CN114001905B - 一种用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的方法，包括：飞行器模型；铰链力矩天平，其分别与飞行器模型和安定面连接，安定面上端安装有全动舵，安定面的后端安装有后缘舵；全动舵和后缘舵的转轴距离靠近；铰链力矩天平与飞行器模型之间设置有隔热套组件；本发明通过更换不同固定偏角的安定面与全动舵、后缘舵的组合体实现舵偏角变换。本发明的用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的方法，有效避免了采用片式天平面临的模型内腔空间不足的不利因素，通过试验与计算相结合，有效获得舵轴距离接近的全动舵与后缘舵的气动特性。

Description

一种用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘 舵气动力和力矩的方法
技术领域
本发明属于风洞试验技术领域，更具体地说，本发明涉及一种用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的方法。
背景技术
在低速和跨超声速风洞铰链力矩试验中，由于模型尺寸足够大，通常采用一个测量部件配一台天平的方法进行部件气动力测量试验。对于远离模型主体的控制面，大多采用片式天平进行测量。在高超声速风洞试验中，模型尺寸较小，无法采用片式天平测量后缘舵气动力；同时，通常很难同时按安装两台以上的天平同时测量转轴离得非常近的多个控制舵的气动力。
在以往的高超声速飞行器上，大多采用单独的后缘舵或者全动舵对飞行姿态进行控制，很少用到转轴距离很近的多片控制舵。随着高超声速飞行器研究的快速发展，飞行器机动性的要求逐渐提高，控制舵的形式和数量日趋多样化，转轴距离很近的后缘舵与全动舵组合控制的形式已开始出现，目前用于单独全动舵或后缘舵气动力测量的试验方法不再适用。因此，探索适用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的方法对今后开展此类风洞试验具有重要意义。
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，提供了一种用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的装置，包括：
飞行器模型，其内部设置有安装腔，飞行器模型上固定设置有多个非测量安定面；所述安装腔中固定设置有铰链力矩天平，所述铰链力矩天平的上端固定连接有安定面，所述安定面的上端安装有全动舵，所述安定面的后端安装有后缘舵；
所述全动舵和后缘舵的转轴距离相接近；
所述铰链力矩天平与飞行器模型之间设置有隔热套组件。
优选的是，其中，所述隔热套组件的结构包括：
第一隔热套，所述铰链力矩天平设置在第一隔热套内；
第二隔热套，其位于所述第一隔热套的外部，且倒扣设置在铰链力矩天平的上方。
优选的是，其中，模型缩比之后，所述全动舵和后缘舵的转轴距离不超过10mm。
优选的是，其中，铰链力矩天平位置保持不变，铰链力矩天平的中心轴线始终与全动舵或后缘舵中的某一个舵的转轴保持重合，试验过程中，铰链力矩天平保持不动，通过更换不同固定偏角的安定面与全动舵、后缘舵的组合体实现舵偏角的变换；当测量与铰链力矩天平同轴的舵面气动力和力矩时，铰链力矩天平测得的气动力和力矩只需要通过角度变换即可得到相应舵的气动力和力矩；当测量与铰链力矩天平不同轴的舵面气动力和力矩时，除了通过角度变换得到舵面气动力以外，还需要通过适当的移轴转换得到舵面坐标系下的力矩。
优选的是，其中，铰链力矩天平的中心轴线始终保持不变，始终与全动舵或后缘舵中的某一个转轴保持重合，通过更换不同固定偏角的安定面与全动舵、后缘舵组合体实现舵偏角的变换，铰链力矩天平测得的气动力和力矩只需要通过角度变换即可得到相应舵的气动力和力矩。
优选的是，其中，后缘舵单独偏转时，获得后缘舵的气动力或力矩系数的具体方法包括：
第一步，获得全动舵偏角α11和后缘舵偏角α21均为0°时的气动力或力矩系数，记为C1；
第二步，获得全动舵舵偏角α12为0°，后缘舵舵偏角为α22时的气动力或力矩系数，α22≠0°，记为C2；
