CN114112281A - 一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，包括基台与设置在基台上的飞机模型，所述基台上端固定连接有安装架，所述基台上设有用于驱动飞机模型升降的驱动机构，所述驱动机构包括固定连接在基台上端的伺服电机，所述伺服电机的输出轴固定连接有转动轴，所述转动轴远离伺服电机的一端固定连接有转盘。本发明设置了T型架与曲柄，有效提高了数据处理效率，可用于飞机气动建模、气动模型分析、修正与验证、各等级飞行模拟器数据包的制作等领域，另外本发明结构简单可靠，能有效避免了在耦合状态下测量后动导数解耦困难的问题，同时能够极大地简化气动建模过程中的工作量与技术难度。

Description

一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置

技术领域

本发明涉及空气动力学风洞试验装置技术领域，尤其涉及一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置。

背景技术

飞行器根据控制模式与用途的不同，经常全程或部分采用绕自身纵轴旋转的飞行方式，转速在几度每秒。工程实际中，为了向制导控制系统描述飞行器的气动特性，需要对此进行建模。建模时一般将气动力分为定常与非定常两部分，其中非定常部分由动导数与相应变量的乘积与表述表示。动导数的计算偏差会给飞行器动态特性的评估与控制系统的设计带来误差，从而在飞行器制造关键点的精度降低甚至会导致飞行目的无法达成的严重后果。

当前气动建模主要依赖于理论计算、实际飞行及传统风洞数据进行，实现方式复杂且工作量庞大，此外，传统方法无法直接对强耦合的动导数进行解耦，需要进行大量的后期数据处理进行分析、解耦，所以，需要设计一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置来解决上述问题。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中存在的缺点，而提出的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置。

为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，包括基台与设置在基台上的飞机模型，所述基台上端固定连接有安装架，所述基台上设有用于驱动飞机模型升降的驱动机构，所述驱动机构包括固定连接在基台上端的伺服电机，所述伺服电机的输出轴固定连接有转动轴，所述转动轴远离伺服电机的一端固定连接有转盘，所述转盘侧壁固定连接有第二固定杆，所述第二固定杆侧壁套接有曲柄，所述曲柄远离转动轴的侧壁贯穿设有第一固定杆，所述第一固定杆与曲柄转动连接，所述基台上设有用于安装飞机模型的安装机构。

优选地，所述安装机构包括设置在基台上的T型架，所述T型架上端固定连接有用于夹紧飞机模型的模型夹具，所述基台上设有用于限制飞机模型竖直移动的限位机构。

优选地，所述限位机构包括滑动套接在T型架侧壁的两个轴套，所述安装架侧壁固定连接有第一横板与第二横板，位于下端的所述轴套上端贯穿第一横板，位于下端的所述轴套与第一横板固定连接，位于上端的所述轴套上端贯穿第二横板，位于上端的所述轴套与第二横板固定连接。

优选地，所述T型架侧壁开设有滑动槽，所述滑动槽内壁滑动连接有滑块，所述滑块侧壁与第一固定杆远离曲柄的一侧固定连接。

优选地，所述T型架内开设有限位腔，所述限位腔与滑动槽连通，所述限位腔内壁滑动连接有滑动板，所述滑动板侧壁与滑块侧壁固定连接，所述限位腔长度大于滑动槽长度。

优选地，所述基台两侧壁均固定连接有安装板，所述安装板上端开设有多个螺纹孔。

本发明中，具有以下有益效果：

1、本发明设置了驱动机构，伺服电机的输出轴保持恒速率转动，伺服电机的输出轴带动转动轴转动，转动轴曲柄连杆结构带动T型架在轴套限位下沿竖直方向往复运动，利用机械结构使飞机模型进行特定的运动，从而将强耦合运动参数分别独立控制，进而避免了传统方法需要大量后期数据处理以解耦合的过程，有效提高了数据处理效率，可用于飞机气动建模、气动模型分析、修正与验证、各等级飞行模拟器数据包的制作等领域；

2、本发明通过在风洞实验中将某一运动维度下的两个强耦合动导数(如纵向运动下的迎角恒速率变化与俯仰角恒速率变化、横航向运动下的侧滑角恒速率变化与偏航角恒速率变化)进行独立激发，即使得二者产生效应的飞行工况进行解耦合，从而实现与二者相关的动导数的直接测量，结构简单可靠，能有效避免了在耦合状态下测量后动导数解耦困难的问题，同时能够极大地简化气动建模过程中的工作量与技术难度。

