[发明专利]一种适用于马赫数8.0下的俯仰偏航强迫振动动导数试验装置

说明书

一种适用于马赫数8.0下的俯仰偏航强迫振动动导数试验装置，包括：驱动装置、水冷装置、支撑装置、运动转换装置、力矩传递装置、测量装置；驱动装置作为整个试验装置的动力源，水冷装置为驱动装置提供正常工作环境，通过支撑装置将整个试验装置安装在风洞内；同时，支撑装置为驱动装置、水冷装置、运动转换装置提供安装支撑，运动转换装置将驱动装置的输出转换成简谐运动并传递至力矩传递装置，由力矩传递装置驱动测量装置做强迫振动，测量装置测量强迫振动过程中的俯仰、偏航角位移以及力矩信号。

技术领域

本发明涉及一种在高超声速风洞马赫数8.0下通过小振幅强迫振动方法测量飞行器试验模型俯仰/偏航方向动导数的风洞试验装置。

背景技术

飞行器的气动设计和控制系统设计都要求提供飞行器在其飞行条件下的动稳定导数数据。飞行器在作姿态改变的动作或受到气流干扰时,会发生偏离平衡姿态的俯仰、偏航或滚转振动。动稳定性研究的目的是预示这些振动的衰减趋势和规律。对于被动式阻尼控制的飞行器来说，飞行器的动态飞行品质和可靠性要求对飞行器动稳定性的预示提出了极高的要求。过低的动稳定性容易导致飞行器的角运动发散，这样，将严重影响飞行器的飞行姿态。因此，动导数的准确预示显得尤为重要。

动导数也称动稳定性导数，用来描述飞行器进行机动飞行和受到扰动时的气动特性。是飞行器气动性能设计、控制系统和总体设计中必不可少的气动参数。动稳定性导数对于飞行器设计师们来说是很重要的，因为这些导数能提供飞行器的自然稳定性、控制舵面效率和机动性能，另外这些导数也使得飞行器的几何特性在初步设计过程中呈现着特别重要的意义。

从70年代时起，对升力体外形的航天飞行器的动态气动特性研究日趋深入，如航天飞机、X-37B和HL20等。美国为了满足航天飞行器自主研发的需要，以基础科研为核心，研究所涉及的布局外形以钝锥外形为基础，通过几何特征参数变化形成系列化与形谱化升力体布局外形，重点研究由于布局变化带来的增加升阻比与钝前缘分离，对纵、横航向气动耦合特性的影响，为航天飞行器气动布局设计积累了大量经验、理念与知识。这类航天飞行器往往具有较高飞行马赫数，一般大于马赫数8.0。

目前风洞动稳定导数试验常用的方法是自由振动试验方法和强迫振动试验方法，通过测量作用于模型上的气动力、力矩和测量模型的运动参数，求出其动稳定导数。由于自由振动试验方法只适用于做直接阻尼导数的测量，不能做交叉和交叉耦合导数的测量，并且也只能测量正阻尼导数的测量，为了较为全面的获得飞行器的动稳定导数，尤其是获得交叉、交叉耦合导数，多采用强迫振动试验方法。

强迫振动试验方法是使用激振器驱动模型在某一自由度下做固定频率和固定振幅的简谐振动，通过应变天平测出模型在不同自由度产生的响应，通过数据处理进而求得动稳定导数。强迫振动试验装置主要由激振装置、动态天平、位移传感器、支杆等几部分组成，它们的功能是提供模型在风洞试验段内按一定要求的规律运动，并能测量其振动的幅值、频率以及作用在模型上的力和力矩。激振装置一般有电机激振、电磁激振、液压激振几种方式。电机激振方式受限于电机工作温度影响，一般电机工作温度不高于70℃，而高超声速风洞在马赫数大于6时试验段温度会高于这一工作温度。

获得马赫数8.0下飞行器的动导数对气动性能设计、控制系统和总体设计是非常重要的，通过风洞试验获得飞行器动导数显得尤为重要，因此需要一种强迫振动动导数试验装置。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于马赫数8.0下的俯仰偏航强迫振动动导数试验装置。

本发明的技术解决方案是：一种适用于马赫数8.0下的俯仰偏航强迫振动动导数试验装置，包括：驱动装置、水冷装置、支撑装置、运动转换装置、力矩传递装置、测量装置；