[发明专利]一种用于高速风洞超大攻角多频复合运动的试验装置

说明书

本发明提出了一种用于高速风洞超大攻角多频复合运动的试验装置，包括：支撑装置；外侧驱动装置和内侧驱动装置，由所述支撑装置支撑；试验模型支撑装置，用于支撑试验模型，所述外侧驱动装置和内侧驱动装置与所述试验模型支撑装置的驱动端连接，用于驱动所述试验模型支撑装置运动；随动端支撑装置，用于支撑所述试验模型支撑装置的随动端；运动测量装置，用于测量所述试验模型的运动角度。本发明的试验装置采用双侧支撑的形式，能够实现攻角0～360°连续运动时支撑干扰最小化和均匀化。将外侧驱动和内侧驱动同时放置于一个支持轴承座内，实现二者输出之间叠加，同时驱动试验机构运动，可以实现超大攻角俯仰运动时运动速度最大化和驱动扭矩最大化。

技术领域

本发明属于风洞实验技术领域，具体地涉及一种用于高速风洞超大攻角多频复合运动和运动测量的试验装置。

背景技术

新型导弹在快速翻转机动过程中，导弹绕流流场十分复杂。以往在线性范围内量值很小、对总体气动力影响不大的非定常气动力，在飞行姿态和运动参数作快速变化的机动飞行中，量级突然增大，往往左右着整个导弹的气动特性。导弹在快速翻转机动过程中，其飞行攻角可达180°，翻转角速度大于180°/s，现有的高速风洞大振幅试验技术不能完全模拟导弹快速翻转历程中的飞行姿态和运动参数。因此，需要建立超大攻角快速翻转动态试验技术。突破该项关键技术需设计满足超大攻角/高翻转角速度/高刚度/大载荷的运动系统，研制同时具备大刚度、高灵敏度的天平结构形式，满足超大攻角下动态气动力的快速响应和精确测量。

美、俄等航空航天发达国家，由于其先进飞行器发展迅速，型号研制需求强烈，风洞基础良好，大攻角气动力及其风洞试验技术研究起步较早。如美国上世纪八十年代中期开始实施大攻角研究计划，进行了大量的大攻角静态试验、动态试验、数值模拟和流动机理、建模方法与控制技术研究，使大攻角气动力预测技术逐步成熟，形成了具有代表性的大攻角静、动态气动力综合研究体系。促进了具有过失速机动能力战斗机F-22的研制成功。

我国从上世纪八十年代开始飞行器动态特性试验研究。国内三家主力空气动力学研究机构，中国航天空气动力技术研究院、军事科学院空气动力试验基地和中航工业空气动力研究院先后在多座生产型风洞中建立动态试验装置和试验技术，针对飞行器的大攻角动态气动特性评估分析开展了大量试验研究工作。

当攻角增大，随之产生的气流分离与再附着、涡破碎等非定常、迟滞现象难以通过常规小振幅动导数风洞试验表现出来。为了模拟大攻角飞行特性，必须采用新的风洞试验技术。进入90年代，特别是“九五”以来，在空气动力学预先研究项目的支持下，各气动研究单位又都相继在生产型高低速风洞建立了一系列用于动态气动力研究的试验装置。其中，大振幅动态风洞试验研究成为模拟飞机大攻角运动的必备手段。

目前国内高速生产型风洞中建立的大振幅振荡试验技术，试验振幅达到30°，模型最大攻角为75°，振荡频率可以达到3.15Hz，很难满足新型导弹快速翻转运动的需求。因此为了实现对新型导弹在快速翻转机动过程中模拟，在高速风洞中建立最大振幅90°，0～180°攻角快速运动的试验装置很有必要。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于高速风洞超大攻角多频复合运动的试验装置。

本发明提供一种用于高速风洞超大攻角多频复合运动的试验装置，包括：

支撑装置；

外侧驱动装置和内侧驱动装置，由所述支撑装置支撑；

试验模型支撑装置，用于支撑试验模型，所述外侧驱动装置和内侧驱动装置与所述试验模型支撑装置的驱动端连接，用于驱动所述试验模型支撑装置运动；

随动端支撑装置，用于支撑所述试验模型支撑装置的随动端；

运动测量装置，用于测量所述试验模型的运动角度。

进一步地，所述支撑装置包括轴承座、输出端面板、随动端面板；