CN114414191A - 一种舵面模型气动试验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种舵面模型气动试验装置，该装置包括：机架，机架内设置有封闭的腔室；电机，设置在腔室的底部；风洞天平，设置在电机上方并与电机的输出端连接，风洞天平的两端分别通过一个轴承与机架转动连接；旋转编码器，设置在风洞天平的上方，旋转编码器的定子与机架连接，旋转编码器的转子连接风洞天平的上端，风洞天平的上端用于连接舵面模型，舵面模型外露于腔室；加速度计，贴在舵面模型上；该装置采用电机来驱动舵面模型，能够用于超声速、高超声速风洞中开展舵面非定常气动力试验，结构紧凑、易于安装在风洞中，能够方便地随时进行舵面模型攻角变化，并且克服了激振器只能实现小攻角振动的局限性。
Description
技术领域
本发明属于舵面模型气动试验技术领域，更具体地，涉及一种舵面模型气动试验装置。
背景技术
飞行器设计过程中需要避免在其飞行包线内出现颤振，对于这类问题风洞试验是必不可少的研究手段，通过风洞试验可以完成气动外形、结构设计等气动弹性特性评估，确定飞行器及其部件的颤振边界。
目前国内的气动弹性试验主要是在低速、亚跨声速风洞中进行的，超声速风洞中的气动弹性试验装置较少，高超声速风洞的气动弹性试验更是寥寥无几。目前已知的高超声速风洞气动弹性试验装置的舵面模型的振动激励是由激振器来实现的。其试验装置有以下缺点：(1)改变舵面攻角困难，无法直接驱动舵面改变攻角，只能在风洞试验前，通过装配关系来设置所需要的舵面攻角，并且风洞试验的过程中攻角固定无法改变；(2)由于风洞试验段空间较小，所以试验装置需要紧凑设计使试验过程的安装调试可以容易地进行，而激振器尺寸较大，且必须横向安装，极大地占用了风洞试验段中的空间，使风洞试验阶段的安装调试都很困难；(3)激振器的振动幅度较小，因此它只能激励舵面进行小振幅的振动，无法实现舵面的大振幅振动，限制非定常气动力风洞试验的状态条件选择。
发明内容
本发明的目的是针对现有技术中存在的不足，提供一种舵面模型气动试验装置，该装置采用电机来驱动舵面模型，能够用于超声速、高超声速风洞中开展舵面非定常气动力试验，结构紧凑、易于安装在风洞中，能够方便地随时进行舵面模型攻角变化，并且克服了激振器只能实现小攻角振动的局限性。
为了实现上述目的，本发明提供一种舵面模型气动试验装置，该装置包括：
机架，所述机架内设置有封闭的腔室；
电机，设置在所述腔室的底部；
风洞天平，设置在所述电机上方并与所述电机的输出端连接，所述风洞天平的两端分别通过一个轴承与机架转动连接；
旋转编码器，设置在所述风洞天平的上方，所述旋转编码器的定子与所述机架连接，所述旋转编码器的转子连接所述风洞天平的上端，所述风洞天平的上端用于连接舵面模型，所述舵面模型外露于所述腔室；
加速度计，贴在所述舵面模型上。
可选地，所述机架包括：
底座；
两个立板，两个所述立板间隔设置在所述底座上；
围板，将两个所述立板包围，在两个所述立板之间形成所述腔室；
反射板，与所述立板和所述围板的顶部连接，所述反射板将所述腔室的上端封堵，所述旋转编码器的转子的另一端穿过所述反射板上的通孔连接所述舵面模型。
可选地，所述底座上对称设置有两个L形板，所述L形板的一边通过螺栓与所述底座连接，所述L形板的另一边形成所述立板。
可选地，所述底座的下方设置有底面平台，所述底座通过螺栓固定在所述底面平台上。
可选地，所述围板包括前围板和后围板，所述前围板的前端设置有由前向后渐扩的尖角，所述后围板的后端设置有有后向前渐扩的尖角。
可选地，所述电机通过轴承电机座连接在机架上，处于风洞天平下端的所述轴承安装在所述轴承电机座内。
可选地，处于所述风洞天平上端的所述轴承通过轴承座安装在所述机架上。
可选地，所述风洞天平的下端通过联轴器与所述电机的输出端连接。
可选地，所述风洞天平的上端连接有法兰盘，所述舵面模型的下部设置有夹具，所述夹具与所述法兰盘可拆卸连接。
可选地，所述舵面模型包括舵面框架，两个所述加速度计贴于所述舵面框架的尖端表面，所述舵面框架的外部包裹有舵面泡沫层。
本发明提供一种舵面模型气动试验装置，其有益效果在于：该装置采用电机来驱动舵面模型，能够用于超声速、高超声速风洞中开展舵面非定常气动力试验，具有风洞天平上下两端的两个轴承固定形成的单轴机构，电机直接驱动单轴机构，结构紧凑、易于安装在风洞中，能够方便地随时进行舵面模型攻角变化，并且克服了激振器只能实现小攻角振动的局限性，可以在任意攻角实现舵面模型的小攻角振动和大攻角振动。
本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了根据本发明的一个实施例的一种舵面模型气动试验装置的结构示意图。
