CN114166462A - 一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统 - Google Patents
一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114166462A CN114166462A CN202210071665.6A CN202210071665A CN114166462A CN 114166462 A CN114166462 A CN 114166462A CN 202210071665 A CN202210071665 A CN 202210071665A CN 114166462 A CN114166462 A CN 114166462A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- vehicle
- frame module
- wind tunnel
- flow field
- unmanned aerial
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000005259 measurement Methods 0.000 title claims abstract description 37
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 abstract description 8
- 238000009434 installation Methods 0.000 abstract description 5
- 238000007405 data analysis Methods 0.000 abstract description 3
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 abstract description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012827 research and development Methods 0.000 description 1
- 238000010998 test method Methods 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/02—Wind tunnels
- G01M9/04—Details
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
本发明公开了一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，涉及飞行器参数测量领域，该车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统包括：下层框架模块，用于连接车辆；以及测量无人机在不同来流速度下产生的气动阻力；与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过车辆速度改变模拟风场代替风洞，从而实现飞机飞行状态下的气动参数监视和记录；将需要测试的升力、阻力、升降舵气动力分解测量，避免了使用单一传感器测量方式下数据的误差，各项数据一次性分类采集，降低了后期数据分析的工作量，通过改变第二球头连杆的长度即可改变无人机安装俯仰角，测量在不同机翼迎角下的气动力。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器参数测量领域，具体是一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统。
背景技术
目前新研发的固定翼布局的无人机在首飞前需要经过一系列严谨的测试流程，其中升力、阻力、舵面产生的气动力一般是需要重点关注的参数量。
目前行业内测量传感器多采用一个六维测量传感器，所有的参数全通过一个传感器测量，导致各项数据存在误差，后期数据分析时工作量及难度也比较大。传统的无人机风洞测试受风洞尺寸限制，大部分中小型无人机无法进行全尺寸风洞试验，需要额外制作验证模型，增加研发成本，同时风洞试验无人机运输送检成本及试验的成本较高，需要改进。
发明内容
本发明的目的在于提供一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，以解决上述背景技术中提出的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，
下层框架模块，用于连接车辆；以及测量无人机在不同来流速度下产生的气动阻力；
中层框架模块，用于连接下层框架模块和上层框架模块；以及测量无人机升力；
上层框架模块，用于固定无人机；以及测量无人机俯仰轴上的舵面气动力；
下层框架模块的第一端连接车辆，下层框架模块的第二端连接中层框架模块的第一端，中层框架模块的第二端连接上层框架模块的第一端，上层框架模块的第二端连接无人机。
作为本发明再进一步的方案：下层框架模块包括底座框架、阻力测量传感器，底座框架的一端通过螺栓连接与车辆顶部连接，底座框架远离车辆顶部的一端与中层框架模块的第一端连接，底座框架远离车辆顶部的一端侧边设有阻力测量传感器。
作为本发明再进一步的方案：中层框架模块包括中层框架、升力测量传感器，升力测量传感器共有四个，分别设于中层框架两个非相邻侧边，两个非相邻侧边都设有两个升力测量传感器。
作为本发明再进一步的方案：中层框架模块包括第一球头连杆，中层框架未设有升力测量传感器的侧边设有第一球头连杆，第一球头连杆连接阻力测量传感器。
作为本发明再进一步的方案：中层框架模块包括滑块、球头，升力测量传感器表面设有滑块，滑块滑动连接下层框架模块，中层框架表面设有球头，球头连接上层框架模块。
