CN116086765A - 飞行器风洞试验的支架式测力系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器风洞试验的支架式测力系统，包括浮动框、固定框和一体化连接于浮动框和固定框之间的中间梁，中间梁的顶部中心设有俯仰力矩Mz测量元件，中间梁的底部设有推力/阻力X测量元件和升力Y测量元件，中间梁和浮动框之间还设有一对斜置的二力杆元件，二力杆元件的两端均通过弹性铰链结构与中间梁和浮动框连接，该飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心位于一对斜置的二力杆元件的延长线交点，且延长线交点与俯仰力矩Mz测量元件的中心线相交，当进行飞行器风洞测力实验时，飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心与飞行器试验模型的力矩参考中心重合，形成汇交力系结构；本发明用于测量风洞试验中作用于飞行器试验模型上的阻力、升力和俯仰力矩。

Description

飞行器风洞试验的支架式测力系统

技术领域

本发明涉及飞行器测量技术领域，特别是一种飞行器风洞试验的支架式测力系统。

背景技术

目前风洞试验模型的结构支撑方式主要包括尾撑式、侧壁撑式、腹撑式和背撑式，但以上方式均涉及较多的零部件，影响了动态测力性能。

常规腹部支撑式内置式天平测力系统，由飞行器模型、内式天平和天平支架组成。其中内式天平位于飞行器模型内部，占用模型内部空间，对于吸气式一体化飞行器测力试验不利，使得吸气式一体化飞行器的动力系统布局困难。

其中测力系统结构中天平可分为内置式和外置式，内置式容易实现测量中心与飞行器阻力受力水平线重合，理论上不会附加干扰俯仰力矩，但内置式会占用飞行器模型的内部空间，不利于带发动机系统的飞行器模型进行测力试验，发动机系统包括注油块、输油管和冲压发动机等功能性部件，会占用大量的试验模型内部空间；而传统外置式天平虽然不会占用飞行器模型内部空间，但难以使阻力受力水平线与测力系统俯仰参考中心重合，因此会产生附加力矩，系统误差交大，需要后期在标定中添加很大的补偿量来修正，补偿量过大不利于测量准确度的提高。

常规腹部支撑式内置式天平测力系统，由飞行器模型、内式天平和天平支架组成。其中内式天平位于飞行器模型内部，占用模型内部空间，对于吸气式一体化飞行器测力试验不利，使得吸气式一体化飞行器的动力系统布局困难。

综上，传统的风洞试验测力装置具有以下缺陷：

1、现有方案组件较多，飞行器试验模型、测力天平和天平支架间通过大量螺栓螺母连接，动态传力性能和受力与输出线性度会因组件较多受到影响。

2、为保证天平能装配于飞行器试验模型机体内，必须保证天平尺寸较小，且在带动力飞行器推/阻力测力试验中还需为试验模型的动力系统部件(如注油块、输油管和发动机等功能性元件)预留空间，因此模型布局和天平设计限制很大，通常为一个试验模型对应一个特定天平，模型通用性较差，经济成本时间成本高。

3、由传统外式天平组成的测力系统在受到空气动力阻力X或发动机推力时，会产生由阻力X或推力及其约束反力形成附加俯仰力矩，附加俯仰力矩将叠加于真实俯仰力矩中，影响俯仰力矩的准确测量。

发明内容

为解决现有技术中存在的问题，本发明的目的是提供一种飞行器风洞试验的支架式测力系统，本发明用于测量风洞试验中作用于飞行器试验模型上的阻力、升力和俯仰力矩。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞行器风洞试验的支架式测力系统，包括设于顶部的浮动框、设于底部的固定框和一体化连接于所述浮动框和固定框之间的中间梁，所述浮动框的顶部设有用于与飞行器试验模型连接的连接端面，所述固定框的底部设有用于与风洞试验段地基连接的固定端面，所述中间梁的顶部中心设有俯仰力矩Mz测量元件，中间梁的底部设有推力/阻力X测量元件和升力Y测量元件，所述中间梁和浮动框之间还设有一对斜置的二力杆元件，所述二力杆元件的两端均通过弹性铰链结构与所述中间梁和浮动框连接，该飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心位于一对斜置的二力杆元件的延长线交点，且所述延长线交点与所述俯仰力矩Mz测量元件的中心线相交，当进行飞行器风洞测力实验时，飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心与飞行器试验模型的力矩参考中心重合，形成汇交力系结构。

作为本发明的进一步改进，该飞行器风洞试验的支架式测力系统还包括设于其前部的前部风挡以及设于其尾部的尾部风挡。

作为本发明的进一步改进，通过调整二力杆元件的支撑角度、位置和调整所述连接端面的厚度实现飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心与飞行器试验模型的力矩参考中心重合。

