CN212646038U - 一种超声速风洞模型两自由度支撑装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种超声速风洞模型两自由度支撑装置。该装置包括位于超声速风洞轴线、迎向超声速风洞来流的飞行器模型和与超声速风洞轴线垂直、交点位于飞行器模型质心的水平的横梁；横梁的两端分别插入位于风洞两侧洞壁内的左侧机构和右侧机构；飞行器模型为半实物仿真模型，飞行器模型的芯轴设置有气流通道，高压空气通过横梁进入芯轴，从飞行器模型尾部喷出；通过芯轴上安装的滚转轴承，飞行器模型实现自由滚转；通过横梁的左右两端安装的俯仰轴承，飞行器模型实现自由俯仰。该装置实现了飞行器模型在超声速风洞中俯仰和滚转自由运动，并通过舵面的操纵控制以及喷流作用的控制，达到飞行器模型的直接力与气动力复合控制的验证试验目的。

Description

一种超声速风洞模型两自由度支撑装置

技术领域

本实用新型属于超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种超声速风洞模型两自由度支撑装置。

背景技术

直接力/气动力复合控制是采用侧向喷流与气动舵面的组合控制技术，具有受飞行条件影响小、适用范围广，无气动滞后、操纵响应快等优点，已经在航天飞行器的姿态和轨道控制方面得到广泛应用；随着飞行器机动性能的日益提高，复合控制技术也被推广应用于某些先进飞行器中。

在先进飞行器研制过程中，为了准确测量带横向喷流效应的飞行器模型在模拟飞行状态下的气动特性，对构建能够模拟直接力/气动力复合控制的半实物仿真试验平台和发展直接力/气动力复合控制的验证试验技术提出了迫切需求。

目前，风洞俯仰和滚转两自由度试验装置仅构建了亚声速、跨声速的试验能力，不具备模拟高压横向喷流的能力，且支撑结构干扰较大，不能够直接拓展应用于相应的超声速试验中。

在超声速状态下，飞行器模型的载荷相对较大，舵面操纵的气动力、风洞流场中的超声速气流、横向喷流作用等相互影响，试验风险较高，还需要通过详细结构优化和动力学特性分析，提升装置强度，保证支撑装置能够在地面测试中更加真实模拟飞行器飞行状态。

当前，亟需依托超声速风洞，发展一种超声速风洞模型两自由度支撑装置，能够将真实产品、飞行控制系统、喷流系统等通过支撑装置放置于风洞来流中，以开展闭环半实物仿真试验，以此来模拟产品真实的空中飞行情况。

实用新型内容

本实用新型所要解决的技术问题是提供一种超声速风洞模型两自由度支撑装置。

本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置，其特点是，所述的装置包括位于超声速风洞轴线、迎向超声速风洞来流的飞行器模型和与超声速风洞轴线垂直、交点位于飞行器模型质心的水平的横梁；横梁的两端分别插入位于风洞左侧洞壁内的左侧机构和位于风洞右侧洞壁内的对应的右侧机构；

飞行器模型为半实物仿真模型，飞行器模型的芯轴设置有气流通道，高压空气通过横梁进入芯轴，从飞行器模型尾部喷出；

飞行器模型分为前段模型和后段模型，前段模型内安装有套装在芯轴上的前环式天平，后段模型内安装有套装在芯轴上的后环式天平；

飞行器模型的芯轴上安装有滚转轴承，飞行器模型通过滚转轴承实现自由滚转；

横梁的左右两端安装有俯仰轴承，飞行器模型通过俯仰轴承实现自由俯仰。

进一步地，所述的飞行器模型的中心轴线上安装有前后贯通的芯轴，芯轴的前端设置有前锥段，芯轴的后端设置有后锥段；芯轴的前段安装前环式天平，芯轴的后段安装后环式天平，前环式天平与芯轴之间安装有2对滚转轴承，后环式天平与芯轴之间也安装有2对滚转轴承；芯轴的前段还安装有滚转编码器，芯轴的后段还安装有信号滑环；

飞行器模型分为前段模型和后段模型，前段模型通过前锥套套装前环式天平并固定在芯轴上，后段模型通过后锥套套装后环式天平并固定在芯轴上；飞行器模型的前段模型的头部空腔内从前至后依次安装前配重块和滚转陀螺仪；飞行器模型的后段模型在芯轴的下游顺序安装有扩张储气段、舵偏机构、横向喷管和后配重块；