作为本发明再进一步的方案：上层框架模块包括上层框架、橡胶缓冲垫、机身固定件，橡胶缓冲垫共有四个，且四个橡胶缓冲垫设于上层框架的同一侧，两个相近的橡胶缓冲垫表面固定连接一个机身固定件，两个机身固定件固定无人机。
作为本发明再进一步的方案：上层框架模块包括回转轴承、俯仰力矩测量传感器、第二球头连杆，上层框架固定连接回转轴承，回转轴承的另一端固定连接中层框架，上层框架表面设有俯仰力矩测量传感器，俯仰力矩测量传感器通过第二球头连杆连接球头。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过车辆速度改变模拟风场代替风洞，从而实现飞机飞行状态下的气动参数监视和记录；将需要测试的升力、阻力、升降舵气动力分解测量，避免了使用单一传感器测量方式下数据的误差，各项数据一次性分类采集，降低了后期数据分析的工作量，通过改变第二球头连杆的长度即可改变无人机安装俯仰角，测量在不同机翼迎角下的气动力。
附图说明
图1为一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统的结构分解图。
图2为一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统的整体示意图。
图3为一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统的安装示意图。
图中：1-底座框架、2-阻力测量传感器、3-滑块、4-第一球头连杆、5-升力测量传感器、6-橡胶缓冲垫、7-回转轴承、8-俯仰力矩测量传感器、9-机身固定件、10-第二球头连杆、11-球头、12-中层框架、13-上层框架。
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，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1、图2和图3，一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，
下层框架模块，用于连接车辆；以及测量无人机在不同来流速度下产生的气动阻力；
中层框架模块，用于连接下层框架模块和上层框架模块；以及测量无人机升力；
上层框架模块，用于固定无人机；以及测量无人机俯仰轴上的舵面气动力；
下层框架模块的第一端连接车辆，下层框架模块的第二端连接中层框架模块的第一端，中层框架模块的第二端连接上层框架模块的第一端，上层框架模块的第二端连接无人机。
在本实施例中：请参阅图1和图3，下层框架模块包括底座框架1、阻力测量传感器2，底座框架1的一端通过螺栓连接与车辆顶部连接，底座框架1远离车辆顶部的一端与中层框架模块的第一端连接，底座框架1远离车辆顶部的一端侧边设有阻力测量传感器2。
本发明通过车辆速度改变模拟风场代替风洞，在车辆移动时，上方的无人机产生对应的流体阻力，无人机在来流下产生的阻力，将无人机及无人机下面固定的中层框架模块、上层框架模块推动，向无人机运动的反方向滑动，阻力通过第一球头连杆4传递至阻力测量传感器2上，实现阻力测量。中层框架模块受阻力向后滑动时第一球头连杆4顶到阻力测量传感器2一端，实现力的传递，采用第一球头连杆4的设计目的在于可以自由调节中层框架12在滑块3导轨中的位置。
在本实施例中：请参阅图1，中层框架模块包括中层框架12、升力测量传感器5，升力测量传感器5共有四个，分别设于中层框架12两个非相邻侧边，两个非相邻侧边都设有两个升力测量传感器5。
在本实施例中：请参阅图1，中层框架模块包括第一球头连杆4，中层框架12未设有升力测量传感器5的侧边设有第一球头连杆4，第一球头连杆4连接阻力测量传感器2。
在本实施例中：请参阅图1，中层框架模块包括滑块3、球头11，升力测量传感器5表面设有滑块3，滑块3滑动连接下层框架模块，中层框架12表面设有球头11，球头11连接上层框架模块。
升力测量传感器5一端固定于中层框架模块的方形框架四角上，另一端通过卡槽连接滑块3，滑块3通过螺栓固定于底座框架1顶部铝型材平面上，因此中层框架模块整体可以通过滑块3前后滑动。当无人机产生升力时，中层框架12受到向上的拉力，由于中层框架12与下层框架通过滑块3、升力测量传感器5（可采用悬臂梁测力传感器）连接，因此拉力会分散到四个升力测量传感器5上面，读取传感器标定后的数据即可测量升力。
在本实施例中：请参阅图1和图3，上层框架模块包括上层框架13、橡胶缓冲垫6、机身固定件9，橡胶缓冲垫6共有四个，且四个橡胶缓冲垫6设于上层框架13的同一侧，两个相近的橡胶缓冲垫6表面固定连接一个机身固定件9，两个机身固定件9固定无人机。
其中橡胶缓冲垫6底部与上层框架13的铝合金型材连接，其上部与机身固定件9连接，起到降低车辆颠簸缓冲减震的作用。
在本实施例中：请参阅图1，上层框架模块包括回转轴承7、俯仰力矩测量传感器8、第二球头连杆10，上层框架13固定连接回转轴承7，回转轴承7的另一端固定连接中层框架12，上层框架13表面设有俯仰力矩测量传感器8，俯仰力矩测量传感器8通过第二球头连杆10连接球头11。
整个上层框架13通过两个回转轴承7与一个第二球头连杆10与中间框架连接。回转轴承7除了连接上中层，另一个作用为使得上层框架13可以绕着两个回转轴承7转动，对应无人机的俯仰轴。第二球头连杆10上端连接俯仰力矩测量传感器8上端球头11（该传感器同样采用悬臂梁测力传感器），下端连接球头11，使得整个上层框架13与中层框架12三点连接限位，不会绕着回转轴承7随意转动。
当无人机跟车向前运动时，在一定的速度下，气流吹过升降舵面，操纵升降舵面会产生俯仰力矩，由于整个上层框架模块与无人机固定，会受俯仰力矩影响产生绕着回转轴承7转动的趋势，然而上层框架13与中间框架通过另一个接触点第二球头连杆10连接，因此，俯仰力矩会直接作用于俯仰力矩测量传感器8上，通过读取数据即可得出受力情况。采用球头11拉杆的方式使得通过改变拉杆长度即可改变上层框架13的安装角度，对应改变飞机安装相对于水平线的俯仰角度，可以测量在不同机翼迎角下的气动力。
