CN114577431B - 一种基于舵面的自主空中加油试验锥套 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，主要应用于空中加油领域的试验验证阶段，可以进行气动试验分析锥套的气动响应并验证其控制效果。本发明是一种可控制的软式空中加油锥套缩比试验样机；本发明在传统软式空中加油锥套的基础上，将整流罩部分延长，增加四个可控舵面，保持其阻力伞对接结构不变，通过舵面旋转所产生的期望气动力抵抗干扰气流对锥套的本体的影响。该试验锥套在任务过程中受到气流干扰偏离初始位置时可以通过执行器产生相应的反作用力来抵抗气流干扰，使其能保持在初始位置不变，用来进行软式空中加油风洞试验验证，从而验证可控锥套在软式空中加油任务过程中的可行性。

Description

一种基于舵面的自主空中加油试验锥套

技术领域

本发明属于空中加油技术领域，具体涉及一种基于舵面的自主空中加油试验锥套。

背景技术

在现代航空领域中，飞机的机动能力和长航时的能力越来越重要，为了能打破常规大幅度提高飞机的航程半径，更加合理的平衡飞机载油量、载弹量、飞行速度等性能之间的矛盾，空中加油技术应运而生。目前世界主流空中加油技术有两种，一种是软式空中加油，一种为硬式空中加油，软式空中加油系统包括加油机、加油吊舱、受油机、输油软管、对接锥套和受油机六个部分，其中输油软管和对接锥套处于不可控状态，对接主体为对接锥套和受油机的受油插头；硬式空中加油由加油机、操作仓、输油硬杆、受油机组成，其中输油硬杆有两个V型翼面，可以小范围控制硬杆位置。

传统软式空中加油锥套主体为阻力伞，支撑板和整流罩三个部分，整体形状呈锥形，任务过程中工作形态保持对称，通过均匀阻力伞张开受到的气动力保持其稳定的位置和姿态，但在受到干扰时会产生不受控制的自由飘摆运动，不确定性很大，危险性很高。

对传统软式空中加油锥套的研究，试验阶段的主要方法为制造锥套的缩比刚体模型，在风洞中将缩比刚体模型搭载在固定好的加油机等比例模型上，进行吹风试验，通过施加一定的模拟干扰流场，获得其受力和位置响应信息，以此作为空中加油对接标准，以经验的形式提高对接成功率降低危险性，但是空中复杂流场具有很高的不稳定性和突变性，加上其对加油机的操作精度非常高，所以不能彻底解决问题。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，以解决现有技术中因空中复杂流场具有很高的不稳定性和突变性，仅通过施加一定的模拟干扰流场，难以精确模拟，获得对接标准的问题。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，包括整流罩，整流罩的后端连接有若干个支撑板，所有的支撑板共同连接有阻力伞；

