[發(fā)明專利]一種基于兩套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的級(jí)間分離風(fēng)洞試驗(yàn)裝置和試驗(yàn)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201811212433.8
• 申請(qǐng)日: 2018-10-15
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN109297666B
• 公開(kāi)（公告）日: 2020-03-31
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 錢豐學(xué);高鵬;張新明;劉奇;郭鵬;王元靖;暢利俠;王紅彪;易國(guó)慶
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所
• 主分類號(hào): G01M9/02
• 分類號(hào): G01M9/02;G01M9/06;G01M9/08
• 代理公司: 成都天既明專利代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 51259
• 代理人: 李欽

本發(fā)明提供了一種基于兩套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的級(jí)間分離風(fēng)洞試驗(yàn)裝置和試驗(yàn)方法,該發(fā)明利用位于風(fēng)洞駐室的兩套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)飛行器前、后級(jí)模型獨(dú)立運(yùn)動(dòng)來(lái)模擬飛行的姿態(tài)和相對(duì)位置，通過(guò)兩套天平測(cè)量前、后級(jí)模型氣動(dòng)載荷，并在飛行器前、后級(jí)各自體軸系中求解動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，由此計(jì)算出下一時(shí)刻飛行器前、后級(jí)姿態(tài)和相對(duì)位置供驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)將風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼{(diào)節(jié)到目標(biāo)值,以上過(guò)程循環(huán)可實(shí)現(xiàn)級(jí)間分離軌跡模擬試驗(yàn)；本發(fā)明可實(shí)現(xiàn)級(jí)間分離飛行中飛行器前、后級(jí)各自姿態(tài)的有效模擬和干擾氣動(dòng)力的同時(shí)測(cè)量，可以獨(dú)立求解飛行器前、后級(jí)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，真實(shí)復(fù)現(xiàn)級(jí)間分離的飛行器前、后級(jí)的獨(dú)立運(yùn)動(dòng)過(guò)程，可適用于跨超聲速風(fēng)洞全速域范圍。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空航天工業(yè)空氣動(dòng)力學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于兩套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的級(jí)間分離風(fēng)洞試驗(yàn)裝置和試驗(yàn)方法。

背景技術(shù)

目前，級(jí)間分離問(wèn)題的試驗(yàn)研究方法主要有以下三種：(1)采用網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)，在預(yù)先給定的相對(duì)位置點(diǎn)陣和相對(duì)姿態(tài)條件下進(jìn)行模型氣動(dòng)力測(cè)量，在前級(jí)模型干擾流場(chǎng)中獲取后級(jí)模型的氣動(dòng)力系數(shù)。然后建立飛行器前、后級(jí)的動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，利用插值手段獲取氣動(dòng)力作為輸入，在給定初始狀態(tài)條件下求解運(yùn)動(dòng)學(xué)參數(shù)，仿真獲得分離軌跡，確定級(jí)間分離特性。此方法屬于間接方法，所需的試驗(yàn)矩陣大，試驗(yàn)工作量大，試驗(yàn)費(fèi)用高。另外，求解過(guò)程需要對(duì)氣動(dòng)力進(jìn)行插值，因而級(jí)間分離特性預(yù)計(jì)誤差依賴于數(shù)據(jù)點(diǎn)陣密度。(2)在風(fēng)洞流場(chǎng)中固定飛行器前級(jí)模型，通過(guò)CTS試驗(yàn)裝置模擬飛行器后級(jí)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)來(lái)進(jìn)行級(jí)間分離試驗(yàn)，該方法可以直接獲得分離軌跡，但是，通常CTS試驗(yàn)裝置只有一套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，只能模擬級(jí)間分離中的某一級(jí)(后級(jí))的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，無(wú)法模擬飛行器前、后兩級(jí)均有姿態(tài)變化的分離工況。另外，CTS一般將運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)及其驅(qū)動(dòng)裝置置于流場(chǎng)中，帶來(lái)兩個(gè)問(wèn)題，一是對(duì)流場(chǎng)干擾大；二是難以承受超聲速高馬赫數(shù)風(fēng)洞啟動(dòng)、關(guān)車時(shí)的沖擊載荷，試驗(yàn)的M數(shù)范圍受限。(3)采用動(dòng)力投放技術(shù)，利用驅(qū)動(dòng)力將后級(jí)模型投放于風(fēng)洞流場(chǎng)，采用攝像系統(tǒng)獲得后級(jí)模型的運(yùn)動(dòng)影像，識(shí)別級(jí)間分離特性。該方法需要模擬質(zhì)量分布，模型研制難度大，模型投放后容易損壞。另外分離特性識(shí)別基于圖像數(shù)據(jù)，辨識(shí)精度受限。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是提供一種基于兩套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的級(jí)間分離風(fēng)洞試驗(yàn)裝置和試驗(yàn)方法，通過(guò)四個(gè)自由度運(yùn)動(dòng)參數(shù)解決飛行器前后、級(jí)鉛垂面內(nèi)分離運(yùn)動(dòng)的完備模擬問(wèn)題。

為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

一種基于兩套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的級(jí)間分離風(fēng)洞試驗(yàn)裝置，包括飛行器前級(jí)模型運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和飛行器后級(jí)模型運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，

所述飛行器前級(jí)模型運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)包括設(shè)置在風(fēng)洞壁板外的上驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)和設(shè)置在風(fēng)洞壁板內(nèi)的前級(jí)模型，前級(jí)模型通過(guò)前級(jí)天平連接到上支臂，上支臂穿出風(fēng)洞壁板連接到上驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)；

所述飛行器后級(jí)模型運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)置在風(fēng)洞壁板外的下驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)和設(shè)置在風(fēng)洞壁板內(nèi)的后級(jí)模型，后級(jí)模型通過(guò)后級(jí)天平和天平支桿連接到下支臂，下支臂通過(guò)下機(jī)構(gòu)穿出風(fēng)洞壁板連接到下驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)；

所述上驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)和下驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)分別連接到控制器，控制器獨(dú)立控制兩個(gè)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)前、后級(jí)模型分離姿態(tài)的同步模擬。

在上述技術(shù)方案中，所述上支臂為倒Z型葉片支臂，一端連接到前級(jí)天平的后錐上，前級(jí)天平與前級(jí)模型連接。

在上述技術(shù)方案中，所述上支臂的主干部分后傾，截面沿高度方向線性收斂。

在上述技術(shù)方案中，所述上驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)和下驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)分別包括有驅(qū)動(dòng)器和由驅(qū)動(dòng)器控制的電機(jī)，所述電機(jī)輸出通過(guò)絲桿和連接機(jī)構(gòu)連接到支臂。

在上述技術(shù)方案中，其試驗(yàn)方法包括如下步驟：

步驟一：系統(tǒng)連接與風(fēng)洞啟動(dòng)

前、后級(jí)模型與兩套運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)連接，檢查連接邏輯和物理關(guān)系，上電、啟動(dòng)、自檢。