CN114001908B - 一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置及其使用方法 - Google Patents

一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置及其使用方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置及其使用方法，包括：飞行器模型，其内部设置有安装腔，飞行器模型设置有多个非测量安定面和安定面；铰链力矩天平，其设置在安装腔中，铰链力矩天平分别与飞行器模型和安定面固定连接；安定面固定设置有测量舵，测量舵与安定面采用整体加工的设置。本发明将舵偏角不为0°时的测量舵坐标系下的气动力和力矩系数与舵偏角为0°时的气动力和力矩系数相减，得到特定舵偏角的气动力和力矩系数。使用本发明的翼梢后缘舵铰链力矩测量装置和使用方法，能够有效避免采用片式天平面临的模型内腔空间不足、天平温度效应影响大等不利因素，准确获得远离飞行器模型的后缘舵的气动特性。

Description

一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置 及其使用方法
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高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置及其使用方法。
背景技术
模型舵面铰链力矩试验是飞行器研制阶段的重要风洞试验项目之一，其目的是为了准确预测各控制舵面的气动力和相对于转轴的铰链力矩的大小，为舵机选择、气动外形设计和结构设计提供依据。
在低速和跨超声速风洞铰链力矩试验中，测量安装在远离模型本体的后缘舵的铰链力矩，通常采用片式天平。片式天平的固定端安装在后缘舵前方的机翼或安定面内，测量端与预置角度的测量舵相连。在高超声速风洞中，很少用到上述方式。一方面，以往的高超声速飞行器构型大多采用全动舵或者靠近飞行器本体的后缘舵，极少采用翼梢后缘舵；另一方面，高超声速风洞模型一般尺寸较小，安定面内部没有足够的空间安装片式天平，同时天平的防/隔热问题也难以解决。
随着型号研制的发展，高超声速飞行器也开始采用翼梢后缘舵作为横侧向机动的控制方式。因此，探索一种适用于用于高超声速飞行器的翼梢后缘舵铰链力矩测量装置及使用方法对今后在开展此类风洞试验具有重要意义。目前，国内外尚未有与此相关的文献。
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，提供了一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，包括：
飞行器模型，其内部设置有安装腔，所述飞行器模型设置有多个非测量安定面和多个安定面；
铰链力矩天平，其设置在所述安装腔中，所述铰链力矩天平分别与飞行器模型和安定面固定连接；
所述安定面固定设置有测量舵，所述测量舵与安定面采用整体加工的设置，且测量舵与安定面之间的夹角固定不变。
优选的是，其中，所述铰链力矩天平为环式四分量铰链力矩天平，所述环式四分量铰链力矩天平的中心轴线与测量舵的转轴重合。
优选的是，其中，所述铰链力矩天平的上端开设有矩形槽，所述安定面的下端设置有安装法兰，所述安装法兰的下端固定设置有矩形块，所述矩形块嵌入至矩形槽中，且所述铰链力矩天平与安装法兰之间通过销钉定位、螺钉紧固的方式固定连接，所述铰链力矩天平与飞行器模型之间通过销钉定位、螺钉紧固的方式固定连接。
优选的是，其中，所述安定面与测量舵的夹角记为测量舵的偏转角，即安定面和测量舵组合体的数量与试验要求舵偏转角的数量相同。
优选的是，其中，所述安定面的根部插入飞行器模型内部5mm，且安定面根部插入飞行器模型部分的形状、尺寸与安定面的根部相同，所述安定面的根部与飞行器模型之间设置有1mm的缝隙；
所述安定面的两侧分别设置有左盖板和右盖板，所述左盖板和右盖板均固定安装在飞行器模型上。
优选的是，其中，所述安定面的根部与飞行器模型之间采用铝箔粘贴密封，其中，所述铝箔粘贴在飞行器模型上，铝箔与安定面表面为自由接触。
优选的是，其中，所述安定面插入飞行器模型部分的表面喷涂有氧化锆陶瓷，氧化锆陶瓷厚度为0.3mm，喷涂氧化锆陶瓷后，安定面与飞行器模型的缝隙不小于1mm。
优选的是，其中，所述铰链力矩天平的外部套设有第二隔热套，所述第二隔热套的外部套设有第一隔热套；所述第一隔热套和第二隔热套的侧面均开设有长条孔，所述第一隔热套的上端开设有矩形孔。
一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置的使用方法，包括以下步骤：
步骤一、将夹角为0°的安定面和测量舵的组合体、铰链力矩天平、飞行器模型及其他试验所需零部件组装完毕；
步骤二、开展舵偏角为0°的风洞试验，获得铰链力矩天平测得的气动力和力矩；
