[發明專利]風洞模型多姿態耦合實時測力裝置和試驗方法

有效

• 申請號: 202010350556.9
• 申請日: 2020-04-28
• 公開（公告）號: CN111623951B
• 公開（公告）日: 2022-05-24
• 發明（設計）人: 李廣良;董金剛;張江;魏忠武;秦永明
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06;G01M9/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

本發明涉及一種風洞模型多姿態耦合實時測力裝置和試驗方法，包括試驗模型主體、舵面自動偏轉機構、主動旋轉組件、測力天平和支撐件；所述的試驗模型主體包括前后兩個帶舵面的彈身以及兩個彈身之間的連接彈身；所述舵面自動偏轉機構分別內置于所述試驗模型主體的不同舵面部位，分別驅動對應舵面單獨旋轉，所述主動旋轉組件通過定子與所述測力天平固連，通過轉子與連接彈身固定，通過電機組件Ⅰ與前彈身固連，在所述電機組件的驅動下前彈身的舵面相對后彈身的舵面旋轉，通過另一電機組件Ⅱ驅動整個試驗模型主體相對支撐件旋轉，支撐件與所述測力天平固連。

技術領域

本發明涉及的是風洞模型多姿態耦合實時測力裝置和試驗方法，屬于風洞試驗技術領域。

背景技術

全模型測力試驗目的是為飛機、導彈等各種飛行器型號的設計和改型提供必需的氣動力數據。一個新型飛行器的外形首先要經過風洞對各種方案的測力試驗才能確定，方案確定后，還要進行最后設計的校核試驗。所以它是飛行器型號設計中最基本的試驗項目，通常成為常規測力試驗。其試驗內容是在飛行速度和姿態角范圍內測量全機的氣動力，如升力、阻力、側力、俯仰力矩、偏航力矩和滾轉力矩特性；測量各操縱面，如升降舵(或全動平尾)、副翼、方向舵和襟翼等的效率；測量飛行器各部件，如機翼、機身、尾翼、外掛物、起落架、襟翼、減速板、腹鰭等的氣動力貢獻及相互干擾特性；為了給出試驗精度，有時還要做同一模型狀態和試驗條件下多次(一般為7次)重復性試驗。

目前國內全模型常規測力試驗主要有兩類，一類是縱向試驗，一類是橫向試驗。全模型縱向測力試驗是把模型安裝在風洞的迎角機構上，側滑角為零，在固定的氣流速度(或M數)下，改變模型不同的迎角，通過天平測量不同迎角的氣動力。迎角變化有以下兩種方法：

1)迎角階梯變化法。這種方法是由試驗程序預先給定模型迎角變化階梯，當模型姿態達到預定的迎角后作短暫停留，待所測各參數穩定后，進行數據采集，當數據采集完畢后進入下一個預定的迎角階梯，直到測完全部預定的迎角為止。目前大多數風洞都采用這種方法變迎角。

2)迎角連續變化法。這種方法是在一次試驗過程中，在所要求測量的迎角范圍內，模型迎角以一定的速率連續變化，與此同時，用采樣速率很高的數據采集系統連續地采集被測參數，然后通過計算機對所采集的大量數據按特定的規律進行挑選、處理，從而得到所要求迎角下的各被測參數。連續變迎角方法試驗的優點是可以大大縮短試驗時間，而且可以得到所測迎角范圍內的任意一個迎角和任意迎角間隔的試驗數據。連續變迎角的速率不能大，通常為0.5°/s～2°/s。當迎角較大時，要考慮模型離心力對天平軸向力測值的修正。當作大迎角試驗時，不宜采用連續變迎角的方法，因為迎角大到一定值時，機體前段會出現非對稱漩渦，渦破裂點正好在翼面上，因此作用在模型上的氣動力非定常性非常明顯，測量精度將會受到影響。

當模型的側滑角不為零或方向舵、副翼偏角不為零時，在飛機模型上不僅作用有縱向空氣動力分量，而且還有橫側分量。橫側空氣動力分量主要隨側滑角變化，但迎角變化時，橫側空氣動力分量也會有較大的變化。在進行橫側空氣動力特性試驗時，一般是在給定幾個迎角α下改變一系列側滑角β。測出給定迎角下模型在不同側滑角時的空氣動力分量，這種試驗稱為橫向試驗。但是，也有在給定幾個側滑角β(β≠0)下改變一系列迎角α，測出給定側滑角下模型不同迎角時的各空氣動力分量，可獲得不同側滑角下飛行器氣動特性，尤其是橫側氣動特性隨迎角變化的情況。在給定側滑角β(β≠0)下改變一系列迎角α的模型測力試驗稱“準”縱向測力試驗。橫向試驗變側滑角的方法有四種：1)模型轉滾轉角γ方法；2)用側滑角機構變側滑角方法；3)模型預偏側滑角β方法；4)雙轉軸式試驗方法。

此外，跨超聲速風洞中，絕大多數全模型都是利用尾支桿支撐，除此以外，還有腹部支撐和張線(鋼帶)支撐等其他型式。