CN115452308B - 一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，属于航空飞行器试验测量领域。该设备包括连接段、舵面、信号传输模块、角度调整模块和用于连接机翼的连接件，所述舵面可相对于所述连接段转动，所述连接件与所述连接段连接，所述信号传输模块用于检测所述舵面的转动角度，所述角度调整模块用于驱动所述舵面转动。通过本结构，可在航空飞行器的试验过程中连续改变舵面的偏转角，不但可以减少开模节约成本，更能节约时间提升试验效率，从试验里中获得更为全面的数据。

Description

一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构

技术领域

本发明涉及航空飞行器试验测量领域，具体而言，涉及一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构。

背景技术

航空飞行器在选型设计阶段，必须在风洞中试验测定机翼舵面的操纵效率，以验证设计结果的准确性和可靠性，从而为飞行器的定型提供技术支撑。在测定舵面操纵效率的过程中，需要多次改变舵面的偏转角，完成吹风试验并获得相应的试验数据。目前常见的更换舵面偏转角的方式是，针对每个舵面设计一组不同偏转角的替换部件，当一个偏转角状态下的吹风试验结束后，由试验人员人工拆卸该舵面部件，安装另一个偏转角状态的舵面部件，然后再次进行吹风试验，直至完成所有偏转角状态下的吹风试验。

现有更换舵面部件的试验方式仍存在一些弊端。一方面，设计人员需要针对每一个舵面都设计若干个偏转角状态的替换部件，而由于这些替换部件均属于非标准件，加工人员更是需要逐一对各部件进行加工，导致时间成本和人力成本大大增加。另一方面，试验人员在每次更换舵面偏转角状态时，都需要拆装试验模型部件，这就增加了每次试验的准备时间，降低了风洞试验的效率，增大了风洞试验的经济成本。此外，一组不同偏转角的舵面替换部件通常仅包含3到5个状态，无法实现连续偏转过程，实际得到的试验数据点较少，这对于部分试验而言可能不太理想。

在相关领域，张尚彬等提出了一种风洞试验装置（专利申请公布号CN 102944376A），该机构利用舵面偏转驱动组件和驱动天平组件，能够在实验过程中实现舵面的偏转与偏转角测量，但该机构较为复杂，在设计和装配方面增加了较大的工作量。张威等提出了一种基于形状机翼合金驱动的可变形机翼（专利申请公布号CN 110758715 A），该机构用于在飞行器飞行过程中调整机翼翼型，以获得更好的气动性能。从变形机翼的角度来看，这种机构也可以在一定程度上实现舵面偏转，但对于风洞试验模型而言同样较为复杂，制造本较高，且无法实时反馈舵面偏转角度，在舵面操纵效率测定试验中的应用难度较大。

发明内容

本发明的目的在于针对上述现有技术中的不足，提供一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，以便可在试验过程中连续改变舵面偏转角，也可以实时反馈舵面偏转角度，能在节约成本的同时，获得更为理想的试验数据。

为实现上述目的，本申请实施例采用的技术方案如下：

本申请实施例提供了一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，包括连接段、舵面、信号传输模块、角度调整模块和用于连接机翼的连接件，所述舵面可相对于所述连接段转动，所述连接件与所述连接段连接，所述信号传输模块用于检测所述舵面的转动角度，所述角度调整模块用于驱动所述舵面转动，所述舵面的外壁包括首尾相连的第一工作面、第二工作面和转动曲面，所述角度调整模板与所述转动曲面相连；

在工作状态下，所述第一工作面与所述第二工作面与外部流体接触。

可选的，所述舵面通过转轴和/或凸台与所述连接段实现转动连接。

可选的，所述角度调整模块包括第一控制线，所述第一控制线的一端与所述连接段固定，所述第一控制线的另一端与所述舵面固定，所述第一控制线可在长度方向上伸缩。

可选的，所述角度调整模块包括电控线和电压控制器，所述电控线的一端与所述第一控制线电相连，所述电控线的另一端与电压控制器电连接。

可选的，所述第一控制线为具有热伸缩量的形状记忆合金丝，所述第一控制线的两端分别与所述连接段和所述转动曲面相连。

可选的，所述角度调整模块还包括回位组件，所述回位组件包括弹力件，所述弹力件一端与所述舵面连接，所述弹力件的另一端与所述连接段连接。

可选的，所述连接段设置有第一连接孔和第二连接孔，所述舵面在所述转动曲面设置有第一安装孔和第二安装孔，所述第一控制线的两端分别与所述第一连接孔和所述第一安装孔相连，所述弹力件的两端分别与所述第二连接孔和第二安装孔相连。