图2示出了根据本发明的一个实施例的一种舵面模型气动试验装置的局部剖视结构示意图。
图3示出了根据本发明的一个实施例的一种舵面模型气动试验装置的机架的结构示意图。
图4示出了根据本发明的一个实施例的一种舵面模型气动试验装置的内部结构示意图。
图5示出了根据本发明的一个实施例的一种舵面模型气动试验装置的舵面模型的结构示意图。
附图标记说明：
1、机架；2、电机；3、风洞天平；4、轴承；5、旋转编码器；6、舵面模型；7、加速度计；8、底座；9、反射板；10、L形板；11、底面平台；12、前围板；13、后围板；14、轴承电机座；15、轴承座；16、联轴器；17、法兰盘；18、夹具；19、舵面框架；20、舵面泡沫层；21、编码器座。
具体实施方式
下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
本发明提供一种舵面模型气动试验装置，该装置包括：
机架，机架内设置有封闭的腔室；
电机，设置在腔室的底部；
风洞天平，设置在电机上方并与电机的输出端连接，风洞天平的两端分别通过一个轴承与机架转动连接；
旋转编码器，设置在风洞天平的上方，旋转编码器的定子与机架连接，旋转编码器的转子连接风洞天平的上端，风洞天平的上端用于连接舵面模型，舵面模型外露于腔室；
加速度计，贴在舵面模型上。
具体的，由下至上依次设置的电机、风洞天平、旋转编码器处于封闭的腔室内，形成由两个轴承固定的单轴机构，避免受到风洞内风场的影响，仅舵面模型外露于腔室处于风场中；该装置采用电机直接驱动转动舵面模型，这一的单轴机构不仅结构紧凑、占用空间小，还能够在风洞试验的过程中通过电机轻松改变舵面的攻角，电机同样可以激励舵面模型，实现舵面的大振幅振动；风洞试验过程中，旋转编码器测量舵面模型的偏转攻角和振动角度响应，加速度计测量舵面模型的振动加速度响应，风洞天平测量舵面模型所承受的弹性力矩。
在本实施例中，电机为伺服电机。
可选地，机架包括：
底座；
两个立板，两个立板间隔设置在底座上；
围板，将两个立板包围，在两个立板之间形成腔室；
反射板，与立板和围板的顶部连接，反射板将腔室的上端封堵，旋转编码器的转子的另一端穿过反射板上的通孔连接舵面模型。
具体的，两个立板和围板围成封闭的腔室，电机、风洞天平、旋转编码器处于封闭的腔室内，反射板的前端为三角形的尖端，并且反射板的前端上表面为平面，下表面为由前向后使反射板厚度递增的斜面，有利于减小风阻。
可选地，底座上对称设置有两个L形板，L形板的一边通过螺栓与底座连接，L形板的另一边形成立板。
具体的，采用两个L形板即与底座可拆卸连接，又形成腔室的两侧壁，便于在腔室内安装零部件，便于腔室内零部件的维修和更换。
可选地，底座的下方设置有底面平台，底座通过螺栓固定在底面平台上。
具体的，底面平台用于将该装置固定在风洞内。
在一个示例中，底面平台上侧设置有电机容纳槽，能够容纳电机的底部，底座上设置有电机孔，电机穿设在电机孔内并且底部处于电机容纳槽内。
可选地，围板包括前围板和后围板，前围板的前端设置有由前向后渐扩的尖角，后围板的后端设置有有后向前渐扩的尖角。
具体的，前围板和后围板的结构使得围板形成一个前后带有尖角的形状，有利于减小风阻。
可选地，电机通过轴承电机座连接在机架上，处于风洞天平下端的轴承安装在轴承电机座内。
具体的，轴承电机座通过螺栓固定在L形板上。
可选地，处于风洞天平上端的轴承通过轴承座安装在机架上。
具体的，轴承座通过螺栓固定在L形板上。
可选地，风洞天平的下端通过联轴器与电机的输出端连接。
可选地，风洞天平的上端连接有法兰盘，舵面模型的下部设置有夹具，夹具与法兰盘可拆卸连接。
具体的，反射板中部设置有通孔，法兰盘转动设置在通孔内。
可选地，舵面模型包括舵面框架，两个加速度计贴于舵面框架的尖端表面，舵面框架的外部包裹有舵面泡沫层。
具体的，舵面模型可以根据试验需要进行更换。
实施例
如图1至图5所示，本发明提供一种舵面模型气动试验装置，该装置包括：
机架1，机架1内设置有封闭的腔室；
电机2，设置在腔室的底部；
风洞天平3，设置在电机2上方并与电机2的输出端连接，风洞天平3的两端分别通过一个轴承4与机架1转动连接；
旋转编码器5，设置在风洞天平3的上方，旋转编码器5的定子与机架1连接，旋转编码器5的转子连接风洞天平3的上端，风洞天平3的上端用于连接舵面模型6，舵面模型6外露于腔室；
加速度计7，贴在舵面模型6上。
在本实施例中，机架1包括：
底座8；
两个立板，两个立板间隔设置在底座8上；
围板，将两个立板包围，在两个立板之间形成腔室；