高压空气通过横梁进入芯轴的气流通道后进入扩张储气段，再经横向喷管喷出。

进一步地，所述的横向喷管上安装有电磁球阀，电磁球阀控制横向喷流的打开关闭以及流量大小。

进一步地，所述的前环式天平和后环式天平均为五分量测力天平，测量法向力、俯仰力矩、侧向力、偏航力矩和滚转力矩。

进一步地，所述的左侧机构包括外方窗和位于外方窗中心的通过外密封罩封闭的内方窗；外方窗与风洞左侧壁板密封固定连接，内方窗的中心固定有轴承安装座，轴承安装座上安装有俯仰轴承，横梁的左端穿过并固定在俯仰轴承上；

横梁的左端端头还从内至外依次固定有俯仰编码器和俯仰陀螺仪。

进一步地，所述的右侧机构包括外方窗和位于外方窗中心的通过外密封罩封闭的内方窗；外方窗与风洞右侧壁板密封固定连接，内方窗的中心固定有轴承安装座，轴承安装座上安装有俯仰轴承，横梁的右端穿过并固定在俯仰轴承上；

横梁的右端端头还从内至外依次固定有随动气管、旋转接头和进气管，进气管外接高压空气，旋转接头与俯仰轴承同步运动，随动气管连通旋转接头和横梁。

本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置采用飞行器模型横向左右支撑、整体“十”字布局、外置俯仰运动机构、内置滚转运动机构、系统以整体内部承压实现横向高压喷流、尾部集成舵面操作机构的技术方案。

本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置以超声速风洞为基础，以地面模拟先进飞行器直接力/气动力复合精准控制技术为牵引而研制；采用整体设计加工内外方窗、横梁、芯轴等关键承力部件，以保证装置在超声速的巨大冲击力和气动载荷下能够自由运动；以压力容器规范设计直接力喷流气路的关联环节，使进气通道、支撑通气部件、控制球阀、喷管等组成的高压气路能够满足横向喷流的要求；以测量飞行器模型的整体气动力和力矩、测控飞行器模型在试验中俯仰滚转运动的角度、角速度为需求，采用陀螺仪、编码器、环式天平、舵偏机构、信号滑环等实现装置的测控闭环；为控制飞行器模型及直接连接的运动部件的质量分布，在三维CAD软件中协同设计模型、支撑、管路、配重块等部件，保证其前后质量差量不超过2Kg，质心偏差小于2mm；合理规划模型部件、支撑部件、喷流部件、测控元件的装配流程，并细化设计零件之间的加工尺寸误差、行位公差、表面粗糙度等关键加工指标，便于装置的大量零件在风洞洞体中集成安装、以获取高质量的试验数据。

本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置使直接力/气动力复合控制试验的模拟要素更加完善，实现了模型在超声速风洞中俯仰和滚转的两自由度自由运动，并通过舵面的操纵控制以及喷流作用的控制，达到了飞行器模型的直接力与气动力复合控制的验证试验目的，能够实现飞行器模型俯仰和滚转两自由度自由运动、舵面实时操纵、带横向喷流效应、气动参数、运动参数实时反馈，是先进飞行器直接力/气动力复合控制半实物仿真试验平台的重要组成部分。

附图说明

图1为本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置的结构示意图；

图2为本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置中的前段模型示意图；

图3为本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置中的后段模型示意图；

图4为本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置中的左侧机构示意图。

图5为本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置中的右侧机构示意图；

图中，10.飞行器模型 11.外方窗 12.内方窗 13.轴承安装座 14.俯仰轴承 15.横梁 16.芯轴 17.前锥套 18.后锥套 19.滚转轴承 31.进气管 32.旋转接头 33.随动气管 34.扩张储气段 35.电磁球阀 36.横向喷管 37.外密封罩 41.滚转陀螺仪 42.滚转编码器 43.前环式天平 44.后环式天平 45.信号滑环 46.舵偏机构 47.俯仰陀螺仪 48.俯仰编码器 51.前配重块 52.后配重块。

具体实施方式

下面结合附图和实施例详细说明本实用新型。

如图1所示，本实用新型的超声速风洞模型两自由度支撑装置包括位于超声速风洞轴线、迎向超声速风洞来流的飞行器模型10和与超声速风洞轴线垂直、交点位于飞行器模型10质心的水平的横梁15；横梁15的两端分别插入位于风洞左侧洞壁内的左侧机构和位于风洞右侧洞壁内的对应的右侧机构；