作为本发明的进一步改进，所述连接端面通过螺栓螺母与所述飞行器试验模型连接，所述固定端面通过螺栓螺母与所述风洞试验段地基连接。

作为本发明的进一步改进，所述连接端面还设有用于电路走线和外部供油管道通过的通孔。

作为本发明的进一步改进，所述俯仰力矩Mz测量元件、推力/阻力X测量元件和升力Y测量元件为惠斯顿电桥，且升力Y测量元件电桥的四个臂上均设有两个电阻应变片，俯仰力矩Mz测量元件和推力/阻力X测量元件电桥的四个臂上均分别设有一个电阻应变片。

本发明的有益效果是：

1、本发明为单一整体式结构，一体化加工制造，设计结构较简单，免除了传统天平与支架的螺栓螺母连接，因此支架式的测力系统有更大的刚度、更高的响应频率及更好的线性度，更加适用于高超声速风洞试验中的瞬时动态力测量。

2、本发明将内式天平外移并与支架一体化设计，不占用试验模型内部空间，便于飞行器模型动力系统的布局，便于天平设计人员在没有试验模型内部空间限制的条件下进行测力系统设计，在用于不同飞行器试验模型的测力试验时不需要考虑内部空间限制，模型通用性强。

3、本发明中斜置的二力杆元件形成的汇交力系结构能够在将测力元件外移出试验模型后，依然保证测力系统的力矩参考点与飞行器试验模型的受力参考中心重合，大幅降低由阻力X或推力及其约束反力形成附加俯仰力矩，使得需要修正的俯仰力矩量大幅降低，降低了系统误差，提高了测量准确性。

附图说明

图1为本发明实施例中飞行器风洞试验的支架式测力系统的结构示意图；

图2为图1中A-A线的剖面图；

图3为本发明实施例中带风挡的测力系统的整体结构示意图；

图4为本发明实施例中带风挡的测力系统的爆炸图；

图5为本发明实施例中升力Y测量元件的惠斯顿电桥组桥布局图；

图6为本发明实施例中推力/阻力X测量元件的惠斯顿电桥组桥布局图；

图7为本发明实施例中俯仰力矩Mz测量元件的惠斯顿电桥组桥布局图。

附图标记：

1、连接端面，2、浮动框，3、固定端面，4、固定框，5、中间梁，6、俯仰力矩Mz测量元件，7、推力/阻力X测量元件，8、升力Y测量元件，9、二力杆元件，10、弹性铰链结构，11、汇交力系结构汇交点，12、前部风挡，13、尾部风挡。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

实施例

如图1和图2所示，一种飞行器风洞试验的支架式测力系统，主体结构由上中下三部分组成，上部分的连接端面1与飞行器试验模型通过螺栓螺母连接，作为浮动框2，螺栓位置根据飞行器试验模型需求进行设计布局，连接端面1上还设计有一个较大的通孔用于电路走线和外部供油管道通过；下面部分的固定端面3与风洞试验段地基通过螺栓螺母连接，作为固定框4，螺栓位置根据飞行器试验模型需求进行设计布局；中间部分的中间梁5一体化连接于浮动框2与固定框4之间，中间部分的中间梁5上布局有俯仰力矩Mz测量元件6，推力/阻力X测量元件7和升力Y测量元件8。

本实施例的飞行器风洞试验的支架式测力系统为支架式的测力系统，其力矩测量部分通过一对斜置的二力杆元件9和俯仰力矩Mz测量元件6组成，二力杆元件9的两端均通过弹性铰链结构10与所述中间梁5和浮动框2连接，支架式的测力系统的力矩参考中心位于这一对斜置的二力杆元件9的延长线交点，形成汇交力系结构汇交点11，并同样与俯仰力矩Mz测量元件6的中心线相交。在支架式的测力系统尺寸设计时需保证其力矩参考中心与其所用于的飞行器试验模型的力矩参考中心重合，这可以通过调整二力杆元件9支撑的角度、位置和调整飞行器的连接端面1的厚度实现。

当作用在飞行器试验模型上的空气动力载荷传递到飞行器风洞试验的支架式测力系统上时，俯仰力矩Mz使力矩测量部分的内部小三角结构绕支架力矩参考中心的横轴(试验模型侧向的Z轴)转动，力矩测量梁成为悬臂梁结构出现有效变形；而推/阻力X通过二力杆元件9支撑延长线的交点，二力杆元件9支撑的支座反力与推/阻力X将通过力矩参考中心构成平衡的空间汇交力系，力矩测量梁不发生变形，保证了力对力矩不产生干扰，从而实现了外置测力系统在受到推/阻力X后附加俯仰力矩的消除，而推/阻力X和升力梁之间为正交关系，互相不会导致各自的测量电路出现有效输出。

如图3和图4所示，该飞行器风洞试验的支架式测力系统还包括设于其前部的前部风挡12以及设于其尾部的尾部风挡13，前部风挡12和尾部风挡13用于阻挡试验段流场及其中杂质对测量电路的影响，降低飞行器风洞试验的支架式测力系统对空气流场质量的影响。