所述整流罩围绕其周向设置有四个固定舵，四个固定舵两两相对设置，相对的两个固定舵轴线相同，相邻的两个固定舵轴线相互垂直；

每一个固定舵旋转连接有一个可动舵，固定舵和可动舵为可拆卸连接，可动舵中设置有舵机；固定舵内沿长度方向设置有旋转轴，所述可动舵能够围绕旋转轴转动；

所述可动舵的后端面为矩形平面，前端面为弧面，可动舵的后端面和前端面通过两个外侧面一体连接；所述外侧面为弧面；沿从后向前的方向，外侧面的弧度逐渐减小；

所述可动舵由两个相同且对称的分舵组成。

本发明的进一步改进在于：

优选的，固定舵包括框架，所述框架的后侧部沿长度方向开设有第一外槽体和第一内槽体；

所述可动舵的前侧部开设有第二外槽体和第二内槽体；

所述固定舵和可动舵之间通过第一外槽体、第一内槽体、第二外槽体和第二内槽体相互啮合连接。

优选的，第一外槽体和第一内槽体之间为第一个隔挡块；第二外槽体和第二内槽体之间为第二隔挡块，第二内槽体的另一侧壁为第三个隔挡块；

第三隔挡块插入在第一内槽体中，第一隔挡块插入在第二外槽体中，第二隔挡块插入在第一外槽体中，第一外槽体的外侧壁插入在第二内槽体中。

优选的，所述舵机设置有舵机输出轴，舵机输出轴抵住第一外槽体的外侧壁。

优选的，所述第一外槽体外侧壁的外表面上开设有输出轴卡槽，舵机输出轴的外端在输出轴卡槽中。

优选的，所述可动舵中的每一个分舵开设有舵机槽。

优选的，所述可动舵中的每一个分舵沿长度方向开设有线槽。

优选的，所述舵机的舵机齿轮箱安装在可动舵中。

优选的，所述支撑板为空心结构。

优选的，所述支撑板沿着整流罩的周向等分分布。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明公开了一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，主要应用于空中加油领域的试验验证阶段，可以进行气动试验分析锥套的气动响应并验证其控制效果。本发明针对软式空中加油技术试验研究，对传统软式空中加油锥套进行改造，设计一种可控制的软式空中加油锥套缩比试验样机。本发明在传统软式空中加油锥套的基础上，将整流罩部分延长，增加四个可控舵面，保持其阻力伞对接结构不变，通过舵面旋转所产生的期望气动力抵抗干扰气流对锥套的本体的影响。该试验锥套在任务过程中受到气流干扰偏离初始位置时可以通过执行器产生相应的反作用力来抵抗气流干扰，使其能保持在初始位置不变，用来进行软式空中加油风洞试验验证，从而验证可控锥套在软式空中加油任务过程中的可行性。

进一步的，固定舵包括主体的框架，框架作为主体结构，支撑可动舵进行转动。

进一步的，可动舵和固定舵上开设有各种槽，相互匹配，完成啮合，同时使得可动舵能够转动。

进一步的，第一外槽体上设置有输出轴卡槽，使得输出轴卡槽在带动可动舵转动时，其自身有一定的转动空间，不会受到影响。

进一步的，可动舵中设置有舵机槽，使得舵机能够带动舵机槽转动，进而舵机槽带动可动舵转动。

进一步的，可动舵上开设有线槽，用于放置舵机的电线或信号线，传递相关电信号或电能。

进一步的，支撑板为空心结构，减轻锥套试验样机质量并减少锥套的气动复杂性。

附图说明

图1软式空中加油示意图；

图2传统软式空中加油锥套；

图3试验锥套样机基础架构；

图4可动舵面；

图5舵机示意图；

图6阻力伞示意图；

图7整体装配图；

其中:1-加油机；2-加油吊舱；3-输油软管；4-锥套；5-受油机；6-整流罩；7-支撑板；8-阻力伞；9-固定舵；10-旋转轴卡槽；11-旋转轴；12-支撑板连接口；13-舵机槽；14-线槽；15-舵机输出轴；16-舵机齿轮箱；17-阻力伞连接口；18-可动舵；19-固定板；9-1-第一外槽体；9-2-第一内槽体；9-3-第一隔挡块；9-4-框架；12-1-支撑板内连接口；12-2-支撑板外连接口；17-1阻力伞内连接口；17-2-阻力伞外连接口；18-1-第二外槽体；18-2-第二内槽体；18-3第二隔挡块；18-4-第三隔挡块；18-5-半圆形凹陷。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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和简化描述，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、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制；术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性；此外，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；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。

参见图1，本发明公开了一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，该试验锥套用于模拟图1为软式空中加油任务示意图。参见图1，加油机1上设置有加油吊舱2，加油吊舱2和输油软管3连接，输油软管3的另一端设置有锥套4。飞机在执行任务过程中，加油机1保持定速巡航状态，通过加油吊舱2释放输油软管3和对接锥套4，此时锥套4的阻力伞8受到空气阻力使其保持一定的稳定位置，受油机5接收到加油指令后，向加油机1靠拢，接近锥套4后加速完成对接，开始燃油传输，加油结束后，受油机5减速与锥套4脱离，完成空中加油任务。但是在对接过程中，锥套4会受到空中加油复杂流场的影响，当位置出现一定的偏差时，有可能导致加油任务失败或造成空难事故发生。