反射板9，与立板和围板的顶部连接，反射板9将腔室的上端封堵，旋转编码器5的转子的另一端穿过反射板9上的通孔连接舵面模型6。
在本实施例中，底座8上对称设置有两个L形板10，L形板10的一边通过螺栓与底座8连接，L形板10的另一边形成立板。
在本实施例中，底座8的下方设置有底面平台11，底座8通过螺栓固定在底面平台11上。
在本实施例中，围板包括前围板12和后围板13，前围板12的前端设置有由前向后渐扩的尖角，后围板13的后端设置有有后向前渐扩的尖角。
在本实施例中，电机2通过轴承电机座14连接在机架1上，处于风洞天平3下端的轴承4安装在轴承电机座14内。
在本实施例中，处于风洞天平3上端的轴承4通过轴承座15安装在机架1上。
在本实施例中，风洞天平3的下端通过联轴器16与电机2的输出端连接。
在本实施例中，风洞天平3的上端连接有法兰盘17，舵面模型6的下部设置有夹具18，夹具18与法兰盘17可拆卸连接。
在本实施例中，舵面模型6包括舵面框架19，两个加速度计7贴于舵面框架19的尖端表面，舵面框架19的外部包裹有舵面泡沫层20。
在本实施例中，旋转编码器5通过编码器座21固定在机架1上。
综上，本发明提供的舵面模型气动试验装置使用时，可以方便地将该装置通过底面平台11安装在风洞内，用于超声速、高超声速风洞中开展舵面非定常气动力试验。该装置是由电机2直接驱动转动舵面模型6，从而可以在风洞试验的过程中方便并随时改变舵面的攻角，电机同样可以激励舵面模型6，实现舵面模型6的大振幅振动。该装置的测量功能是由舵面模型6根部的旋转编码器5、舵面模型6内部的加速度计7和风洞天平3共同实现的，风洞试验过程中，旋转编码器5测量舵面模型6的偏转攻角和振动角度响应，加速度计7测量舵面模型6的振动加速度响应，风洞天平3测量舵面模型6所承受的弹性力矩，然后由舵面模型6的动力学方程分离出舵面模型6承受的非定常气动力，最终获得不同攻角、不同Ma数、不同动压、不同振幅下舵面模型6的非定常气动力。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。
Claims (10)
1.一种舵面模型气动试验装置，其特征在于，该装置包括：
机架，所述机架内设置有封闭的腔室；
电机，设置在所述腔室的底部；
风洞天平，设置在所述电机上方并与所述电机的输出端连接，所述风洞天平的两端分别通过一个轴承与机架转动连接；
旋转编码器，设置在所述风洞天平的上方，所述旋转编码器的定子与所述机架连接，所述旋转编码器的转子连接所述风洞天平的上端，所述风洞天平的上端用于连接舵面模型，所述舵面模型外露于所述腔室；
加速度计，贴在所述舵面模型上。
2.根据权利要求1所述的舵面模型气动试验装置，其特征在于，所述机架包括：
底座；
两个立板，两个所述立板间隔设置在所述底座上；
围板，将两个所述立板包围，在两个所述立板之间形成所述腔室；
反射板，与所述立板和所述围板的顶部连接，所述反射板将所述腔室的上端封堵，所述旋转编码器的转子的另一端穿过所述反射板上的通孔连接所述舵面模型。
3.根据权利要求2所述的舵面模型气动试验装置，其特征在于，所述底座上对称设置有两个L形板，所述L形板的一边通过螺栓与所述底座连接，所述L形板的另一边形成所述立板。
4.根据权利要求2所述的舵面模型气动试验装置，其特征在于，所述底座的下方设置有底面平台，所述底座通过螺栓固定在所述底面平台上。
5.根据权利要求1所述的舵面模型气动试验装置，其特征在于，所述围板包括前围板和后围板，所述前围板的前端设置有由前向后渐扩的尖角，所述后围板的后端设置有有后向前渐扩的尖角。
6.根据权利要求1所述的舵面模型气动试验装置，其特征在于，所述电机通过轴承电机座连接在机架上，处于风洞天平下端的所述轴承安装在所述轴承电机座内。
7.根据权利要求1所述的舵面模型气动试验装置，其特征在于，处于所述风洞天平上端的所述轴承通过轴承座安装在所述机架上。
8.根据权利要求1所述的舵面模型气动试验装置，其特征在于，所述风洞天平的下端通过联轴器与所述电机的输出端连接。
9.根据权利要求1所述的舵面模型气动试验装置，其特征在于，所述风洞天平的上端连接有法兰盘，所述舵面模型的下部设置有夹具，所述夹具与所述法兰盘可拆卸连接。
10.根据权利要求1所述的舵面模型气动试验装置，其特征在于，所述舵面模型包括舵面框架，两个所述加速度计贴于所述舵面框架的尖端表面，所述舵面框架的外部包裹有舵面泡沫层。
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|---|---|