如图5、图6和图7所示，推力/阻力X测量元件7的惠斯顿电桥由4个电阻应变片组成；升力Y测量元件8的惠斯顿电桥由8个电阻应变片号组成；俯仰力矩Mz测量元件6的惠斯顿电桥由4个电阻应变片号组成。

支架天平一体式的飞行器风洞试验的支架式测力系统改变了传统常用的飞行器模型-内式天平-支架所组成的测力系统结构，将内式天平和腹部支撑的支架融合为一体，电阻应变片的敷贴位置也在支架的测力结构表面，形成了飞行器模型和测力支架组成的测力系统，测力支架直接与飞行器模型腹部通过螺栓固接，不占用飞行器模型框架内部的功能性空间，大幅降低了带发动机一体化飞行器模型的设计难度；与传统外式应变天平不同，支架式测力系统的力矩参考中心仍然位于飞行器试验模型内部，与飞行器试验模型的力矩参考中心重合，当模型受到推/阻力X和升力Y时，不会产生附加力矩，有效限制了力对力矩测量的干扰；由于测力天平和支架融为一体化结构，整个测力系统也有了更大的刚度和线性度；一体化设计也免除了传统天平与支架的螺栓连接，因此支架式测力系统有更大的刚度、更高的响应频率及更好的线性度，适用于低、高和高超声速风洞测力试验，且对高超声速风洞的飞行器带动力一体化试验中的瞬时动态力测量更加适用。

支架式测力系统改变了高超声速风洞试验中模型-内式天平-支架的组成形式，形成了模型-测力支架二者组成的系统结构，不需要单独设计内式天平，不占用试验模型的内部空间，极大地方便了带发动机一体化模型的布局和设计，测力结构外置也使得系统的安装和维护更加方便。

不同于传统外式天平，本实施例的支架式的测力系统的汇交力系特殊结构大幅降低了推阻力和升力所产生的附加力矩对俯仰力矩的干扰。风洞试验时，由推/阻力理论上不会产生的附加俯仰力矩，空气动力中升力受力参考线也通过汇交点，不会产生附加俯仰力矩，推/阻力和升力敏感梁间为正交布局，实现三个测量分量间的受力机械分解，再加上惠斯顿电桥的电气分解，使得测量分量间干扰非常小。

既不会占用飞行器模型腔体内部空间，又不会在飞行器受力时产生附加力矩导致干扰，还仅需要很少零部件组成的一体式风洞测力系统，切要兼顾飞行器模型支撑适应性和通用性，即本实施例的汇交力系结构的支架天平一体式飞行器风洞试验的支架式测力系统。

以上所述实施例仅表达了本发明的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种飞行器风洞试验的支架式测力系统，其特征在于，包括设于顶部的浮动框、设于底部的固定框和一体化连接于所述浮动框和固定框之间的中间梁，所述浮动框的顶部设有用于与飞行器试验模型连接的连接端面，所述固定框的底部设有用于与风洞试验段地基连接的固定端面，所述中间梁的顶部中心设有俯仰力矩Mz测量元件，中间梁的底部设有推力/阻力X测量元件和升力Y测量元件，所述中间梁和浮动框之间还设有一对斜置的二力杆元件，所述二力杆元件的两端均通过弹性铰链结构与所述中间梁和浮动框连接，该飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心位于一对斜置的二力杆元件的延长线交点，且所述延长线交点与所述俯仰力矩Mz测量元件的中心线相交，当进行飞行器风洞测力实验时，飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心与飞行器试验模型的力矩参考中心重合，形成汇交力系结构。

2.根据权利要求1所述的飞行器风洞试验的支架式测力系统，其特征在于，该飞行器风洞试验的支架式测力系统还包括设于其前部的前部风挡以及设于其尾部的尾部风挡。

3.根据权利要求1所述的飞行器风洞试验的支架式测力系统，其特征在于，通过调整二力杆元件的支撑角度、位置和调整所述连接端面的厚度实现飞行器风洞试验的支架式测力系统的力矩参考中心与飞行器试验模型的力矩参考中心重合。

4.根据权利要求1或3所述的飞行器风洞试验的支架式测力系统，其特征在于，所述连接端面通过螺栓螺母与所述飞行器试验模型连接，所述固定端面通过螺栓螺母与所述风洞试验段地基连接。

5.根据权利要求4所述的飞行器风洞试验的支架式测力系统，其特征在于，所述连接端面还设有用于电路走线和外部供油管道通过的通孔。

6.根据权利要求5所述的飞行器风洞试验的支架式测力系统，其特征在于，所述俯仰力矩Mz测量元件、推力/阻力X测量元件和升力Y测量元件为惠斯顿电桥，且升力Y测量元件电桥的四个臂上均设有两个电阻应变片，俯仰力矩Mz测量元件和推力/阻力X测量元件电桥的四个臂上均分别设有一个电阻应变片。

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