可选的，所述信号传输模块包括用于反馈舵面偏转角度的编码器，所述编码器与所述连接段连接，所述连接段包括主体部与第一盖板，所述舵面的两端分别与所述主体部与所述第一盖板相连。

可选的，所述编码器设置在所述舵面与所述第一盖板之间，所述舵面与所述连接段连接的转轴穿过所述编码器。

可选的，所述第一盖板还设置有用于固定所述编码器的卡槽，所述卡槽内还设置有转轴安装孔，所述连接段还设有走线槽，所述走线槽的一端始于所述第一盖板的卡槽，所述走线槽的另一端延伸至所述主体部与所述连接件的连接位置。

本申请的有益效果是：

本申请提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，利用角度调整模块和信号传输模块，可在航空飞行器的试验过程中连续改变舵面的偏转角，实时反馈舵面偏转角度，在一次试验中获得多组数据信息。不但可以减少开模，节约成本，更能节约时间提升试验效率，从试验里中获得更为理想的数据。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本申请提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构的实施例一的透视图；

图2为本申请提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构的实施例一的结构示意图；

图3为本申请提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构的实施例一的舵面结构示意图；

图4为本申请提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构的实施例一的角度调整模块的装配示意图；

图5为本申请提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构的实施例一的编码器示意图；

图6为本申请提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构的实施例一的第一盖板示意图。

标号释义：连接段100；主体部101；第一盖板102；连接件103；走线槽104；第一连接孔105；第二连接孔106；机翼连接孔107；出线槽108；卡槽109；转轴安装孔110；舵面200；第一工作面201；第二工作面202；转动曲面203；转轴204；第一腔205；第一安装孔206；第二安装孔207；第一控制线301；弹力件302；安装螺纹303；编码器401；信号线402；中间孔403。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

此外，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例中的特征可以相互结合。

为便于理解本申请的实施例提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，以下先对本申请所涉及的基本概念进行解释说明。

舵面是指在气流中利用偏转而产生导弹平衡力和控制力来操纵导弹飞行的气动翼面。又称操纵面。舵面就是飞机的操纵面，通常是三个方向的操纵面。水平方向的叫升降舵，就是平尾，负责控制飞机升降，垂直方向的叫方向舵，一般在垂尾上面，负责控制飞机的航向，倾斜方向的叫副翼，一般在飞机机翼末端，负责控制飞机倾斜。

在工作状态下，气流沿舵面表面运动，并施加作用力。在本方案中，定义舵面与气流的主要接触面为第一工作面和第二工作面。

目前，形状记忆合金技术趋于成熟，在特定的领域具有的较好的应用前景。形状记忆合金是通过热弹性与马氏体相变及其逆变而具有形状记忆效应（shape memory effect，SME）的由两种以上金属元素所构成的材料。形状记忆合金是形状记忆材料中形状记忆性能最好的材料。

形状记忆合金具有形状记忆效应（shape memory effect），以记忆合金制成的弹簧为例，把这种弹簧放在热水中，弹簧的长度立即伸长，再放到冷水中，它会立即恢复原状。

形状记忆合金另一种重要性质是伪弹性（pseudoelasticity）（又称 超弹性，superelasticity），表现为在外力作用下，形状记忆合金具有比一般金属大的多的变形恢复能力，即加载过程中产生的大应变会随着卸载而恢复。例如医疗领域的人造骨骼、伤骨固定加压器、牙科正畸器等 。用形状记忆合金制造的眼镜架，可以承受比普通材料大得多的变形而不发生破坏（并不是应用形状记忆效应，发生变形后再加热而恢复）。

基于此，本申请的实施例提供一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，以便实现以便可在试验过程中连续改变舵面偏转角，也可以实时反馈舵面偏转角度，能在节约成本的同时，获得更为理想的试验数据。

以下对本申请的实施例提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构进行详细说明。

实施例一

请参阅图1-图6。

本实施例提供了一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，包括连接段100、舵面200、信号传输模块、角度调整模块和用于连接机翼的连接件103。