第三步，C2-C1，记为C3，即当全动舵舵偏角α12为0°，后缘舵舵偏角为α22时安定面、全动舵和后缘舵组合体的气动力或力矩系数增量，在不考虑安定面、全动舵和后缘舵相互干扰的情况下，这一增量即为后缘舵的气动力或力矩系数增量；
第四步，开展相同状态下的CFD计算，获得全动舵偏角α11和后缘舵偏角α21均为0°时后缘舵的气动力或力矩系数，记为C4；
第五步，C3+C4，记为C5，即为全动舵舵偏角α12为0°，后缘舵舵偏角为α22时后缘舵的气动力或力矩系数；
当全动舵单独偏转时，获得全动舵的气动力或力矩系数的方法与第一步～第二部的方法相同。
优选的是，其中，全动舵和后缘舵同时偏转时，获得后缘舵的气动力或力矩系数的具体方法包括：
第一步，获得全动舵偏角α11，α11≠0°，后缘舵偏角α21为0°时的气动力或力矩系数，记为C1；
第二步，获得全动舵舵偏角α11，后缘舵舵偏角为α22，α22≠0°时的气动力或力矩系数，记为C2；
第三步，C2-C1，记为C3，即当全动舵舵偏角为α11，α11≠0°，后缘舵舵偏角为α22时安定面、全动舵和后缘舵组合体的气动力和力矩系数增量，在不考虑安定面、全动舵和后缘舵相互干扰的情况下，这一增量即为后缘舵的气动力或力矩系数增量；
第四步，开展相同状态下的CFD计算，获得全动舵偏角α11，α11≠0°，和后缘舵偏角α21为0°时后缘舵的气动力或力矩系数，记为C4；
第五步，C3+C4，记为C5，即为全动舵舵偏角为α11，α11≠0°，后缘舵舵偏角为α22时后缘舵的气动力或力矩系数；
当全动舵和后缘舵同时偏转时，获得全动舵的气动力或力矩系数的方法与第一步～第四步的方法相同。
本发明至少包括以下有益效果：使用本发明的用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的方法，能够有效避免采用片式天平面临的模型内腔空间不足等不利因素，通过试验与计算相结合，有效获得舵轴距离接近的全动舵与后缘舵的气动特性。
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模型外部结构示意图；
图2为本发明提供的飞行器模型剖面结构示意图；
图3为安定面、全动舵和后缘舵的连接结构示意图；
图4为安定面、全动舵、后缘舵和铰链力矩天平的连接结构示意图；
图5为铰链力矩天平的结构示意图。
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”术语并不排除一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
需要说明的是，在本发明的描述中，术语指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，并不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“套设/接”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接，可以是机械连接，也可以是电连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通，对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外，在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
如图1-5所示：本发明的一种用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的装置，包括：
飞行器模型1，其内部设置有安装腔101，飞行器模型上设置有三个非测量安定面8；所述安装腔101中固定设置有铰链力矩天平2，所述铰链力矩天平2的上端固定连接有安定面3，所述安定面3的上端安装有全动舵4，所述安定面3的后端安装有后缘舵5；
所述全动舵4和后缘舵5的转轴距离相接近；
所述铰链力矩天平2与飞行器模型1之间设置有隔热套组件。图2、图3和图4所示，图中安定面3的下端固定设置有固定轴31，所述固定轴31的下端设置有安装法兰32，所述安定面3的安装法兰32与铰链力矩天平2通过销钉定位、螺钉紧固实现固定连接。