参见图2为传统软式空中加油锥套，而其风洞试验模型均为缩比制造的等效模型，传统结构保持不变。锥套4包括整流罩6，整流罩6的前端连接有支撑板7，支撑板7的前端连接有阻力伞8。

参见图3为本发明实施例的空中加油锥套，本发明的锥套4包括整流罩6、支撑板7、阻力伞8。为保证试验便利，考虑其结构复杂性，整个锥套4采用3D打印的方式制作。结合图3和图7，设置整流罩6所在的端部为整个锥套4的前端，阻力伞8所在的端部为整个锥套4的后端，下面所有内容的描述均以此为基准，不再赘述。

参见图3，整流罩6的后端连接有支撑板7，支撑板7的后端连接有阻力伞8。本发明的整流罩6的长度长于现有的整流罩6的长度，整流罩6的整体形状为圆柱体状的棒状结构，其前端连接有弧面，后端和若干支撑板7连接。所述支撑板7围绕整流罩6的后端部等分设置，支撑板7为不规则的三角形结构，其两个和整流罩6连接的边部为直线边，其和整流罩6相对的边部为向三角形内部凹陷的弧线边，该弧线边的设置有助于阻力伞8伞面的撑开；两个直线边相比，外侧直线边长度长于内侧直线边的长度。支撑板7的另外两个顶点用于和阻力伞8连接，两个外部的顶点上均开设有支撑板连接口，分别为支撑板内连接口12-1和支撑板外连接口12-2。为便于试验安装连接，锥套4的阻力伞支撑板7与整流罩6部分固定连接，以整流罩6轴心为中心，将8个支撑板7进行周向均匀分布。为减轻锥套试验样机质量并减少锥套的气动复杂性，将支撑板7中心挖空，支撑板向外张开使锥套整体呈现锥形形态。

整流罩6的侧壁面沿其周向设置有若干个可控舵面，优选的设置有四个可控舵面，围绕整流罩6的周向等分分布。可控舵面包括固定舵9、可动舵18和舵机，固定舵9固定设置在整流罩6上，可动舵18可拆卸的连接在固定舵9上，舵机设置在可动舵18中。

具体的，参见图3，固定舵9包括框架9-4，所述框架9-4在其后侧部开设有两个槽体，分别为第一外槽体9-1和第一内槽体9-2，两个槽体的深度相同，第一外槽体9-1的宽度比内槽体宽。两个槽体之间通过第一隔挡块9-3隔开，第一外槽体9-1外侧壁的外表面开设有输出轴卡槽10；输出轴卡槽10中安装有固定板，形状与卡槽10形状相同，板上有小孔，用于配合固定输出轴15。框架9-4中沿其长度方向贯穿有旋转轴11，所述旋转轴11穿过隔挡片9-3；旋转轴11作为连接固定舵9和可动舵18的主要部件。

参见图4为可动舵18的具体结构，可动舵18分为两个对称的分舵。可动舵18朝向阻力伞8的一侧为前侧，朝向受油机5的一侧为后侧，两个分舵相对耦合的面为内表面，每一个分舵与内表面相对的面为外表面。可动舵18的外表面为弧度逐渐改变的弧面，沿从前向后的方向，该弧面的弧度逐渐减小。可动舵18的内表面，在其后侧沿其长度方向设置有线槽14，两个分舵的线槽14耦合后形成一个腔体，用于放置和舵机连接的各个信号线或电线；可动舵18的前侧向其内部开设有两个槽体，分别为第二外槽体18-1和第二内槽体18-2，相隔第二内槽体18-2和第二外槽体18-1的为第二隔挡块18-3，第二外槽体18-1的一侧为第二隔挡块18-3，另一侧为第三隔挡块18-4。第二隔挡块18-3和第三隔挡块18-4的内表面上开设有半圆形凹陷18-5，半圆形凹陷18-5的轴线为可动舵18的长度方向。第二隔挡块18-3和每一个分舵的内表面向内凹陷有一个槽，为舵机槽13，两个分舵的舵机槽13相互对接配合后能够形成一个腔体，用于放置舵机；进一步的，舵机槽13的两边开设有凹槽或设置有凸起，用于和舵机的舵机齿轮箱16的卡板相配合。