本发明的工作原理是：下层框架模块连接车辆；以及测量无人机在不同来流速度下产生的气动阻力，中层框架模块连接下层框架模块和上层框架模块；以及测量无人机升力，上层框架模块固定无人机；以及测量无人机俯仰轴上的舵面气动力；常规的风洞测试方式受风洞的尺寸限制，大部分无人机无法进行全尺寸风洞试验，相对于有人飞机，中小型无人机直接采用本发明所述车载测量方式，省去了制作风洞试验样机的这部分成本与工作量，系统组成采用大量标准件与成熟的传感器，提供了一种低成本高精度的解决方法。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
Claims (7)
1.一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，其特征在于：
该车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统包括：
下层框架模块，用于连接车辆；以及测量无人机在不同来流速度下产生的气动阻力；
中层框架模块，用于连接下层框架模块和上层框架模块；以及测量无人机升力；
上层框架模块，用于固定无人机；以及测量无人机俯仰轴上的舵面气动力；
下层框架模块的第一端连接车辆，下层框架模块的第二端连接中层框架模块的第一端，中层框架模块的第二端连接上层框架模块的第一端，上层框架模块的第二端连接无人机。
2.根据权利要求1所述的车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，其特征在于，下层框架模块包括底座框架、阻力测量传感器，底座框架的一端通过螺栓连接与车辆顶部连接，底座框架远离车辆顶部的一端与中层框架模块的第一端连接，底座框架远离车辆顶部的一端侧边设有阻力测量传感器。
3.根据权利要求2所述的车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，其特征在于，中层框架模块包括中层框架、升力测量传感器，升力测量传感器共有四个，分别设于中层框架两个非相邻侧边，两个非相邻侧边都设有两个升力测量传感器。
4.根据权利要求3所述的车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，其特征在于，中层框架模块包括第一球头连杆，中层框架未设有升力测量传感器的侧边设有第一球头连杆，第一球头连杆连接阻力测量传感器。
5.根据权利要求3所述的车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，其特征在于，中层框架模块包括滑块、球头，升力测量传感器表面设有滑块，滑块滑动连接下层框架模块，中层框架表面设有球头，球头连接上层框架模块。
6.根据权利要求5所述的车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，其特征在于，上层框架模块包括上层框架、橡胶缓冲垫、机身固定件，橡胶缓冲垫共有四个，且四个橡胶缓冲垫设于上层框架的同一侧，两个相近的橡胶缓冲垫表面固定连接一个机身固定件，两个机身固定件固定无人机。
7.根据权利要求5或6所述的车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统，其特征在于，上层框架模块包括回转轴承、俯仰力矩测量传感器、第二球头连杆，上层框架固定连接回转轴承，回转轴承的另一端固定连接中层框架，上层框架表面设有俯仰力矩测量传感器，俯仰力矩测量传感器通过第二球头连杆连接球头。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210071665.6A CN114166462A (zh) | 2022-01-21 | 2022-01-21 | 一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210071665.6A CN114166462A (zh) | 2022-01-21 | 2022-01-21 | 一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114166462A true CN114166462A (zh) | 2022-03-11 |
Family
ID=80489422
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210071665.6A Pending CN114166462A (zh) | 2022-01-21 | 2022-01-21 | 一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114166462A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114942112A (zh) * | 2022-04-30 | 2022-08-26 | 南京航空航天大学 | 一种飞翼布局无人机体自由度颤振的车载测试装置及测试方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4335423C1 (de) * | 1993-10-18 | 1994-12-01 | Kernforschungsz Karlsruhe | Kraft-Drehmomenten-Sensor |
| RU144390U1 (ru) * | 2014-02-04 | 2014-08-20 | Алексей Витальевич Солодовников | Установка для исследования аэродинамических характеристик модели летательного аппарата |
| CN204241143U (zh) * | 2014-07-29 | 2015-04-01 | 西安航天动力试验技术研究所 | 自由射流试验发动机推力测量装置 |