飞行器模型10为半实物仿真模型，飞行器模型10的芯轴16设置有气流通道，高压空气通过横梁15进入芯轴16，从飞行器模型10尾部喷出；

飞行器模型10分为前段模型和后段模型，前段模型内安装有套装在芯轴16上的前环式天平43，后段模型内安装有套装在芯轴16上的后环式天平44；

飞行器模型10的芯轴16上安装有滚转轴承19，飞行器模型10通过滚转轴承19实现自由滚转；

横梁15的左右两端安装有俯仰轴承14，飞行器模型10通过俯仰轴承14实现自由俯仰。

进一步地，所述的飞行器模型10的中心轴线上安装有前后贯通的芯轴16，芯轴16的前端设置有前锥段，芯轴16的后端设置有后锥段；芯轴16的前段安装前环式天平43，芯轴16的后段安装后环式天平44，前环式天平43与芯轴16之间安装有2对滚转轴承19，后环式天平44与芯轴16之间也安装有2对滚转轴承19；芯轴16的前段还安装有滚转编码器42，芯轴16的后段还安装有信号滑环45；

如图2、图3所示，飞行器模型10分为前段模型和后段模型，前段模型通过前锥套17套装前环式天平43并固定在芯轴16上，后段模型通过后锥套18套装后环式天平44并固定在芯轴16上；飞行器模型10的前段模型的头部空腔内从前至后依次安装前配重块51和滚转陀螺仪41；飞行器模型10的后段模型在芯轴16的下游顺序安装有扩张储气段34、舵偏机构46、横向喷管36和后配重块52；

高压空气通过横梁15进入芯轴16的气流通道后进入扩张储气段34，再经横向喷管36喷出。

进一步地，所述的横向喷管36上安装有电磁球阀35，电磁球阀35控制横向喷流的打开关闭以及流量大小。

进一步地，所述的前环式天平43和后环式天平44均为五分量测力天平，测量法向力、俯仰力矩、侧向力、偏航力矩和滚转力矩。

进一步地，如图4所示，所述的左侧机构包括外方窗11和位于外方窗11中心的通过外密封罩37封闭的内方窗12；外方窗11与风洞左侧壁板密封固定连接，内方窗12的中心固定有轴承安装座13，轴承安装座13上安装有俯仰轴承14，横梁15的左端穿过并固定在俯仰轴承14上；

横梁15的左端端头还从内至外依次固定有俯仰编码器48和俯仰陀螺仪47。

进一步地，如图5所示，所述的右侧机构包括外方窗11和位于外方窗11中心的通过外密封罩37封闭的内方窗12；外方窗11与风洞右侧壁板密封固定连接，内方窗12的中心固定有轴承安装座13，轴承安装座13上安装有俯仰轴承14，横梁15的右端穿过并固定在俯仰轴承14上；

横梁15的右端端头还从内至外依次固定有随动气管33、旋转接头32和进气管31，进气管31外接高压空气，旋转接头32与俯仰轴承14同步运动，随动气管33连通旋转接头32和横梁15。

实施例1

本实施例的超声速风洞模型两自由度支撑装置从功能布局上包括安装承力结构、直接力喷流气路与密封结构、测控回路、飞行器模型配重、装配流程与安装精度控制。具体如下：

1.安装承力结构

承力机构包括：外方窗11、内方窗12、轴承安装座13、俯仰轴承14、横梁15、芯轴16、前锥套17、后锥套18和滚转轴承19，以及螺钉、平键、销子等连接件。

外方窗11——通过长方形法兰面配合将试验装置与风洞洞体连接紧固；

内方窗12——通过正方形法兰面配合将外方窗11与轴承安装座13连接为一体，并提供一个平台用于安装驱动离合锁紧机构等；

轴承安装座13——其内部用于俯仰轴承14的安装与定位；

俯仰轴承14——角接触轴承，左右各一组，共4件，以实现模型的俯仰自由运动；

横梁15——关键承力部件，飞行器模型10全部载荷作用在横梁15上，它不仅是俯仰运动的传力部件，也是高压气流右侧通道、测控元件走线左侧通道、俯仰限位、滚转限位、驱动离合等功能实现的核心部件；

芯轴16——关键承力部件，飞行器模型10分前后段，分别连接在芯轴16的前后位置；在其内部设计专用高压气通道；并与滚转轴承19一起实现滚转运动；

前锥套17——通过外圆柱面连接飞行器模型10前段，通过内锥面连接芯轴16前端；

后锥套18——通过外圆柱面连接飞行器模型10后段，通过内锥面连接芯轴16后端；

滚转轴承19——角接触轴承，前段两组，后段两组，共8件，以实现模型的滚动自由运动。

2.直接力喷流气路与密封结构

直接力喷流气路与密封结构包括：进气管31、旋转接头32、随动气管33、横梁15、芯轴16、扩张储气段34、电磁球阀35、横向喷管36、外密封罩37。

进气管31——外接高压气源，最高压力18MPa，连接在旋转接头32的固定端，采用锥面配合、螺纹预紧密封；

旋转接头32——装置在进行俯仰运动时，整个喷流气路一直处于承压工作状态；通过此旋转接头32，使机构运动时保持进气管31固定不变，利于系统的稳定性；采用O型密封圈，螺纹预紧密封；