工作原理：本发明具体的试验装置设计方案有以下两种：
(1)铰链力矩天平2位置保持不变，铰链力矩天平2的中心轴线始终与全动舵4或后缘舵5中的某一个舵的转轴保持重合，试验过程中，铰链力矩天平保持不动，通过更换不同固定偏角的安定面3与全动舵4、后缘舵5的组合体实现舵偏角的变换；当测量与铰链力矩天平2同轴的舵面气动力和力矩时，铰链力矩天平2测得的气动力和力矩只需要通过角度变换即可得到相应舵的气动力和力矩；当测量与铰链力矩天平2不同轴的舵面气动力和力矩时，除了通过角度变换得到舵面气动力以外，还需要通过适当的移轴转换得到舵面坐标系下的力矩。
(2)铰链力矩天平2的中心轴线始终保持不变，始终与全动舵4或后缘舵中5的某一个转轴保持重合，通过更换不同固定偏角的安定面3与全动舵4、后缘舵5组合体实现舵偏角的变换，铰链力矩天平2测得的气动力和力矩只需要通过角度变换即可得到相应舵的气动力和力矩。
在上述技术方案中，所述隔热套组件的结构包括：
第一隔热套6，所述铰链力矩天平2设置在第一隔热套内；
第二隔热套7，其位于所述第一隔热套6的外部，且倒扣设置在铰链力矩天平2的上方。
在上述技术方案中，模型缩比之后，所述全动舵4和后缘舵5的转轴距离不超过10mm。
在上述技术方案中，后缘舵5单独偏转时，获得后缘舵5的气动力或力矩系数的具体方法包括：
第一步，获得全动舵偏角α11和后缘舵偏角α21均为0°时的气动力或力矩系数，记为C1；
第二步，获得全动舵舵偏角α12为0°，后缘舵舵偏角为α22时的气动力或力矩系数，α22≠0°，记为C2；
第三步，C2-C1，记为C3，即当全动舵舵偏角α12为0°，后缘舵舵偏角为α22时安定面、全动舵和后缘舵组合体的气动力或力矩系数增量，在不考虑安定面、全动舵和后缘舵相互干扰的情况下，这一增量即为后缘舵的气动力或力矩系数增量；
第四步，开展相同状态下的CFD计算，获得全动舵偏角α11和后缘舵偏角α21均为0°时后缘舵的气动力或力矩系数，记为C4；
第五步，C3+C4，记为C5，即为全动舵舵偏角α12为0°，后缘舵舵偏角为α22时后缘舵的气动力或力矩系数；
当全动舵4单独偏转时，获得全动舵4的气动力或力矩系数的方法与第一步～第二部的方法相同。
在上述技术方案中，全动舵4和后缘舵5同时偏转时，获得后缘舵5的气动力或力矩系数的具体方法包括：
第一步，获得全动舵偏角α11，α11≠0°，后缘舵偏角α21为0°时的气动力或力矩系数，记为C1；
第二步，获得全动舵舵偏角α11，后缘舵舵偏角为α22，α22≠0°时的气动力或力矩系数，记为C2；
第三步，C2-C1，记为C3，即当全动舵舵偏角为α11，α11≠0°，后缘舵舵偏角为α22时安定面、全动舵和后缘舵组合体的气动力和力矩系数增量，在不考虑安定面、全动舵和后缘舵相互干扰的情况下，这一增量即为后缘舵的气动力或力矩系数增量；
第四步，开展相同状态下的CFD计算，获得全动舵偏角α11，α11≠0°，和后缘舵偏角α21为0°时后缘舵的气动力或力矩系数，记为C4；
第五步，C3+C4，记为C5，即为全动舵舵偏角为α11，α11≠0°，后缘舵舵偏角为α22时后缘舵的气动力或力矩系数；
当全动舵4和后缘舵5同时偏转时，获得全动舵4的气动力或力矩系数的方法与第一步～第四步的方法相同。
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 (7)

1.一种用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的装置，其特征在于，包括：
飞行器模型，其内部设置有安装腔，飞行器模型上固定设置有多个非测量安定面；所述安装腔中固定设置有铰链力矩天平，所述铰链力矩天平的上端固定连接有安定面，所述安定面的上端安装有全动舵，所述安定面的后端安装有后缘舵，铰链力矩天平的中心轴线始终与全动舵或后缘舵的转轴保持重合；
所述全动舵和后缘舵的转轴距离相接近；
所述铰链力矩天平与飞行器模型之间设置有隔热套组件。
2.如权利要求1所述的用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的装置，其特征在于，所述隔热套组件的结构包括：