| US20180038766A1 (en) * | 2015-03-05 | 2018-02-08 | Maha-Aip Gmbh & Co. Kg | Multiple configuration wind tunnel balance and method for converting the wind tunnel balance |
| CN112362216A (zh) * | 2020-11-13 | 2021-02-12 | 西安航天动力试验技术研究所 | 一种采用双测量系统的发动机六分力测量装置 |
| CN112758351A (zh) * | 2020-12-31 | 2021-05-07 | 广州极飞科技股份有限公司 | 车载气动测试装置及方法 |
| CN113029506A (zh) * | 2021-03-19 | 2021-06-25 | 北京理工大学 | 一种平衡式风洞升力测量装置 |
-
2022
- 2022-01-21 CN CN202210071665.6A patent/CN114166462A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4335423C1 (de) * | 1993-10-18 | 1994-12-01 | Kernforschungsz Karlsruhe | Kraft-Drehmomenten-Sensor |
| RU144390U1 (ru) * | 2014-02-04 | 2014-08-20 | Алексей Витальевич Солодовников | Установка для исследования аэродинамических характеристик модели летательного аппарата |
| CN204241143U (zh) * | 2014-07-29 | 2015-04-01 | 西安航天动力试验技术研究所 | 自由射流试验发动机推力测量装置 |
| US20180038766A1 (en) * | 2015-03-05 | 2018-02-08 | Maha-Aip Gmbh & Co. Kg | Multiple configuration wind tunnel balance and method for converting the wind tunnel balance |
| CN112362216A (zh) * | 2020-11-13 | 2021-02-12 | 西安航天动力试验技术研究所 | 一种采用双测量系统的发动机六分力测量装置 |
| CN112758351A (zh) * | 2020-12-31 | 2021-05-07 | 广州极飞科技股份有限公司 | 车载气动测试装置及方法 |
| CN113029506A (zh) * | 2021-03-19 | 2021-06-25 | 北京理工大学 | 一种平衡式风洞升力测量装置 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114942112A (zh) * | 2022-04-30 | 2022-08-26 | 南京航空航天大学 | 一种飞翼布局无人机体自由度颤振的车载测试装置及测试方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN102338690B (zh) | 一种三自由度扑翼综合实验平台 | |
| CN102175420B (zh) | 用于飞机风洞试验的二自由度支持系统 | |
| CN108454882B (zh) | 一种舵面驱动和舵面角度测量机构 | |
| CN208109379U (zh) | 一种直升机组合模型试验装置 | |
| CN102305699A (zh) | 自由飞模型风洞实验系统 | |
| CN103837322B (zh) | 一种水面飞行器水动力性能试验方法 | |
| CN108593243A (zh) | 一种直升机组合模型试验装置 | |
| CN108344553B (zh) | 用于飞行器编队飞行的风洞试验模型并联机构支撑装置 | |
| CN105905320B (zh) | 一种具有偏航随动的主动重力补偿系统 | |
| CN107867414B (zh) | 一种十二自由度航天模拟器对接性能试验装置 | |
| CN104813154A (zh) | 试验装置 | |
| CN114166462A (zh) | 一种车载式模拟风洞流场的飞行器气动参数综合测量系统 | |
| CN102717897A (zh) | 起落架自控弹簧—阻尼系统气动力负载加载系统及加载方法 | |
| CN104854641A (zh) | 试验装置 | |
| CN103837321B (zh) | 一种水面飞行器实机稳定性试验方法 | |
| CN2861012Y (zh) | 扑翼飞行机器人研究开发平台 | |
| CN105151298A (zh) | 一种可实现俯仰和偏航独立调控的尾翼调节机构与扑翼机 | |
| CN112298537A (zh) | 一种直驱四舵机双旋翼纵列式无人直升机及其控制方法 | |
| CN202075115U (zh) | 一种三自由度扑翼综合实验平台 | |
| CN107036795B (zh) | 一种多功能调试平台 | |
| CN111959819A (zh) | 一种多旋翼无人机算法验证与调参系统及其使用方法 | |
| CN213323763U (zh) | 一种轨载气动试验装置 | |
| CN208070050U (zh) | 一种舵面驱动和舵面角度测量机构 | |
| CN202420817U (zh) | 应用于飞行器风洞试验的并联柔索牵引机构 | |
| CN111688950A (zh) | 一种轨载气动试验装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |