[发明专利]一种一体化冲击气动力测量系统

说明书

本发明实施例涉及一种一体化冲击气动力测量系统，所述系统，包括：高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆；其中，将所述高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆作为不可分离设计的整体系统进行结构设计；其中，所述风洞天平包括轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件，分别用于测量法向力Y、俯仰力矩Mz、轴向力X。

技术领域

本发明实施例涉及航空航天工程测量技术领域，尤其涉及一种一体化冲击气动力测量系统。

背景技术

传统测力天平以应变计天平为主，主要是该类型天平具有精准度高、成本低、应用可靠等优点，但是该类型天平由于具有较小的刚度，一般不能直接应用在脉冲型风洞中的气动力测量试验。脉冲型风洞(如激波风洞)进行气动力测量试验并不成熟，其应变天平技术在短试验时间激波风洞的应用受限，主要原因就是传统的支撑测力系统结构形式在短试验时间内的惯性振动干扰很大，有时甚至干扰信号远远大于试验天平信号。所以，应变天平在脉冲型风洞气动力测量试验中很少使用。

另外，因为传统测力支撑结构刚度低，其低频惯性干扰影响很大，比如其频率如果低到在试验时间内不足半个或一个周期，该信号是不能使用的，更谈不上精准度的问题。

综合考虑以上测力传感器(风洞天平)、支撑结构、模型重量与尺度等影响高超声速飞行器在脉冲型风洞中进行气动力测量的可行性与精准度的关键因素，且目前可产生高超声速真实飞行条件试验来流的高焓风洞大多为脉冲型风洞，如激波风洞。为提高高焓飞行条件下，即真实气体效应影响下的高超声速飞行器气动力测量试验的精、准度，急需一种适用于脉冲型高焓风洞的一体化冲击气动力测量系统。

发明内容

鉴于此，为解决上述技术问题或部分技术问题，本发明实施例提供一种一体化冲击气动力测量系统，适用于脉冲型高焓风洞。

第一方面，本发明实施例提供一种一体化冲击气动力测量系统，应用于脉冲型高焓风洞，所述系统包括：

高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆；

其中，将所述高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆作为不可分离设计的整体系统进行结构设计；

其中，所述风洞天平包括轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件，分别用于测量法向力Y、俯仰力矩Mz、轴向力X。

在一个可能的实施方式中，所述风洞天平，还包括：

滚转力矩测量元件、侧向力测量元件、偏航力矩测量元件，分别用于测量滚转力矩Mx、侧向力Z、偏航力矩My。

在一个可能的实施方式中，所述轴向力测量元件采用∏型梁，所述法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件采用常规单柱矩形梁，通过采用最简单结构提高低阶振动频率。

在一个可能的实施方式中，对于所述高超声速飞行器气动力测量模型、风洞天平以及支撑杆，采用有限元结构分析，进行一体化设计和优化改进。

在一个可能的实施方式中，所述系统还包括：

应变计，用于对所述轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件的变形进行量化测量。

在一个可能的实施方式中，所述轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件的振动低阶模态频率满足f≥2/t Hz，其中f为该分量力在其方向的低阶振动模态频率，t为脉冲型风洞的有效试验时间。

在一个可能的实施方式中，所述轴向力测量元件、法向力测量元件以及俯仰力矩测量元件在最大载荷作用下，变形产生的应变ε均≥50με。