舵面200通过转轴204与连接段100实现转动连接。连接段包括主体部101与第一盖板102。

连接件103与连接段100连接，信号传输模块用于检测舵面200的转动角度，角度调整模块用于驱动舵面200转动。

舵面200的外壁包括首尾相连的第一工作面201、第二工作面202和转动曲面203。

角度调整模板与舵面200相连，具体而言，是与转动曲面203相连。

在工作状态下，第一工作面201与第二工作面202与外部流体接触。转动曲面203通常在连接段100和舵面200围成的腔体内。

如图1、图3、图5和图6所示，编码器401为中部开孔的圆环状或圆柱状结构，编码器401设置在舵面200与第一盖板102之间，舵面200与连接段100连接的转轴204穿过编码器401的中间孔403，并插入第一盖板102上的转轴安装孔110内。

在本实施例中，转轴204与舵面200一体成型。主体部101与第一盖板102为拼装连接，可通过两者接触部分的过盈配合或卡扣实现连接固定，此方案便于安装内部结构，加工也更方便。具体卡扣结构设计非本方案重点，不再赘述。在特殊情况下，也可通过胶粘实现连接。

但在本方案的其他变形实施例中，可以令主体部与第一盖板一体成型，利用材料的形变范围安装内部结构。

信号传输模块包括用于反馈舵面偏转角度的编码器401，编码器与连接段100连接，舵面的两端分别与主体部与第一盖板相连。

第一盖板还设置有用于固定编码器的卡槽109，卡槽内还设置有转轴安装孔110，连接段100还设有走线槽104，走线槽的一端始于第一盖板的卡槽109，走线槽104的另一端止于主体部101。

编码器的形状若太大，对第一盖板上的卡槽深度会有较大要求。鉴于此，如图3所示，本实施例中的舵面还在靠近编码器的一侧设置有第一腔205，用于配合第一盖板上的卡槽容纳编码器。

在本实施例中，第一盖板102上的走线槽位于靠近舵面的一侧，主体部101上的走线槽设置于远离舵面的一侧。

在本实施例中，角度调整模块包括电控线、电压控制器、第一控制线和回位组件，第一控制线的一端与连接段固定，第一控制线的另一端与舵面固定，第一控制线可在长度方向上伸缩。电控线的一端与第一控制线电相连，电控线的另一端与电压控制器电连接。回位组件包括弹力件，弹力件一端与舵面连接，弹力件的另一端与连接段连接。

其中，第一控制线为具有热伸缩量的形状记忆合金丝，第一控制线的两端分别与连接段和转动曲面相连。

如图2所示，连接件103设置有出线槽108，出线槽108与走线槽104相通。

第一连接孔105、第二连接孔106均靠近连接件103，尤其是靠近连接件的出线槽108。因此，角度调整模块中的电控线可以直接从连接孔引出后设置在走线槽内，不影响安装。

编码器的信号线402先沿着第一盖板102上的走线槽104，然后顺着连接段100上的走线槽。在再从连接件103上的出线槽108引出。

参见图4，在本实施例中，弹力件具体为弹簧。通过弹力件使得舵面在第一控制线变形后，能受到复位力影响，进而恢复到初始状态。

弹力件一端与舵面连接，弹力件的另一端与连接段连接。

请参阅图1、图2和图4，连接段设置有第一连接孔和第二连接孔，舵面在转动曲面设置有第一安装孔206和第二安装孔207，第一控制线301的两端分别与第一连接孔105和第一安装孔206相连，弹力件302的两端分别与第二连接孔106和第二安装孔207相连。

此外，在本实施例中，第一控制线与弹力件的两端均设置有安装螺纹303，对应的四处孔内也设置对应的内螺纹，通过螺纹配合实现连接。

需要说明的是，一般飞机模型舵面偏转角在±30°以内，由舵面偏转造成所述形状记忆合金丝和弹力件的摆动较小。所述，不会在舵面转动时因为形状记忆合金丝或弹簧的刚性，影响机构运行。

