[发明专利]一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置

说明书

本发明公开了一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置，所述试验模型分为试验模型前段和试验模型后段，所述试验模型前段固定于试验模型后段的一端，所述俯仰动态调整机构连接于试验模型后段内，所述自动锁紧机构连接于俯仰动态调整机构的一端，所述自动锁紧机构远离俯仰动态调整机构的一端与通气尾支杆组件的另一端相连接，所述角位移测量组件内嵌于俯仰动态调整机构。本发明中，与现有张线、条带、机械轴承和常规气浮轴承等类型的动态支撑装置比较，本俯仰动态支撑装置结构紧凑、体积小，能够内置于试验模型质心附近允许的较小安装空间内，与风洞流场互不产生干扰，符合高超声速风洞试验的基本要求。

技术领域

本发明涉及高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置。

背景技术

高超声速飞行器具有机动能力强、再入后续航能力强等显著优势，能适应各种复杂多变的飞行弹道，执行各种快速打击任务，并具有较高的突防成功率，能够有效制约反导系统功能的发挥。高超声速飞行器飞行性能卓越，但其气动布局设计却面临极大挑战：飞行过程中飞行器表面会产生分离、转捩等流动现象，飞行器气动、运动和惯性等因素耦合效应显著，实际飞行中易出现控制失稳现象(如俯仰振荡等)甚至发散失控。在高超声速风洞开展飞行器俯仰自由振荡模拟试验研究，对飞行器设计有着重大的实践意义。高超声速风洞俯仰自由振荡试验系统主要包含试验模型、俯仰动态调整机构、自动锁紧机构、角位移测量组件等子系统。为了能够精确模拟飞行器俯仰自由振荡现象，必须设计满足风洞自由振荡试验模拟的低阻尼俯仰动态支撑装置，解决试验模型俯仰自由度小体积低阻尼动态支撑设计、大力矩自动锁紧设计及试验模型振荡角速度测量问题。

目前，介绍风洞试验动态支撑方法和装置的文献较多，包括张线式和条带式动态支撑等，主要应用于低速风洞和跨超声速风洞的动态风洞试验。2002年，F.Clark Lawrence等人设计了一种由八根钢绳悬浮支撑系统和环状套管结构组成的动态支撑装置，使得试验模型可以在俯仰、滚转方面自由运动、在偏航方向做受限制运动，在加利福尼亚州海军空中作战中心(NAWC)高速空气流系统(HiVAS)中对BOA导弹模型进行了动态风洞试验。JohnC.Magill等人在2003年设计了一种六根钢绳悬浮支撑系统和卡环组件组成的动态支撑装置，允许模型在滚转、俯仰、偏航三个方向自由运动，并先后对该动态支撑装置进行改进并开展了验证性动态风洞试验。国内动态风洞试验也是在低速风洞和跨超声速风洞进行，主要采用张线式和条带式动态支撑方式开展动态风洞试验技术研究。2010年，胡静等人(风洞虚拟飞行试验技术初步研究)，实验流体力学，2010年设计了一种由8根张线和组合轴承系统组成的动态支撑装置，允许模型在滚转和偏航方向自由运动，并在FD-10低速风洞中开展动态试验技术研究。2013年，彭超等人(9FL-26风洞条带悬挂支撑內式天平研制)，实验流体力学，2013年开展了大飞机的条带悬挂支撑试验技术研究，并在FL-26风洞进行大型飞机的精确测力试验及支撑干扰测力试验。2017年，发明人开展了基于机械轴承支撑、电磁锁紧解锁的偏航-滚转双自由度耦合动态支撑试验技术研究一种高超声速风洞试验模型动态支撑的方法及装置(专利号：201418010724.5，2017.09)，用于开展飞行器偏航-滚转耦合动态风洞试验研究。目前，国内尚无高超声速风洞开展俯仰自由振荡动态试验相关的文献报道。

张线和条带在高超声速风洞流场中容易产生激波，对风洞流场结构产生影响，对试验模型气动力产生较大的干扰。机械轴承的摩擦阻尼远大于导致飞行器自由振荡的气动耦合作用，不满足开展风洞俯仰自由振荡模拟试验要求。

发明内容

(1)要解决的技术问题

本发明的目的在于克服现有技术的不足，适应现实需要，提供一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置，以解决背景技术中提出的问题。

(2)技术方案

为了实现本发明的目的，本发明所采用的技术方案为：