[发明专利]用于高速飞翼模型大攻角下俯仰偏航强迫振动动导数试验装置

说明书

一种用于高速飞翼模型大攻角下俯仰偏航强迫振动动导数试验装置，包括：电机驱动装置、刚性支撑装置、简谐运动转换装置、运动传递装置、信号测量装置；电机驱动装置为整个动导数试验装置的力矩输出部分；刚性支撑装置将整个试验装置安装在风洞内，并且支撑电机驱动装置、简谐运动转换装置和信号测量装置；简谐运动转换装置将电机驱动装置输出的连续旋转运动转换为试验需要的简谐运动，并将简谐运动传递到运动传递装置上；运动传递装置直接连接在信号测量装置中部，驱动信号测量装置做指定形式的简谐运动；信号测量装置测量整个运动过程中的力、力矩和角位移信号。

技术领域

本发明涉及一种通过小振幅强迫振动方法测量高速飞翼模型大攻角下俯仰/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。

飞翼布局飞行器仅由一融合翼身、后掠角为50-60°三角/钻石/λ翼面构成的中等展弦比气动外形的飞行器,全机没有平尾、垂尾、鸭翼等安定面,也没有传统意义上的机身。通过合理设置展向和弦向厚度分布来为飞机总体布置提供足够的内部空间，在外形上体现出平滑过渡、高度融合的几何特征，融合体飞翼布局飞行器气动力呈现强耦合特征。在高隐身和高机动性的约束下，飞翼布局飞行器已逐渐成为未来飞行器的发展方向，如欧洲的“神经元”无人作战飞机、美国的X-45C和X-47B、中国的“利剑”以及美国格鲁曼公司的飞翼布局传感器飞行器等。

飞翼布局飞行器尽管结构简单、动升力高、超机动性好、隐身性能优。但是飞翼布局飞行器在动态稳定性与控制方面存在明显的缺点，如由于缺少垂尾与控制面，同时要满足隐身性能约束，导致飞翼布局飞行器横、航向稳定性缺失与控制效能不足，通常在稳定边界边缘区域飞行，会在超机动过程中出现不可控不稳定。动态稳定性与控制的不足与缺失严重制约飞翼布局飞行器在未来飞行器上的广泛应用。

风洞动态试验技术是研究飞翼布局飞行器横、航向非定常气动力以及气动耦合、交叉耦合等动态稳定性问题的重要研究手段，因此通过风洞试验获取小展弦比飞翼布局飞行器的动导数数据，为研究其动稳定特性提供重要支撑。

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。