附图说明

图1为本发明提出的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置的结构示意图；

图2为图1的A处结构放大图；

图3为本发明提出的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置的滑动板与T型架装配图；

图4为本发明提出的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置的整体流程图；

图5为本发明提出的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置的运动学分析示意图。

图中：1基台、2伺服电机、3曲柄、4滑块、5T型架、6轴套、7模型夹具、8飞机模型、9安装板、10第一横板、11第二横板、12安装架、13转动轴、14滑动槽、15第一固定杆、16滑动板、17限位腔、18转盘、19第二固定杆。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”等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与简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造与操作，因此不能理解为对本发明的限制。

参照图1-5，一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，包括基台1与设置在基台1上的飞机模型8，基台1上端固定连接有安装架12。

基台1上设有用于驱动飞机模型8升降的驱动机构，驱动机构包括固定连接在基台1上端的伺服电机2，伺服电机2的输出轴固定连接有转动轴13，转动轴13远离伺服电机2的一端固定连接有转盘18，转盘18侧壁固定连接有第二固定杆19，第二固定杆19侧壁套接有曲柄3，曲柄3远离转动轴13的侧壁贯穿设有第一固定杆15，第一固定杆15与曲柄3转动连接。

基台1上设有用于安装飞机模型8的安装机构，安装机构包括设置在基台1上的T型架5，T型架5上端固定连接有用于夹紧飞机模型8的模型夹具7，基台1上设有用于限制飞机模型8竖直移动的限位机构。

限位机构包括滑动套接在T型架5侧壁的两个轴套6，安装架12侧壁固定连接有第一横板10与第二横板11，位于下端的轴套6上端贯穿第一横板10，位于下端的轴套6与第一横板10固定连接，位于上端的轴套6上端贯穿第二横板11，位于上端的轴套6与第二横板11固定连接，两个轴套6对T型架5限位，使得在曲柄3转动时，T型架5只能竖直移动。

本发明中，T型架5侧壁开设有滑动槽14，滑动槽14内壁滑动连接有滑块4，滑块4侧壁与第一固定杆15远离曲柄3的一侧固定连接，T型架5内开设有限位腔17，限位腔17与滑动槽14连通，限位腔17内壁滑动连接有滑动板16，滑动板16侧壁与滑块4侧壁固定连接，限位腔17长度大于滑动槽14长度，使得限位腔17对滑动板16与滑块4整体限位，使得在曲柄3转动过程中只能沿滑动槽14方向左右移动。

本发明中，基台1两侧壁均固定连接有安装板9，安装板上端开设有多个螺纹孔。

根据数学推导，当伺服电机2以恒转速运动时，模型夹具7上的飞机模型8在气流中的迎角变化率绝对值为一常数，基符号在一个电机一个运动周期内呈交替变化，此过程中模型俯仰角速度为0；

本发明结构简单可靠，有效避免了在耦合状态下测量后动导数解耦困难的问题；

本装置在进行风洞实验时，采用如下步骤；

第一步，实验装置的数学原理分析

假设风洞中风速为V_w 电机转动的转速为n，曲轴长度为b某时刻曲轴与水平面夹角为θ∈[-π，π)，逆时针方向为正。

曲轴末端即滑块4的线速度为：

2πn·b

滑块4线速度在垂直方向的分量为：

V_z＝2πn·b·cosθ

向上为正，根据T型架5的运动约束关系，飞机模型8相对于地面仅有垂直速度，即：

2πn·b·cosθ

根据飞机模型8的速度三角形，其迎角为：

由于风速远大于飞机模型8垂直运动速度，因此：

迎角变化率：

通过上式可以看到，迎角变化率大小为一常数，在曲轴在上下半周时，仅相差一正负号。而此过程中，飞机模型8无姿态角变化，其俯仰角变化率为0，即迎角变化率与俯仰角独立变化。

同理，对于侧滑角速度与偏航角速度可进行同样分析。

第二步，实验装置的安装

本实验装置为一个整体，除飞机模型8与模型夹具7为可拆卸连接，其他部件无可拆卸部件，通过外部输送设备将装置整体运输至实验风洞场地，实验开始前，通过螺栓将安装板9牢靠固定在风洞内，同时需要安装一个整流罩，并且整流罩与气流来流方向一致。