随动气管33——喷流气路通过专门的随动气管33连接旋转接头32与横梁15的右侧；采用O型密封圈，法兰面压紧密封；

横梁15——其右侧中空，是专用的气路通道，将高压气引入到装置内部；

芯轴16——其中部设计有多个进气小孔，将横梁15中的高压气体一直联通到飞行器模型10的尾部；采用薄铜垫、细牙螺纹预紧密封；

扩张储气段34——专用的气压稳定零件，连接在芯轴16的后端，在此处存放一定量的高压气体，减少压力损失，尽量满足横向喷流时间的要求；采用O型密封圈，螺纹预紧密封；

电磁球阀35——采用了两位三通电磁阀原理，通过切换高压供气回路，实现作动活塞的上下运动，达到喷流流量、时间控制，其响应时间达到20ms以内；

横向喷管36——按飞行器的发动机喷口需求设计，用于飞行器姿态调整；

外密封罩37——包罩并密封内方窗12平台上安装的所有部件，防止风洞气流从俯仰轴承14的缝隙向风洞壁面内部流场溢流。

3.测控回路

测控回路包括：滚转陀螺仪41、滚转编码器42、前环式天平43、后环式天平44、信号滑环45、舵偏机构46、俯仰陀螺仪47。

滚转陀螺仪41——获取并反馈飞行器模型10的滚转角速度；

滚转编码器42——绝对式编码器，获取并反馈飞行器模型10的滚转角度；

前环式天平43——环式五分量天平，获取并反馈飞行器模型10的前段模型的气动力数据；

后环式天平44——环式五分量天平，获取并反馈飞行器模型10的后段模型的气动力数据；

信号滑环45——舵偏机构46、电磁球阀35的控制线路；

舵偏机构46——用于实时操作并反馈飞行器模型10的舵面角度；

俯仰陀螺仪47——获取并反馈飞行器模型10的俯仰角速度；

俯仰编码器48——绝对式编码器，获取并反馈飞行器模型10的俯仰角度。

4.飞行器模型配重

飞行器模型10在试验中应真实的模拟飞行器的状态，须将飞行器模型10前部与后部的整体质量控制在平衡状态，使飞行器模型10的质心在横梁15与芯轴16交汇的中心点。

配重设计中关联的部件有：飞行器模型10及其内部的所有部件、横梁15、俯仰陀螺仪47、随动气管33，和附加的飞行器模型10内前配重块51和后配重块52。

由于真实飞行器飞行是围绕质心转动，同时还需要实现模型滚转运动模拟，飞行器模型也就无法与支撑横梁15实现整体安装连接，必须在质心位置处进行前后分段。关联部件的具体材料需要依据质量惯量参数进行选取，除外购电气元件外，其他部件主要采用7075铝合金和30CrMnSiA合金钢，确保其质量惯量参数和模型承载能力满足设计参数指标要求，在设计过程中采用三维CAD软件中对所有部件进行集成分析，然后进行局部优化调整，基本保证以横梁15中点为中心，模型前后分布的质量基本一致，误差量不超过2Kg，质心偏差小于2mm。同时，在模型头部和尾部布设专用的可拆装配重，用于风洞试验准备中，现场调质消除质量平衡误差。

5.装配流程与安装精度控制

装配流程如下：

在风洞中的装配顺序为：外方窗11——内方窗12——左侧机构的轴承安装座13——横梁15——右侧机构的轴承安装座13——俯仰轴承14——随动气管33——外密封罩37；

飞行器模型10内部的安装顺序为：横梁15——前环式天平43——后环式天平44——芯轴16——滚转轴承19——滚转编码器42——滚转陀螺仪41——前配重块51——飞行器模型10——后配重块52。

本实施例中零部件之间的连接配合面按H7/g6公差研制，零件粗糙度0.8～3.2，同轴度为Φ0.02mm。

本实施例的超声速风洞模型两自由度支撑装置具有以下试验能力：

a.试验马赫数范围1.5～4.0；

b.飞行器模型10的最大尺寸：长度不超过4m，宽度不超过1.2m，高度不超过0.6m；

c.飞行器模型10最大载荷：法向力＝40000N，轴向力＝20000N，侧向力＝20000N；直接力＝2000N；

d.直接力喷流压力15MPa；

e.直接力作用时间为不少于2s；

f.实现飞行器模型10在风洞中俯仰与滚转两自由度自由运动：滚转在-45°～45°可自由活动、俯仰在-25°～25°内运动；

g.实现运动参数实时测量，数字信号和模拟信号的同步测量与控制反馈。

Claims (6)