固定舵9和可动舵18为装配式的可旋转可拆卸连接，可动舵18的两个分舵相对安装在固定舵9上，进一步的，两个分舵围绕框架9-4安装，两个半圆形凹陷18-5围绕旋转轴，第三隔挡块18-4插入在第一内槽体9-2中，第一隔挡块9-3插入在第二外槽体18-1中，第二隔挡块18-3插入在第一外槽体9-1中，第一外槽体9-1的外侧壁插入在第二内槽体18-2中，旋转轴11填充在相对设置的两个半圆形凹陷18-5中。通过上述的挡块及槽体的相互穿插，使得固定舵9和可动舵18连接起来，同时可动舵18能够沿着旋转轴11转动。

参见图5，舵机整体结构包括舵机输出轴15和舵机齿轮箱16，舵机的动力输出端设置有舵机输出轴15，舵机输出轴15凸出舵机齿轮箱16，用于支撑舵机输出轴15。在舵机槽13中安装舵机齿轮箱16时，舵机首先将舵机输出轴15固定在舵机输出轴卡槽10上，再将一侧的可动舵18以固定舵9的旋转轴11和舵机齿轮箱16为基准卡死在框架9-4上，再将另一侧对称的可动舵18以同样的方式拼接，四个舵机齿轮箱16和可动舵18的安装方式相同。

阻力伞8通过支撑板7上两侧的支撑板连接口12和阻力伞内外环的阻力伞连接口17相匹配完成连接。参见图6，阻力伞8为环形伞面，阻力伞8的内圈沿其周向等分开设有阻力伞内连接口17-1，阻力伞8的外圈沿其周向等分开设有阻力伞外连接口17-2，将阻力伞8和支撑板7连接时，支撑板内连接口12-1和阻力伞内连接口17-1连接，支撑板外连接口12-2和阻力伞外连接口17-2连接。阻力伞8固定在支撑板外围两侧，每个支撑板外围有两个阻力伞固定位置，阻力伞8内环固定在支撑板7内侧，外环固定在支撑板外侧，使其在张开状态时保持对称的自稳定形态。保证其对称结构与传统软式空中加油锥套相同，如图7所示为整个试验样机的整体装配情况。

本发明锥套的工作过程为：

在整个对接任务过程中，锥套能够实时感应自身位置与初始对接位置由于气流干扰所造成的差别，不断调整自身可控舵面的偏角，可动舵18围绕固定舵9转动，舵机通过舵机齿轮箱16带动整个可动舵18转动，将复杂气流干扰所产生的位置偏差压缩在以初始位置为圆心的极小范围内。而在这个过程中，受油机所需要的操作就变成的简单的加速动作，不需要不断根据锥套位置的变化调整受油机的位置，降低了受油机的操作难度和精度，同时提高了对接的成功率。

在风洞试验过程中，所有可动舵的舵偏角在初始状态时保持0度不变，软管试验模型通过锥套整流罩6与试验锥套本体相连接，当在风动试验过程中施加干扰气流时，锥套样机本体能够感应自身位置与初始位置的偏离，从而使可动舵18产生与干扰气流相对应的舵偏角，从而产生期望的气动力抑制干扰气流对试验样机的位置干扰。在这个过程中，为了保证足够的期望气动力且有效避免样机的滚转问题，“十”字形分布的可动舵18需要保证两个对称的可动舵始终朝同一方向偏转，从而控制样机上下、左右的位置偏移，使其能够更好地完成实验任务。