第一隔热套，所述铰链力矩天平设置在第一隔热套内；
第二隔热套，其位于所述第一隔热套的外部，且倒扣设置在铰链力矩天平的上方。
3.如权利要求1所述的用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的装置，其特征在于，模型缩比之后，所述全动舵和后缘舵的转轴距离不超过10mm。
4.如权利要求1所述的用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的装置，其特征在于，铰链力矩天平位置保持不变，试验过程中，铰链力矩天平保持不动，通过更换不同固定偏角的安定面与全动舵、后缘舵的组合体实现舵偏角的变换；当测量与铰链力矩天平同轴的舵面气动力和力矩时，铰链力矩天平测得的气动力和力矩只需要通过角度变换即可得到相应舵的气动力和力矩；当测量与铰链力矩天平不同轴的舵面气动力和力矩时，除了通过角度变换得到舵面气动力以外，还需要通过适当的移轴转换得到舵面坐标系下的力矩。
5.如权利要求1所述的用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的装置，其特征在于，铰链力矩天平的中心轴线始终保持不变，始终与全动舵或后缘舵的转轴保持重合，通过更换不同固定偏角的安定面与全动舵、后缘舵组合体实现舵偏角的变换，铰链力矩天平测得的气动力和力矩只需要通过角度变换即可得到相应舵的气动力和力矩。
6.一种用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的方法，其使用权利要求1-5任一项所述的用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的装置，其特征在于，后缘舵单独偏转时，获得后缘舵的气动力或力矩系数的具体方法包括：
第一步，获得全动舵偏角α11和后缘舵偏角α21均为0°时的气动力或力矩系数，记为C1；
第二步，获得全动舵舵偏角α12为0°，后缘舵舵偏角为α22时的气动力或力矩系数，α22≠0°，记为C2；
第三步，C2- C1，记为C3，即当全动舵舵偏角α12为0°，后缘舵舵偏角为α22时安定面、全动舵和后缘舵组合体的气动力或力矩系数增量，在不考虑安定面、全动舵和后缘舵相互干扰的情况下，这一增量即为后缘舵的气动力或力矩系数增量；
第四步，开展相同状态下的CFD计算，获得全动舵偏角α11和后缘舵偏角α21均为0°时后缘舵的气动力或力矩系数，记为C4；
第五步，C3+ C4，记为C5，即为全动舵舵偏角α12为0°，后缘舵舵偏角为α22时后缘舵的气动力或力矩系数；
当全动舵单独偏转时，获得全动舵的气动力或力矩系数的方法与第一步~第二部的方法相同。
7.一种用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的方法，其使用权利要求1-5任一项所述的用于获得高超声速飞行器舵轴距离接近的全动舵与后缘舵气动力和力矩的装置，其特征在于，全动舵和后缘舵同时偏转时，获得后缘舵的气动力或力矩系数的具体方法包括：
第一步，获得全动舵偏角α11，α11≠0°，后缘舵偏角α21为0°时的气动力或力矩系数，记为C1；
第二步，获得全动舵舵偏角α11，后缘舵舵偏角为α22，α22≠0°时的气动力或力矩系数，记为C2；
第三步，C2- C1，记为C3，即当全动舵舵偏角为α11，α11≠0°，后缘舵舵偏角为α22时安定面、全动舵和后缘舵组合体的气动力和力矩系数增量，在不考虑安定面、全动舵和后缘舵相互干扰的情况下，这一增量即为后缘舵的气动力或力矩系数增量；
第四步，开展相同状态下的CFD计算，获得全动舵偏角α11，α11≠0°，和后缘舵偏角α21为0°时后缘舵的气动力或力矩系数，记为C4；
第五步，C3+ C4，记为C5，即为全动舵舵偏角为α11，α11≠0°，后缘舵舵偏角为α22时后缘舵的气动力或力矩系数；
当全动舵和后缘舵同时偏转时，获得全动舵的气动力或力矩系数的方法与第一步~第四步的方法相同。
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