[发明专利]风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法

说明书

本发明涉及一种风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法，包括试验模型主体、舵面自动偏转机构、主动旋转组件、测力天平和支撑件；所述的试验模型主体包括前后两个带舵面的弹身以及两个弹身之间的连接弹身；所述舵面自动偏转机构分别内置于所述试验模型主体的不同舵面部位，分别驱动对应舵面单独旋转，所述主动旋转组件通过定子与所述测力天平固连，通过转子与连接弹身固定，通过电机组件Ⅰ与前弹身固连，在所述电机组件的驱动下前弹身的舵面相对后弹身的舵面旋转，通过另一电机组件Ⅱ驱动整个试验模型主体相对支撑件旋转，支撑件与所述测力天平固连。

技术领域

本发明涉及的是风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法，属于风洞试验技术领域。

背景技术

全模型测力试验目的是为飞机、导弹等各种飞行器型号的设计和改型提供必需的气动力数据。一个新型飞行器的外形首先要经过风洞对各种方案的测力试验才能确定，方案确定后，还要进行最后设计的校核试验。所以它是飞行器型号设计中最基本的试验项目，通常成为常规测力试验。其试验内容是在飞行速度和姿态角范围内测量全机的气动力，如升力、阻力、侧力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩特性；测量各操纵面，如升降舵(或全动平尾)、副翼、方向舵和襟翼等的效率；测量飞行器各部件，如机翼、机身、尾翼、外挂物、起落架、襟翼、减速板、腹鳍等的气动力贡献及相互干扰特性；为了给出试验精度，有时还要做同一模型状态和试验条件下多次(一般为7次)重复性试验。

目前国内全模型常规测力试验主要有两类，一类是纵向试验，一类是横向试验。全模型纵向测力试验是把模型安装在风洞的迎角机构上，侧滑角为零，在固定的气流速度(或M数)下，改变模型不同的迎角，通过天平测量不同迎角的气动力。迎角变化有以下两种方法：

1)迎角阶梯变化法。这种方法是由试验程序预先给定模型迎角变化阶梯，当模型姿态达到预定的迎角后作短暂停留，待所测各参数稳定后，进行数据采集，当数据采集完毕后进入下一个预定的迎角阶梯，直到测完全部预定的迎角为止。目前大多数风洞都采用这种方法变迎角。

2)迎角连续变化法。这种方法是在一次试验过程中，在所要求测量的迎角范围内，模型迎角以一定的速率连续变化，与此同时，用采样速率很高的数据采集系统连续地采集被测参数，然后通过计算机对所采集的大量数据按特定的规律进行挑选、处理，从而得到所要求迎角下的各被测参数。连续变迎角方法试验的优点是可以大大缩短试验时间，而且可以得到所测迎角范围内的任意一个迎角和任意迎角间隔的试验数据。连续变迎角的速率不能大，通常为0.5°/s～2°/s。当迎角较大时，要考虑模型离心力对天平轴向力测值的修正。当作大迎角试验时，不宜采用连续变迎角的方法，因为迎角大到一定值时，机体前段会出现非对称漩涡，涡破裂点正好在翼面上，因此作用在模型上的气动力非定常性非常明显，测量精度将会受到影响。

当模型的侧滑角不为零或方向舵、副翼偏角不为零时，在飞机模型上不仅作用有纵向空气动力分量，而且还有横侧分量。横侧空气动力分量主要随侧滑角变化，但迎角变化时，横侧空气动力分量也会有较大的变化。在进行横侧空气动力特性试验时，一般是在给定几个迎角α下改变一系列侧滑角β。测出给定迎角下模型在不同侧滑角时的空气动力分量，这种试验称为横向试验。但是，也有在给定几个侧滑角β(β≠0)下改变一系列迎角α，测出给定侧滑角下模型不同迎角时的各空气动力分量，可获得不同侧滑角下飞行器气动特性，尤其是横侧气动特性随迎角变化的情况。在给定侧滑角β(β≠0)下改变一系列迎角α的模型测力试验称“准”纵向测力试验。横向试验变侧滑角的方法有四种：1)模型转滚转角γ方法；2)用侧滑角机构变侧滑角方法；3)模型预偏侧滑角β方法；4)双转轴式试验方法。

此外，跨超声速风洞中，绝大多数全模型都是利用尾支杆支撑，除此以外，还有腹部支撑和张线(钢带)支撑等其他型式。