步骤三、通过坐标系转换获得测量舵坐标系下的气动力和力矩系数；
步骤四、将夹角不为0°的安定面和测量舵的组合体、铰链力矩天平、飞行器模型及其他试验所需零部件组装完毕；
步骤五、开展相关实验，并获得相关的铰链力矩天平测量数据；
步骤六、通过坐标系转换，将舵偏角不为0°时的铰链力矩天平测量数据转换到测量舵坐标系下的气动力和力矩系数；
步骤七、将舵偏角不为0°时的测量舵坐标系下的气动力和力矩系数与舵偏角为0°时的气动力和力矩系数相减，得到特定舵偏角时的气动力和力矩系数；
步骤八、更换另一个舵偏角的安定面和测量舵，重复步骤六～步骤七，直至完成全部试验。
本发明至少包括以下有益效果：使用本发明的翼梢后缘舵铰链力矩测量装置和使用方法，能够有效避免采用片式天平面临的模型内腔空间不足、天平温度效应影响大等不利因素，准确获得远离飞行器模型的后缘舵的气动特性。
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为本发明提供的用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量剖面结构示意图；
图3为安定面和测量舵的夹角为0度的结构示意图；
图4为安定面和测量舵的夹角为非0度的结构示意图；
图5为安定面、测量舵和铰链力矩天平的连接结构示意图；
图6为铰链力矩天平的结构示意图；
图7为第一隔热套和第二隔热套的结构示意图。
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1-7所示：本发明的一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，包括：
飞行器模型1，其内部设置有安装腔101，图1中飞行器模型1设置有三个非测量安定面2和一个安定面3；
铰链力矩天平4，其设置在所述安装腔101中，所述铰链力矩天平4分别与飞行器模型1和安定面3固定连接；
所述安定面3固定设置有测量舵5，所述测量舵5与安定面3采用整体加工的设置，且测量舵5与安定面3之间的夹角固定不变。
工作原理；将安装有天平、非测量安定面、安定面和测量舵组合体的飞行器模型安装在风洞攻角机构上，进行铰链力矩试验；铰链力矩天平先测量测量舵和安定面舵偏角为0°时的气动力和力矩，通过坐标系转换，获得测量舵坐标系下的气动力和力矩系数；然后将安定面与测量舵夹角不为0°的组合体、铰链力矩天平、飞行器模型及其他试验所需零部件组装完毕，铰链力矩天平测得舵偏角不为0°的气动力和力矩系数，通过坐标系转换，将舵偏角不为0°时的铰链力矩测量数据转换到测量舵坐标系下的气动力和力矩系数；最后将舵偏角不为0°时的测量舵坐标系下的气动力和力矩系数与舵偏角为0°时的气动力和力矩系数相减，即得到特定舵偏角时的气动力和力矩系数。其中舵偏角为0°的安定面与测量舵组合体的结构如图3所示，舵偏角不为0°的安定面与测量舵组合体的结构如图4所示。
在上述技术方案中，所述铰链力矩天平4为环式四分量铰链力矩天平，所述环式四分量铰链力矩天平的中心轴线与测量舵5的转轴重合。
在上述技术方案中，所述铰链力矩天平4的上端开设有矩形槽，所述安定面3的下端设置有安装法兰31，所述安装法兰31的下端固定设置有矩形块32，所述矩形块32嵌入至矩形槽中，且所述铰链力矩天平4与安装法兰31之间通过销钉定位、螺钉紧固的方式固定连接，所述铰链力矩天平4与飞行器模型1之间通过销钉定位、螺钉紧固的方式固定连接。
在上述技术方案中，所述安定面3与测量舵5的夹角记为测量舵5的偏转角，即安定面3和测量舵5组合体的数量与试验要求舵偏转角的数量相同。
在上述技术方案中，所述安定面3的根部插入飞行器模型1内部5mm，且安定面3根部插入飞行器模型1部分的形状、尺寸与安定面3的根部相同，所述安定面2的根部与飞行器模型1之间设置有1mm的缝隙；
所述安定面3的两侧分别设置有左盖板6和右盖板7，所述左盖板6和右盖板7均固定安装在飞行器模型1上。
在上述技术方案中，所述安定面3的根部与飞行器模型1之间采用铝箔8粘贴密封，其中，所述铝箔8粘贴在飞行器模型1上，铝箔8与安定面3表面为自由接触。
在上述技术方案中，所述安定面3插入飞行器模型1部分的表面喷涂有氧化锆陶瓷，氧化锆陶瓷厚度为0.3mm，喷涂氧化锆陶瓷后，安定面3与飞行器模型1的缝隙不小于1mm。在安定面3插入飞行器模型1的根部喷涂氧化锆陶瓷，可以对铰链力矩天平4形成隔热保护，避免安定面3将热量传递至铰链力矩天平4。
在上述技术方案中，所述铰链力矩天平4的外部套设有第二隔热套42，所述第二隔热套42的外部套设有第一隔热套43；所述第一隔热套和第二隔热套的侧面均开设有长条孔10，所述第一隔热套的上端开设有矩形孔431。第一隔热套43和第二隔热套42用于对铰链力矩天平4形成隔热保护，确保铰链力矩天平4测量数据的准确性。长条孔10用于将铰链力矩的导线穿出第一隔热套43和第二隔热套42外部，矩形孔431用于穿设固定安定面3的矩形块32.
