CN114018536A - 飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统及方法，解决现有地面风洞试验中，测量设备自身的摩擦阻力特性影响飞行器自由滚转速率的问题。该系统包括转速测量装置、扭矩传感器和电机；转速测量装置包括转轴机构和转速传感器；转轴机构包括转轴安装座和转轴，转轴通过轴承穿设在转轴安装座内，且前端伸出转轴安装座，用于与试验件同轴连接；转速传感器包括同轴设置在转轴上的齿轮以及设置在安装座内且与齿轮配合的接近开关，接近开关测量齿轮通过的齿数，获得转轴的转速。扭矩传感器和电机依次同轴设置在转轴的后端，且扭矩传感器靠近转轴设置，电机用于驱动转轴转动。

Description

飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统及方法
技术领域
本发明属于风洞试验领域，具体涉及一种飞行器在燃气流风洞进行自由滚转试验，获得自由滚转转速以及转动气动力矩的测量系统及方法。
背景技术
在飞行器的设计中，设计对称式叶片或空气舵来保持飞行器的稳定，实现精确控制飞行状态的目的。然而受加工、装配误差等因素的影响，其叶片或舵面会存在部分差异，在实际飞行过程中，因受力不均飞行器自身产生的扭矩，引起飞行器转动，转动速率超过额定限值，会使飞行器失稳，飞行失败。
地面风洞试验是获取飞行器气动特性、验证飞行状态的重要措施。在风洞试验中，通过测量设备对飞行器的自由滚转特性进行测量，获取自由滚转速率与滚转扭矩的关系，从而为飞行器的设计和性能评估提供重要数据支撑。但是，在试验中，测量设备自身的摩擦阻力特性会对飞行器在来流条件下产生的扭矩带来影响，从而影响飞行器直身的自由滚转速率，进而影响飞行器的设计和性能评估。
发明内容
为了解决现有地面风洞试验中，测量设备自身的摩擦阻力特性会影响飞行器自由滚转速率，进而影响飞行器设计和性能评估的技术问题，本发明提供了一种飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统及方法。
为实现上述目的，本发明提供的技术方案是：
一种飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统，其特殊之处在于：包括转速测量装置、扭矩传感器和电机；
所述转速测量装置包括转轴机构和转速传感器；
所述转轴机构包括转轴安装座和转轴，转轴通过轴承穿设在转轴安装座内，且前端伸出转轴安装座，用于与试验件同轴连接；
所述转速传感器包括同轴设置在转轴上的齿轮以及设置在安装座内且与齿轮配合的接近开关，接近开关测量齿轮通过的齿数，获得转轴的转速。
所述扭矩传感器和电机依次同轴设置在转轴的后端，且扭矩传感器靠近转轴设置，电机用于驱动转轴转动。
进一步地，还包括攻角调节机构；
所述攻角调节机构包括攻角调节底板以及设置在攻角调节底板上方的攻角调节转动板，攻角调节底板和攻角调节转动板之间设置有铰接件和角度调节组件，实现攻角调节转动板与攻角调节底板之间的倾角调节；
所述转轴安装座和电机均安装在攻角调节转动板上。
进一步地，所述铰接件为连接攻角调节底板和攻角调节转动板的铰接转轴；
所述倾角调节组件包括固定螺栓和定位销；
所述攻角调节底板的上表面具有连接板，连接板上设有多个第一定位销孔以及与铰接转轴同轴的圆弧状长条孔，多个第一定位销孔以铰接转轴的轴线为圆心周向布置；
所述攻角调节转动板上开设有与第一定位销孔配合的第二定位销孔以及与圆弧状长条孔配合的通孔，通过定位销穿过第一定位销孔和第二定位销孔，实现攻角调节转动板和攻角调节底板的定位，并通过固定螺栓穿过通孔和圆弧状长条孔，将攻角调节底板和攻角调节转动板固定。
进一步地，所述转轴安装座包括中空壳体和设置在中空壳体两端的端盖，轴承的两端分别通过转轴上的轴肩和端盖实现轴向限位，端盖上设有供转轴穿出的通孔；
所述轴承为一对背对背安装的角接触轴承，2个角接触轴承分别位于中空壳体的两端部。
同时，本发明提供了一种飞行器风洞试验中气动力矩的测量方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：
1)将待试验件同轴连接在转轴的前端，扭矩传感器和电机同轴安装于转轴的后端，并置于风洞流场中；模拟来流条件，用气流吹待试验件；