1.一种超声速风洞模型两自由度支撑装置，其特征在于，所述的装置包括位于超声速风洞轴线、迎向超声速风洞来流的飞行器模型(10)和与超声速风洞轴线垂直、交点位于飞行器模型(10)质心的水平的横梁(15)；横梁(15)的两端分别插入位于风洞左侧洞壁内的左侧机构和位于风洞右侧洞壁内的对应的右侧机构；

飞行器模型(10)为半实物仿真模型，飞行器模型(10)的芯轴(16)设置有气流通道，高压空气通过横梁(15)进入芯轴(16)，从飞行器模型(10)尾部喷出；

飞行器模型(10)分为前段模型和后段模型，前段模型内安装有套装在芯轴(16)上的前环式天平(43)，后段模型内安装有套装在芯轴(16)上的后环式天平(44)；

飞行器模型(10)的芯轴(16)上安装有滚转轴承(19)，飞行器模型(10)通过滚转轴承(19)实现自由滚转；

横梁(15)的左右两端安装有俯仰轴承(14)，飞行器模型(10)通过俯仰轴承(14)实现自由俯仰。

2.根据权利要求1所述的超声速风洞模型两自由度支撑装置，其特征在于，所述的飞行器模型(10)的中心轴线上安装有前后贯通的芯轴(16)，芯轴(16)的前端设置有前锥段，芯轴(16)的后端设置有后锥段；芯轴(16)的前段安装前环式天平(43)，芯轴(16)的后段安装后环式天平(44)，前环式天平(43)与芯轴(16)之间安装有2对滚转轴承(19)，后环式天平(44)与芯轴(16)之间也安装有2对滚转轴承(19)；芯轴(16)的前段还安装有滚转编码器(42)，芯轴(16)的后段还安装有信号滑环(45)；

飞行器模型(10)分为前段模型和后段模型，前段模型通过前锥套(17)套装前环式天平(43)并固定在芯轴(16)上，后段模型通过后锥套(18)套装后环式天平(44)并固定在芯轴(16)上；飞行器模型(10)的前段模型的头部空腔内从前至后依次安装前配重块(51)和滚转陀螺仪(41)；飞行器模型(10)的后段模型在芯轴(16)的下游顺序安装有扩张储气段(34)、舵偏机构(46)、横向喷管(36)和后配重块(52)；

高压空气通过横梁(15)进入芯轴(16)的气流通道后进入扩张储气段(34)，再经横向喷管(36)喷出。

3.根据权利要求2所述的超声速风洞模型两自由度支撑装置，其特征在于，所述的横向喷管(36)上安装有电磁球阀(35)，电磁球阀(35)控制横向喷流的打开关闭以及流量大小。

4.根据权利要求2所述的超声速风洞模型两自由度支撑装置，其特征在于，所述的前环式天平(43)和后环式天平(44)均为五分量测力天平，测量法向力、俯仰力矩、侧向力、偏航力矩和滚转力矩。

5.根据权利要求1所述的超声速风洞模型两自由度支撑装置，其特征在于，所述的左侧机构包括外方窗(11)和位于外方窗(11)中心的通过外密封罩(37)封闭的内方窗(12)；外方窗(11)与风洞左侧壁板密封固定连接，内方窗(12)的中心固定有轴承安装座(13)，轴承安装座(13)上安装有俯仰轴承(14)，横梁(15)的左端穿过并固定在俯仰轴承(14)上；

横梁(15)的左端端头还从内至外依次固定有俯仰编码器(48)和俯仰陀螺仪(47)。

6.根据权利要求1所述的超声速风洞模型两自由度支撑装置，其特征在于，所述的右侧机构包括外方窗(11)和位于外方窗(11)中心的通过外密封罩(37)封闭的内方窗(12)；外方窗(11)与风洞右侧壁板密封固定连接，内方窗(12)的中心固定有轴承安装座(13)，轴承安装座(13)上安装有俯仰轴承(14)，横梁(15)的右端穿过并固定在俯仰轴承(14)上；

横梁(15)的右端端头还从内至外依次固定有随动气管(33)、旋转接头(32)和进气管(31)，进气管(31)外接高压空气，旋转接头(32)与俯仰轴承(14)同步运动，随动气管(33)连通旋转接头(32)和横梁(15)。

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