在本实施例的其他变形实施例中，第一控制线与弹力件的两端与舵面和连接段的连接方式还可以为铰接、胶接、焊接或卡扣式连接等手段。

连接件103用于连接测试机翼，设置有四个机翼连接孔107。

在本实施例的其他变形实施例中，机翼连接孔可以为其他数量。

通过编码器反馈出的偏转角信号，可以得到舵面的偏转角度。而通过电压控制器改变电压，可以控制第一控制线的温度。

在本方案中，第一控制线为形状记忆合金丝，能够进行明显的长度改变，进而让舵面在外力作用下偏转。

上述工作过程中，假设包含记忆合金丝以及弹簧等结构在内的舵面偏转系统的传递函数为G(s)，编码器3的传递函数为H(s)，则整个多面偏转机构的传递函数可表示为：

（1）

（2）

（3）

其中，

为舵面偏转角度的拉普拉斯变换，即

，

表示角度, t表示时间，

表示延迟时间，s为复变量；

为舵面偏转系统输入电压U(t)的拉普拉斯变换,即

，U表示电压；

为形状记忆合金丝4的实际作用电压

的拉普拉斯变换,即

，

表示作用电压；

为编码器反馈偏转角度的拉普拉斯变换，即

，

表示反馈角度。

测试人员根据编码器的信号获知偏转情况后，调整电压，得到新的偏转角度。测试人员根据偏转角反馈信号调整并修正形状记忆合金丝的控制电压，使偏转角可调结构的实际偏转角达到试验所需的参数状态，开展风洞试验。

当测得一组舵面偏转角状态下的试验数据后，改变形状记忆合金丝的控制电压，并重复上述步骤，直至获得全部试验数据，用于后续分析处理等。

整个调整过程是动态的。

通过本实施例提供的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，可在航空飞行器的试验过程中连续改变舵面的偏转角，也可以实时反馈舵面偏转角度。不但可以减少开模节约成本，更能节约时间提升试验效率，从试验里中获得更为理想的数据。

实施例二

实施例二与实施例一的主要区别点在于：舵面与连接段之间通过多组相配合的凸台和凹槽相连接。

具体而言，舵面两侧壁设置有圆孔，连接段设置有两个凸起的圆台，圆台与圆孔之间卡接并可以转动。

为了提高控制精确度，在前述的圆孔和圆台之间设置轴承。

在本实施例的其他变形实施例中，可以是连接段设置圆孔，在舵面的两侧设置圆台，以实现连接；或是在舵面和连接段的对应位置均设置圆孔，通过独立的小转轴实现连接。

上仅为本发明的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，包括连接段和舵面，其特征在于，还包括信号传输模块、角度调整模块和用于连接机翼的连接件，所述舵面可相对于所述连接段转动，所述连接件与所述连接段连接，所述信号传输模块用于检测所述舵面的转动角度，所述角度调整模块用于驱动所述舵面转动，所述舵面的外壁包括首尾相连的第一工作面、第二工作面和转动曲面，所述角度调整模板与所述转动曲面相连；

所述角度调整模块包括一根第一控制线和回位组件，所述第一控制线的一端与所述连接段固定，所述第一控制线的另一端与所述舵面固定，所述第一控制线为具有热伸缩量的形状记忆合金丝；

所述回位组件包括弹力件，所述弹力件一端与所述转动曲面连接，所述弹力件的另一端与所述连接段连接；

在工作状态下，所述第一工作面与所述第二工作面与外部流体接触。

2.如权利要求1所述的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，其特征在于，所述舵面通过转轴和/或凸台与所述连接段实现转动连接。

3.如权利要求1所述的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，其特征在于，所述角度调整模块包括电控线和电压控制器，所述电控线的一端与所述第一控制线电相连，所述电控线的另一端与电压控制器电连接。

4.如权利要求3所述的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，其特征在于，所述第一控制线的两端分别与所述连接段和所述转动曲面相连。

5.如权利要求1所述的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，其特征在于，所述连接段设置有第一连接孔和第二连接孔，所述舵面在所述转动曲面设置有第一安装孔和第二安装孔，所述第一控制线的两端分别与所述第一连接孔和所述第一安装孔相连，所述弹力件的两端分别与所述第二连接孔和第二安装孔相连。

6.如权利要求1所述的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，其特征在于，所述信号传输模块包括用于反馈舵面偏转角度的编码器，所述编码器与所述连接段连接，所述连接段包括主体部与第一盖板，所述舵面的两端分别与所述主体部与所述第一盖板相连。

7.如权利要求6所述的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，其特征在于，所述编码器设置在所述舵面与所述第一盖板之间，所述舵面与所述连接段连接的转轴穿过所述编码器。

8.如权利要求7所述的一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构，其特征在于，所述第一盖板还设置有用于固定所述编码器的卡槽，所述卡槽内还设置有转轴安装孔，所述连接段还设有走线槽，所述走线槽的一端始于所述第一盖板的卡槽，所述走线槽的另一端延伸至所述主体部与所述连接件的连接位置。

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