一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置的使用方法，包括以下步骤：
步骤一、将夹角为0°的安定面和测量舵的组合体、铰链力矩天平、飞行器模型及其他试验所需零部件组装完毕；
步骤二、开展舵偏角为0°的风洞试验，获得铰链力矩天平测得的气动力和力矩；
步骤三、通过坐标系转换获得测量舵坐标系下的气动力和力矩系数；
步骤四、将夹角不为0°的安定面和测量舵的组合体、铰链力矩天平、飞行器模型及其他试验所需零部件组装完毕；
步骤五、开展相关实验，并获得相关的铰链力矩天平测量数据；
步骤六、通过坐标系转换，将舵偏角不为0°时的铰链力矩天平测量数据转换到测量舵坐标系下的气动力和力矩系数；
步骤七、将舵偏角不为0°时的测量舵坐标系下的气动力和力矩系数与舵偏角为0°时的气动力和力矩系数相减，得到特定舵偏角时的气动力和力矩系数；
步骤八、更换另一个舵偏角的安定面和测量舵，重复步骤六～步骤七，直至完成全部试验。
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 (9)

1.一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，其特征在于，包括：
飞行器模型，其内部设置有安装腔，所述飞行器模型设置有多个非测量安定面和多个安定面；
铰链力矩天平，其设置在所述安装腔中，所述铰链力矩天平分别与飞行器模型和安定面固定连接；
所述安定面固定设置有测量舵，所述测量舵为翼梢后缘舵，所述测量舵与安定面采用整体加工的设置，且测量舵与安定面之间的夹角固定不变。
2.如权利要求1所述的用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述铰链力矩天平为环式四分量铰链力矩天平，所述环式四分量铰链力矩天平的中心轴线与测量舵的转轴重合。
3.如权利要求1所述的用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述铰链力矩天平的上端开设有矩形槽，所述安定面的下端设置有安装法兰，所述安装法兰的下端固定设置有矩形块，所述矩形块嵌入至矩形槽中，且所述铰链力矩天平与安装法兰之间通过销钉定位、螺钉紧固的方式固定连接，所述铰链力矩天平与飞行器模型之间通过销钉定位、螺钉紧固的方式固定连接。
4.如权利要求1所述的用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述安定面与测量舵的夹角记为测量舵的偏转角，即安定面和测量舵组合体的数量与试验要求舵偏转角的数量相同。
5.如权利要求1所述的用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述安定面的根部插入飞行器模型内部，且安定面根部插入飞行器模型部分的形状、尺寸与安定面的根部相同，所述安定面的根部与飞行器模型之间设置有缝隙；
所述安定面的两侧分别设置有左盖板和右盖板，所述左盖板和右盖板均固定安装在飞行器模型上。
6.如权利要求1所述的用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述安定面的根部与飞行器模型之间采用铝箔粘贴密封，其中，所述铝箔粘贴在飞行器模型上，铝箔与安定面表面为自由接触。
7.如权利要求1所述的用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述安定面插入飞行器模型部分的表面喷涂有氧化锆陶瓷，喷涂氧化锆陶瓷后，安定面与飞行器模型的缝隙不小于1mm。
8.如权利要求3所述的用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，其特征在于，所述铰链力矩天平的外部套设有第二隔热套，所述第二隔热套的外部套设有第一隔热套；所述第一隔热套和第二隔热套的侧面均开设有长条孔，所述第一隔热套的上端开设有矩形孔。
9.一种用于高超声速风洞的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置的使用方法，其使用包括权利要求1-8任一项所述的翼梢后缘舵铰链力矩测量试验装置，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、将夹角为0°的安定面和测量舵的组合体、铰链力矩天平、飞行器模型及其他试验所需零部件组装完毕；
步骤二、开展舵偏角为0°的风洞试验，获得铰链力矩天平测得的气动力和力矩；
步骤三、通过坐标系转换获得测量舵坐标系下的气动力和力矩系数；
步骤四、将夹角不为0°的安定面和测量舵的组合体、铰链力矩天平、飞行器模型及其他试验所需零部件组装完毕；
步骤五、开展相关实验，并获得相关的铰链力矩天平测量数据；
步骤六、通过坐标系转换，将舵偏角不为0°时的铰链力矩天平测量数据转换到测量舵坐标系下的气动力和力矩系数；
步骤七、将舵偏角不为0°时的测量舵坐标系下的气动力和力矩系数与舵偏角为0°时的气动力和力矩系数相减，得到特定舵偏角时的气动力和力矩系数；
步骤八、更换另一个舵偏角的安定面和测量舵，重复步骤六~步骤七，直至完成全部试验。
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