第三步，飞机模型8的安装

飞机模型8需要安装于模型夹具7上，飞机模型8的安装角度可根据具体需要进行调整，飞机模型8上可布置多种测量气动相关参数的传感器，风洞运行时传感器产生的数据可无线传输至外部设备，亦可存储在模型内的存储介质上。

第四步，启动伺服电机2

风洞运行前，需要启动伺服电机2，启动伺服电机2，伺服电机2的输出轴保持恒速率转动，伺服电机2的输出轴带动转动轴13转动，转动轴13带动转盘18转动，转盘18带动第二固定杆19转动，第二固定杆19带动曲柄3转动，曲柄3转动过程中通过第一固定杆15带动滑块4在限位腔17与滑动板16限位下，在滑动槽14内左右移动，值得注意的是，T型架5在轴套6限位下沿竖直方向往复运动，进而带动整个装置的机械结构运动；

根据前述的数学分析，在不同的风速下，通过调整电机的转速可调整飞机迎角变化率(飞机机翼水平安装)或侧滑角变化率(飞机机翼竖直安装)，从而得到所需数据。

第五步，数据处理与分析

根据风洞不同风速及可知的气流角变化率下的气动数据，结合气流角与姿态角同步变化时的气动数据，即可获得飞机模型8在气流角与姿态角独立变化时的气动数据。

本发明利用机械结构使飞机模型8进行特定的运动，从而将强耦合运动参数分别独立控制，进而避免了传统方法需要大量后期数据处理以解耦合的过程，有效提高了数据处理效率。

本发明的优点在于：结构简单可靠，能有效避免了在耦合状态下测量后动导数解耦困难的问题，同时能够极大地简化气动建模过程中的工作量与技术难度。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，包括基台(1)与设置在基台(1)上的飞机模型(8)，其特征在于，所述基台(1)上端固定连接有安装架(12)，所述基台(1)上设有用于驱动飞机模型(8)升降的驱动机构，所述驱动机构包括固定连接在基台(1)上端的伺服电机(2)，所述伺服电机(2)的输出轴固定连接有转动轴(13)，所述转动轴(13)远离伺服电机(2)的一端固定连接有转盘(18)，所述转盘(18)侧壁固定连接有第二固定杆(19)，所述第二固定杆(19)侧壁套接有曲柄(3)，所述曲柄(3)远离转动轴(13)的侧壁贯穿设有第一固定杆(15)，所述第一固定杆(15)与曲柄(3)转动连接，所述基台(1)上设有用于安装飞机模型(8)的安装机构。

2.根据权利要求1所述的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，其特征在于，所述安装机构包括设置在基台(1)上的T型架(5)，所述T型架(5)上端固定连接有用于夹紧飞机模型(8)的模型夹具(7)，所述基台(1)上设有用于限制飞机模型(8)竖直移动的限位机构。

3.根据权利要求2所述的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，其特征在于，所述限位机构包括滑动套接在T型架(5)侧壁的两个轴套(6)，所述安装架(12)侧壁固定连接有第一横板(10)与第二横板(11)，位于下端的所述轴套(6)上端贯穿第一横板(10)，位于下端的所述轴套(6)与第一横板(10)固定连接，位于上端的所述轴套(6)上端贯穿第二横板(11)，位于上端的所述轴套(6)与第二横板(11)固定连接。

4.根据权利要求1所述的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，其特征在于，所述T型架(5)侧壁开设有滑动槽(14)，所述滑动槽(14)内壁滑动连接有滑块(4)，所述滑块(4)侧壁与第一固定杆(15)远离曲柄(3)的一侧固定连接。

5.根据权利要求4所述的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，其特征在于，所述T型架(5)内开设有限位腔(17)，所述限位腔(17)与滑动槽(14)连通，所述限位腔(17)内壁滑动连接有滑动板(16)，所述滑动板(16)侧壁与滑块(4)侧壁固定连接，所述限位腔(17)长度大于滑动槽(14)长度。

6.根据权利要求1所述的一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，其特征在于，所述基台(1)两侧壁均固定连接有安装板(9)，所述安装板(9)上端开设有多个螺纹孔。

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