴2为中心进行扇形运动，使得弹翼1从狭缝内伸出或收回；将滑台5的直线运动转化为弹翼1旋转运动，弹翼1绕弹身内部的弹翼转轴2旋转实现弹翼1后掠角变化；
所述的弹翼变形装置还包括位移传感器3，位移传感器3安装在高超声速风洞试验模型内腔，位移传感器3用于测量滑台5的移动距离S；
如图5所示，所述的弹翼变形装置，通过以下公式计算弹翼1的后掠角增量
Figure 380198DEST_PATH_IMAGE002
：
Figure DEST_PATH_IMAGE004A
其中，L、D、R、a、b和γ参数均由弹翼变形装置的初始安装位置决定，L为滑台转轴8与连杆转轴9之间的距离，D为L在超声速风洞试验模型中心轴线方向的投影长度，a为L在高超声速风洞试验模型中心轴线垂直方向的投影长度，R为弹翼转轴2与连杆转轴9之间的距离，b为R在高超声速风洞试验模型中心轴线垂直方向的投影长度，γ为R与高超声速风洞试验模型中心轴线之间的夹角；滑台转轴8的移动距离等于滑台5的移动距离S，
Figure 720044DEST_PATH_IMAGE006
为弹翼1的最小后掠角，
Figure 857764DEST_PATH_IMAGE008
为弹翼1的最大后掠角；弹翼1在狭缝内进行扇形运动的伸出过程，使得弹翼1的后掠角从
Figure 319969DEST_PATH_IMAGE006
增加
Figure 540211DEST_PATH_IMAGE002
直至达到
Figure 746064DEST_PATH_IMAGE008
，弹翼1在狭缝内进行扇形运动的收回过程，弹翼1的后掠角从
Figure 535028DEST_PATH_IMAGE008
减小
Figure 433714DEST_PATH_IMAGE002
直至达到
Figure 144181DEST_PATH_IMAGE006
。
进一步地，所述的位移传感器3为激光位移传感器。
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，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，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 (2)

1.一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置，其特征在于，以高超声速风洞试验模型的头部为前方，所述的弹翼变形装置对称安装在高超声速风洞试验模型内腔的左右两侧，在高超声速风洞试验模型表面左右两侧的弹翼位置处开有对应的狭缝，在弹翼变形装置的驱动下，弹翼（1）从狭缝内伸出或收回，实现高超声速风洞试验模型弹翼变形；
所述的弹翼变形装置包括弹翼（1）、弹翼转轴（2）、驱动块（4）、滑台（5）、伺服电机（6）、弹翼转动连杆（7）；滑台（5）为杆状，与高超声速风洞试验模型的中心轴线平行；滑台（5）的前端固定连接驱动块（4），驱动块（4）通过滑台转轴（8）固定连接弹翼转动连杆（7），弹翼转动连杆（7）通过连杆转轴（9）固定在弹翼（1）的后部；滑台（5）的后端与伺服电机（6）的输出轴固定连接；弹翼（1）的前部通过弹翼转轴（2）固定在高超声速风洞试验模型内壁上；
启动伺服电机（6），伺服电机（6）驱动滑台（5）前后移动，带动弹翼转动连杆（7）转动，同时带动弹翼（1）以弹翼转轴（2）为中心进行扇形运动，使得弹翼（1）从狭缝内伸出或收回，将滑台（5）的直线运动转化为弹翼（1）旋转运动，弹翼（1）绕弹身内部的弹翼转轴（2）旋转实现弹翼（1）后掠角变化；
所述的弹翼变形装置还包括位移传感器（3），位移传感器（3）安装在高超声速风洞试验模型内腔，位移传感器（3）用于测量滑台（5）的移动距离S；
所述的弹翼变形装置，通过以下公式计算弹翼（1）的后掠角增量
Figure DEST_PATH_IMAGE002
：
Figure DEST_PATH_IMAGE004
其中，L、D、R、a、b和γ参数均由弹翼变形装置的初始安装位置决定，L为滑台转轴（8）与连杆转轴（9）之间的距离，D为L在超声速风洞试验模型中心轴线方向的投影长度，a为L在高超声速风洞试验模型中心轴线垂直方向的投影长度，R为弹翼转轴（2）与连杆转轴（9）之间的距离，b为R在高超声速风洞试验模型中心轴线垂直方向的投影长度，γ为R与高超声速风洞试验模型中心轴线之间的夹角；滑台转轴（8）的移动距离等于滑台（5）的移动距离S，
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为弹翼（1）的最小后掠角，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为弹翼（1）的最大后掠角；弹翼（1）在狭缝内进行扇形运动的伸出过程，使得弹翼（1）的后掠角从
Figure DEST_PATH_IMAGE010
增加
Figure 48855DEST_PATH_IMAGE002
直至达到
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，弹翼（1）在狭缝内进行扇形运动的收回过程，使得弹翼（1）的后掠角从
Figure 638099DEST_PATH_IMAGE012
减小
Figure 824361DEST_PATH_IMAGE002
直至达到
Figure 750729DEST_PATH_IMAGE010
。
2.根据权利要求1所述的高超声速风洞试验模型弹翼变形装置，其特征在于，所述的位移传感器（3）为激光位移传感器。
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