2)电机处于锁定状态，启动来流条件，扭矩传感器获得试验件上的初始气动力矩X0和气动方向，判断初始气动力矩X0与待试验件设计值的偏差是否在误差允许范围内，以及气动方向与待试验件设计旋转方向是否相同，若是，执行步骤3)；若否，结束；
3)启动电机正转，保持转速恒定，起动与步骤1)相同的来流条件，扭矩传感器获得该正转转速条件下的初始正转滚转力矩X1′；
4)电机以与步骤3)相同的转速反转，起动与步骤1)相同的来流条件，扭矩传感器获得反转转速条件下的初始反转滚转力矩X2′；
5)计算摩擦力矩X4：X4＝︱(X1′-X2′)/2︱，比较摩擦力矩X4是否小于试验要求数值，若是，执行步骤6)，若否，结束；
6)改变转速条件，并测得每个转速条件下的正转滚转力矩和反转滚转力矩，根据下式计算与转速条件相对应的气动力矩X3i：
X3i＝(X1i+X2i)/2；
其中，i＝1、2、3……n，n为转速条件的数量，X1i为第i个转速条件下正转转速的正转滚转力矩，X2i为第i个转速条件下反转转速的反转滚转力矩；
得到不同转速与气动力矩的对应关系；
7)使每一个转速条件下的气动力矩与摩擦力矩X4相加，得到相应来流条件下不同转速与试验件实际气动力矩的对应关系；
8)重复执行步骤2)至步骤7)，改变来流条件，获得不同来流条件下转速与试验件实际气动力矩的对应关系；
9)转速传感器获得相应来流条件下试验件的自由滚转速率V1′，根据步骤8)的对应关系，获得试验件实际气动力矩，完成气动力矩的测量。
进一步地，步骤1)中，试验件位于风洞流场的均匀区。
与现有技术相比，本发明的优点是：
1、本发明转速传感器由齿轮和与齿轮配合的接近开关组成，通过接近开关测量与转轴同轴齿轮的通过齿数，从而获得转轴的转速，并根据转速与扭矩间的关系，即可获得与转轴连接试验件的扭矩，该转速传感器保证转速的有效获取；在试验过程中，转速测量装置自身的摩擦阻力特性会对试验件(飞行器)在来流条件下产生的扭矩带来影响，从而影响试验件(飞行器)本身的自由滚转速率，故本发明在试验件(飞行器)自由滚转试验前，采用电机和扭矩传感器组合的模式，通过电机被动加载力矩的形式，获取转速测量装置在不同工况下的摩擦力矩特性以及实际力矩特性，根据该特性可准确测量试验件的气动力矩，为飞行器设计和性能评估提供有效依据。
2、本发明转轴通过一对背对背安装的角接触轴承安装在转轴安装座中，角接触轴承可承受来流条件产生的轴向推力，有效保护扭矩传感器不受轴向推力破坏；避免采用普通球轴承，使转轴机构不能承受轴向推力，在测量扭矩时使扭矩传感器承受推力而损坏。
附图说明
图1是本发明飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统安装有扭矩传感器和电机时的结构示意图；
图2是本发明飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统未安装有扭矩传感器和电机时的结构示意图；
图3是本发明飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统中转速测量装置的结构示意图；
图4是本发明飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统中齿轮的结构示意图；
图5是本发明飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统中攻角调节机构的结构示意图；
其中，附图标记如下：
1-转轴机构，11-转轴，12-轴承，13-转轴安装座，131-中空壳体，132-端盖，14-齿轮，15-接近开关；
2-攻角调节机构，21-攻角调节底板，22-攻角调节转动板，221-第二定位销孔，222-通孔，23-铰接转轴；
24-连接板，241-第一定位销孔，242-圆弧状长条孔，25-固定螺栓，26-定位销；
3-扭矩传感器，4-电机，5-试验件。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明的内容作进一步详细描述。
如图1和图2所示，一种飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统，包括转速测量装置、扭矩传感器3和电机4。
如图3和图4所示，转速测量装置包括转轴机构1和转速传感器；
转轴机构1包括转轴安装座13和转轴11，转轴安装座13包括中空壳体131和设置在中空壳体131两端的端盖132，转轴11通过轴承12安装在中空壳体131中，转轴11可在中空壳体131内自由旋转，转轴11的前端伸出端盖132，用于与试验件5飞行器同轴连接，后端设置在端盖132上，则两个端盖132上均开设有供转轴11穿出的通孔。
本实施例轴承12为一对背对背安装的角接触轴承，该角接触轴承能够承受来流条件产生的轴向推力，2个角接触轴承分别位于中空壳体131的两端，角接触轴承的两端分别通过转轴11上的轴肩和端盖132实现轴向限位，则转轴11的轴向定位是通过轴承12、端盖132和轴肩的限位完成。
转速传感器包括位于中空壳体131内并同轴设置在转轴11上的齿轮14以及设置在中空壳体131上且与齿轮14配合的接近开关15，通过接近开关15测量与转轴11同轴的齿轮14的通过齿数，从而获得转轴11的转速；由于转轴11与试验件5同轴连接，则该转速即为试验件5的转速。
目前，转速测量装置是安装在安装架上，对于不同攻角的调节主要是通过更换不同角度的安装架，使得加工成本高，更换工作量大，试验所需时间长，导致试验周期加长。因此本实施例测量系统还包括攻角调节机构2，转速测量装置安装在攻角调节机构2上，攻角调节机构2可调节转速测量装置的倾角，进而实现试验件5不同攻角的调节。
如图5所示，攻角调节机构2包括攻角调节底板21以及设置在攻角调节底板21上方的攻角调节转动板22，转轴安装座13设置在攻角调节转动板22上，攻角调节底板21和攻角调节转动板22之间设置有铰接件和角度调节组件，实现攻角调节转动板22与攻角调节底板21之间的倾角调节。
本实施例铰接件为连接攻角调节底板21一端和攻角调节转动板22一端的铰接转轴23，铰接转轴23的两端部与螺母相连，攻角调节转动板22可相对攻角调节底板21绕铰接转轴23转动；倾角调节组件包括固定螺栓25和定位销26，攻角调节底板21的上表面具有平行设置的两个连接板24，攻角调节转动板22上与两个连接板24配合的位置开设通槽，两个连接板24穿设在通槽内，两个连接板24的结构相同，每个连接板24上设有多个第一定位销孔241以及与铰接转轴23同轴的圆弧状长条孔242，多个第一定位销孔241以铰接转轴23的轴线为圆心周向布置，本实施例在0°、15°、30°位置设置第一定位销孔241；攻角调节转动板22开有通槽的侧壁上开设有与第一定位销孔241配合的第二定位销孔221以及与圆弧状长条孔242配合的通孔222，通过定位销26穿过连接板24上的第一定位销孔241和攻角调节转动板22上的第二定位销孔221，实现攻角调节转动板22和攻角调节底板21的定位，并通过固定螺栓25穿过通孔222和圆弧状长条孔242，将攻角调节底板21和攻角调节转动板22固定。通过转动攻角调节转动板22，使其上的第二定位销孔221与不同位置的第一定位销孔241配合，实现攻角调节转动板22与攻角调节底板21之间的倾角调节。
本实施例转速测量装置的转速传感器由齿轮14和与齿轮14配合的接近开关15组成，通过接近开关15测量与转轴11同轴齿轮14的通过齿数，从而获得转轴11的转速。相比于现有将转速传感器直接安装在转轴11上，本实施例避免引入转速传感器自身产生的摩擦力矩，保证数据的有效获取。
在转速测量过程中，由于转轴机构1本身会产生摩擦力矩，会对被试验件5在来流条件下产生的扭矩带来影响，从而影响试验件5的自由滚转速率，因此，本发明在转速测量装置对试验件5自由滚转试验前，获得在来流条件下转速测量过程自身的摩擦阻力特性，从而转速与试验件5气动力矩的对应关系，具体是在转轴11的后端同轴依次设置扭矩传感器3和电机4，且扭矩传感器3靠近转轴11设置，电机4用于驱动转轴11转动，通过电机4驱动转轴11转动，测量转速测量装置转动的摩擦力矩特性以及自身的扭矩特性。
本实施例测量系统对飞行器气动力矩的测量方法，在风洞试验中，通过对测量装置的滚转扭矩进行测量，获取电机4驱动下转速与滚转扭矩的对应关系，从而获得试验件5(飞行器)的实际气动数据，为飞行器设计和性能评估提供重要数据支撑，测试方法具体包括以下步骤：
1)将待试验件5同轴连接在转轴11的前端，扭矩传感器3和电机4同轴安装于转轴11的后端，见图1所示，并置于风洞流场中，风洞流场模拟来流条件，用气流吹待试验件5；优选将试验件5位于风洞流场的均匀区；
2)电机4处于锁定状态，启动来流条件，扭矩传感器3获得静态条件下的来流作用在试验件5上的初始气动力矩X0和气动方向，判断初始气动力矩X0与待试验件5设计值的偏差是否在误差允许范围内，以及气动方向与待试验件5设计旋转方向是否相同，若是，执行步骤3)；若否，结束；
其中，扭矩传感器3测得数据的正负代表方向；
3)启动电机4正转，保持转速恒定，起动与步骤1)相同的来流条件，扭矩传感器3获得该正转转速条件下的初始正转滚转力矩X1′；
4)电机4以与步骤3)相同的转速反转，起动与步骤1)相同的来流条件，扭矩传感器3获得反转转速条件下的初始反转滚转力矩X2′；
5)获取步骤1)来流条件和步骤3)转速条件下转速测量装置转动的摩擦力矩特性，具体为计算摩擦力矩X4：X4＝︱(X1′-X2′)/2︱；
然后，比较摩擦力矩X4是否小于试验要求数值，若是，表示转速测量装置的摩擦力矩在设定阈值以内，执行步骤6)，若否，表示转速测量装置的摩擦力矩大于设定阈值，该转速测量装置自身误差较大，使得转速测量装置测得的数据误差过大，导致数据失真；
6)依据步骤3)和步骤4)的方法，改变转速条件，测得每个转速条件下的正转滚转力矩和反转滚转力矩，根据下式计算与转速条件相对应的气动力矩X3i：
X3i＝(X1i+X2i)/2；
其中，i＝1、2、3……n，n为转速条件的数量，X1i为第i个转速条件下正转转速的正转滚转力矩，X2i为第i个转速条件下反转转速的反转滚转力矩；
得到不同转速与气动力矩的对应关系；
7)使每一个转速条件下的气动力矩与摩擦力矩X4相加，得到同一来流条件下不同转速与试验件5实际气动力矩的对应关系；
8)为了获取数据的全面性，重复执行步骤2)至步骤7)，改变来流条件，获得不同来流条件下转速与试验件5实际气动力矩的对应关系；
9)试验件5启动力矩测试时，断开扭矩传感器3和电机4，见图2所示，根据试验需求来流条件，转速传感器获得相应来流条件下的自由滚转速率V1′，根据步骤8)的对应关系，获得相应来流条件下自由滚转速率V1′所对应的试验件5实际气动力矩，完成试验件5气动力矩的测量。
本实施转速测量装置在试验中，自身的摩擦阻力特性会对试验件5(飞行器)在来流条件下产生的扭矩带来影响，从而影响试验件5(飞行器)本身的自由滚转速率，故此在试验件5(飞行器)自由滚转试验前，本实施例采用电机和扭矩传感器组合的模式，通过电机被动加载力矩的形式，获取转速测量装置在不同来流工况、不同转速下的力矩，并通过电机正传/反转的方式，解算转速测量装置在不同工况下的摩擦力矩特性以及同一来流工况不同转速的实际力矩特性。可准确获取试验件5(飞行器)在燃气流风洞条件下自由滚转速率，同时避免转速测量装置自身摩擦特性对试验件5自由滚转的影响，分析滚转力矩与自由滚转速率的关系，可准确测量试验件的气动力矩，为飞行器设计和性能评估提供有效依据。
本实施例通过被动力矩加载、主动自由滚转的试验方式，获取装置在高空来流条件下的滚转速率变化规律以及在高空来流条件下装置滚转速率与扭矩的变化规律。本实施例通过感应齿轮的数量解算试验件5自由滚转的速率，准确性高，进而获取试验件5在高空来流条件下的滚转速率变化规律。
以上仅是对本发明的优选实施方式进行了描述，并不将本发明的技术方案限制于此，本领域技术人员在本发明主要技术构思的基础上所作的任何变形都属于本发明所要保护的技术范畴。

Claims (6)

1.一种飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统，其特征在于：包括转速测量装置、扭矩传感器(3)和电机(4)；
所述转速测量装置包括转轴机构(1)和转速传感器；
所述转轴机构(1)包括转轴安装座(13)和转轴(11)，转轴(11)通过轴承(12)穿设在转轴安装座(13)内，且前端伸出转轴安装座(13)，用于与试验件(5)同轴连接；
所述转速传感器包括同轴设置在转轴(11)上的齿轮(14)以及设置在安装座内且与齿轮(14)配合的接近开关(15)，接近开关(15)测量齿轮(14)通过的齿数，获得转轴(11)的转速；
所述扭矩传感器(3)和电机(4)依次同轴设置在转轴(11)的后端，且扭矩传感器(3)靠近转轴(11)设置，电机(4)用于驱动转轴(11)转动。
2.根据权利要求1所述飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统，其特征在于：还包括攻角调节机构(2)；
所述攻角调节机构(2)包括攻角调节底板(21)以及设置在攻角调节底板(21)上方的攻角调节转动板(22)，攻角调节底板(21)和攻角调节转动板(22)之间设置有铰接件和角度调节组件，实现攻角调节转动板(22)与攻角调节底板(21)之间的倾角调节；
所述转轴安装座(13)和电机(4)均安装在攻角调节转动板(22)上。
3.根据权利要求2所述飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统，其特征在于：所述铰接件为连接攻角调节底板(21)和攻角调节转动板(22)的铰接转轴(23)；
所述倾角调节组件包括固定螺栓(25)和定位销(26)；
所述攻角调节底板(21)的上表面具有连接板(24)，连接板(24)上设有多个第一定位销孔(241)以及与铰接转轴(23)同轴的圆弧状长条孔(242)，多个第一定位销孔(241)以铰接转轴(23)的轴线为圆心周向布置；
所述攻角调节转动板(22)上开设有与第一定位销孔(241)配合的第二定位销孔(221)以及与圆弧状长条孔(242)配合的通孔(222)，通过定位销(26)穿过第一定位销孔(241)和第二定位销孔(221)，实现攻角调节转动板(22)和攻角调节底板(21)的定位，并通过固定螺栓(25)穿过通孔(222)和圆弧状长条孔(242)，将攻角调节底板(21)和攻角调节转动板(22)固定。
4.根据权利要求3所述飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统，其特征在于：所述转轴安装座(13)包括中空壳体(131)和设置在中空壳体(131)两端的端盖(132)，轴承(12)的两端分别通过转轴(11)上的轴肩和端盖(132)实现轴向限位，端盖(132)上设有供转轴(11)穿出的通孔(222)；
所述轴承(12)为一对背对背安装的角接触轴承(12)，2个角接触轴承(12)分别位于中空壳体(131)的两端部。
5.一种飞行器风洞试验中气动力矩的测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)将待试验件(5)同轴连接在转轴(11)的前端，扭矩传感器(3)和电机(4)同轴安装于转轴(11)的后端，并置于风洞流场中；模拟来流条件，用气流吹待试验件(5)；
2)电机(4)处于锁定状态，启动来流条件，扭矩传感器(3)获得试验件(5)上的初始气动力矩X0和气动方向，判断初始气动力矩X0与待试验件(5)设计值的偏差是否在误差允许范围内，以及气动方向与待试验件(5)设计旋转方向是否相同，若是，执行步骤3)；若否，结束；
3)启动电机(4)正转，保持转速恒定，起动与步骤1)相同的来流条件，扭矩传感器(3)获得该正转转速条件下的初始正转滚转力矩X1′；
4)电机(4)以与步骤3)相同的转速反转，起动与步骤1)相同的来流条件，扭矩传感器(3)获得反转转速条件下的初始反转滚转力矩X2′；
5)计算摩擦力矩X4：X4＝︱(X1′-X2′)/2︱，比较摩擦力矩X4是否小于试验要求数值，若是，执行步骤6)，若否，结束；
6)改变转速条件，并测得每个转速条件下的正转滚转力矩和反转滚转力矩，根据下式计算与转速条件相对应的气动力矩X3i：
X3i＝(X1i+X2i)/2；
其中，i＝1、2、3……n，n为转速条件的数量，X1i为第i个转速条件下正转转速的正转滚转力矩，X2i为第i个转速条件下反转转速的反转滚转力矩；
得到不同转速与气动力矩的对应关系；
7)使每一个转速条件下的气动力矩与摩擦力矩X4相加，得到相应来流条件下不同转速与试验件(5)实际气动力矩的对应关系；
8)重复执行步骤2)至步骤7)，改变来流条件，获得不同来流条件下转速与试验件(5)实际气动力矩的对应关系；
9)转速传感器获得相应来流条件下试验件(5)的自由滚转速率V1′，根据步骤8)的对应关系，获得试验件(5)实际气动力矩，完成气动力矩的测量。
6.根据权利要求5所述飞行器风洞试验中气动力矩的测量方法，其特征在于：步骤1)中，试验件(5)位于风洞流场的均匀区。
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