| CN (1) | CN114414191A (zh) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115127768A (zh) * | 2022-09-01 | 2022-09-30 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法 |
| CN116242575A (zh) * | 2023-05-08 | 2023-06-09 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种低速风洞虚拟飞试验装置 |
| CN116754172A (zh) * | 2023-08-17 | 2023-09-15 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统及试验方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20100132446A1 (en) * | 2008-12-03 | 2010-06-03 | David A Corder | Wind tunnel testing technique |
| CN103926049A (zh) * | 2014-04-30 | 2014-07-16 | 中国航天空气动力技术研究院 | 高速风洞舵翼面气动弹性试验装置 |
| CN109883643A (zh) * | 2018-12-21 | 2019-06-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种旋转导弹带舵控风洞测力试验方法及系统 |
-
2021
- 2021-12-28 CN CN202111629840.0A patent/CN114414191A/zh active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20100132446A1 (en) * | 2008-12-03 | 2010-06-03 | David A Corder | Wind tunnel testing technique |
| CN103926049A (zh) * | 2014-04-30 | 2014-07-16 | 中国航天空气动力技术研究院 | 高速风洞舵翼面气动弹性试验装置 |
| CN109883643A (zh) * | 2018-12-21 | 2019-06-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种旋转导弹带舵控风洞测力试验方法及系统 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 季辰;赵玲;朱剑;刘子强;李锋;: "高超声速风洞连续变动压舵面颤振试验", 实验流体力学, no. 06, 15 December 2017 (2017-12-15), pages 39 - 46 * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115127768A (zh) * | 2022-09-01 | 2022-09-30 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法 |
| CN115127768B (zh) * | 2022-09-01 | 2022-11-08 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 基于舵面可控模型的飞行器纵向运动模拟风洞试验方法 |
| CN116242575A (zh) * | 2023-05-08 | 2023-06-09 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种低速风洞虚拟飞试验装置 |
| CN116754172A (zh) * | 2023-08-17 | 2023-09-15 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统及试验方法 |
| CN116754172B (zh) * | 2023-08-17 | 2023-11-03 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统及试验方法 |
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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