为了能够保证锥套两个自由度的位置运动，同时减小可控锥套本体由于舵面的变化所产生的扭转，所以锥套试验样机采用对称分布的四个舵面来使锥套能够受到均匀的气动控制力，四个舵面的分布方式为“十”字形的方式，每个舵面分为可动舵部分和固定舵部分，固定舵部分与锥套本体整流罩6部分固定连接，作为可动舵部分的支撑点，而可动舵则通过其内部的舵机输出轴与固定舵内部的齿轮卡板相连接，齿轮卡板固定在固定舵的内部，舵面的旋转围绕固定舵的旋转轴来进行，旋转轴与舵机输出轴保持同轴心连接。每个舵面均由两部分左右对称的流线翼型组成，安装时先将舵机固定安装在可动舵一侧的舵机卡槽，将舵机和可动舵一侧固定在固定舵部分后再将另一侧可动舵盖上完成组装。

本发明的整体结构考虑样机的结构复杂性，机械加工的方法难以实现制作，所以采用3D打印的方式进行制作，成本低、制作周期短且装配简易。

可控锥套的研究在目前尚处于理论仿真阶段的研究，在实际的气动试验领域还没有开始进行，本发明设计的可控锥套试验样机，利用高速风场下舵面的气动原理，通过改变舵偏角所产生的气动力实现样机的位置稳定控制，为空中加油领域可控制套的研究提供了一种结构简单并且实用的试验样机，推动了空中加油领域的进一步发展。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，其特征在于，包括整流罩（6），整流罩（6）的后端连接有若干个支撑板（7），所有的支撑板（7）共同连接有阻力伞（8）；

所述整流罩（6）围绕其周向设置有四个固定舵（9），四个固定舵（9）两两相对设置，相对的两个固定舵（9）轴线相同，相邻的两个固定舵（9）轴线相互垂直；

每一个固定舵（9）旋转连接有一个可动舵（18），固定舵（9）和可动舵（18）为可拆卸连接，可动舵（18）中设置有舵机；固定舵（9）内沿长度方向设置有旋转轴（11），所述可动舵（18）能够围绕旋转轴（11）转动；

所述可动舵（18）的后端面为矩形平面，前端面为弧面，可动舵（18）的后端面和前端面通过两个外侧面一体连接；所述外侧面为弧面；沿从后向前的方向，外侧面的弧度逐渐减小；

所述可动舵（18）由两个相同且对称的分舵组成；

固定舵（9）包括框架（9-4），所述框架（9-4）的后侧部沿长度方向开设有第一外槽体（9-1）和第一内槽体（9-2）；

所述可动舵（18）的前侧部开设有第二外槽体（18-1）和第二内槽体（18-2）；

所述固定舵（9）和可动舵（18）之间通过第一外槽体（9-1）、第一内槽体（9-2）、第二外槽体（18-1）和第二内槽体（18-2）相互啮合连接；

第一外槽体（9-1）和第一内槽体（9-2）之间为第一个隔挡块（9-3）；第二外槽体（18-1）和第二内槽体（18-2）之间为第二隔挡块（18-3），第二外槽体（18-1）的另一侧壁为第三个隔挡块（18-4）；

第三隔挡块（18-4）插入在第一内槽体（9-2）中，第一隔挡块（9-3）插入在第二外槽体（18-1）中，第二隔挡块（18-3）插入在第一外槽体（9-1）中，第一外槽体（9-1）的外侧壁插入在第二内槽体（18-2）中；

所述舵机设置有舵机输出轴（15），舵机输出轴（15）抵住第一外槽体（9-1）的外侧壁。

2.根据权利要求1所述的一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，其特征在于，所述第一外槽体（9-1）外侧壁的外表面上开设有输出轴卡槽（10），舵机输出轴（15）的外端在输出轴卡槽（10）中。

3.根据权利要求1所述的一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，其特征在于，所述可动舵（18）中的每一个分舵开设有舵机槽（13）。

4.根据权利要求1所述的一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，其特征在于，所述可动舵（18）中的每一个分舵沿长度方向开设有线槽（14）。

5.根据权利要求1所述的一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，其特征在于，所述舵机的舵机齿轮箱（16）安装在可动舵（18）中。

6.根据权利要求1所述的一种基于舵面的自主空中加油试验锥套，其特征在于，所述支撑板（7）为空心结构。

7.根据权利要求1-6任意一项所述的基于舵面的自主空中加油试验锥套，其特征在于，所述支撑板（7）沿着整流罩（6）的周向等分分布。

Images