[发明专利]一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置

说明书

一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置，包括动态天平、支撑机构、侧滑角机构和滚转角机构。动态天平通过支撑机构连接到侧滑角机构上，滚转角机构也连接到侧滑角机构上，且通过侧滑角机构和滚转角机构之间的配合调整侧滑角机构和滚转角机构之间的相对位置和角度，满足不同攻角、侧滑角和滚转角工况下的试验测试需求。本发明可以在定频或扫频模式下，由伺服电机输出扭矩带动传动轴进行连续旋转运动，通过偏心凸轮与动态天平的凹槽配合，完成运动形式转换，实现简谐强迫振动。本发明结构合理紧凑，具有法向承载大、精度高等优点，在航天航空领域有重大应用价值。

技术领域

本发明涉及一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置，属于风洞测试技术领域。

背景技术

在进行飞行控制系统设计与飞行器动态品质分析时，气动力和力矩以气动导数形式出现，即静、动稳定导数，由于产生机理复杂，通常利用强迫振动风洞试验获取上述参数。

动导数风洞试验利用模型振荡来模拟飞行器的刚体运动模态来得到动导数。随着高速飞机、导弹、火箭和再入飞行器的发展，飞行品质和动稳定性问题越来越被重视，动导数试验也变得越来越重要。特别是超音速、高超音速范围以及大幅度扰动和大范围机动条件下的试验和测量技术，故此整个强迫振动试验装置有必要进行优化设计。

根据新型面对称飞行器的风洞试验任务要求，一方面飞行器法向载荷大，要解决载荷与刚度匹配问题，研制新型强迫振动试验技术以形成面对称飞行器的动态试验能力。另一方面，要求同时精确测量飞行器的静导数与动导数。目前的强迫振动试验装置法向载荷承载能力不高，扭矩输出部件安装和固定不理想，在试验精度上有所不足，同时也缺少实现试验攻角、侧滑角和滚转角叠加的能力。

新型面对称飞行器的特点主要是法向载荷远大于横向载荷，为此，需要一种新型强迫振动试验装置来解决上述问题，能够进行这一类飞行器的动态风洞试验。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置。采用独特的设计思路和结构形式来增加支撑机构的刚度和承载能力，确保试验振动频率和振幅可控精确，实现确定频率、振幅的高精度简谐强迫振动。

本发明的技术解决方案是：

一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置，包括：动态天平、支撑机构、侧滑角机构和滚转角机构，动态天平通过支撑机构连接到侧滑角机构上，滚转角机构也连接到侧滑角机构上，且通过侧滑角机构和滚转角机构之间的配合调整侧滑角机构和滚转角机构之间的相对位置和角度，实现不同攻角、侧滑角和滚转角工况下的试验测试。

支撑机构包括：直支杆、偏心凸轮、传动轴、弹簧挡圈、弹性垫圈和角接触轴承；

直支杆为筒状结构，前端与动态天平通过圆锥面配合，尾部与侧滑角机构通过圆锥面配合；

传动轴设置在直支杆内部，传动轴两端各设置有安装槽，弹簧挡圈、弹性垫圈和角接触轴承设置在传动轴的安装槽上，用于调整传动轴的轴向位置和旋转；传动轴的头部通过偏心凸轮连接动态天平，传动轴的连续旋转运动转化为动态天平的往复摆动。

侧滑角机构包括：弯支杆、联轴器、减速器安装座、减速器、伺服电机和电机盖板；

弯支杆包括两个部分，分别为支撑壳体和角度板，角度板位于支撑壳体上，且角度板上分布有多个角度调节孔，支撑壳体为空心圆筒状，联轴器、减速器安装座、减速器和伺服电机依次连接在一起，设置在支撑壳体内部，支撑机构的传动轴通过联轴器连接减速器；

支撑壳体上设置有观察窗，用于观察所述传动轴与减速器的连接。

角度板的角度调节范围为0°～16°。