[發(fā)明專利]一種模擬機動飛行時轉(zhuǎn)子動力特性的試驗裝置及試驗方法

在審

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• 申請日: 2020-11-18
• 公開（公告）號: CN112649201A
• 公開（公告）日: 2021-04-13
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 羅貴火;陳麗佳;鄭楠;陳茉莉;鳳朝軍;韓佳奇
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G01M15/02
• 分類號: G01M15/02;G01M15/14
• 代理公司: 南京蘇高專利商標事務(wù)所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發(fā)明公開了一種模擬機動飛行時轉(zhuǎn)子動力特性的試驗裝置，包括旋轉(zhuǎn)軸、懸臂結(jié)構(gòu)、轉(zhuǎn)子試驗器、轉(zhuǎn)子安裝座、配重、轉(zhuǎn)子控制器以及采集設(shè)備。轉(zhuǎn)子試驗器通過轉(zhuǎn)子安裝座固定在懸臂結(jié)構(gòu)的一端，可呈現(xiàn)不同的俯仰角度。工作過程中，旋轉(zhuǎn)軸帶動懸臂結(jié)構(gòu)旋轉(zhuǎn)，模擬飛行器的機動動作，同時轉(zhuǎn)子試驗器驅(qū)動電機通過無線功能實時控制轉(zhuǎn)速，模擬發(fā)動機轉(zhuǎn)子的高速旋轉(zhuǎn)，并利用采集設(shè)備對機動過載條件下的動力響應(yīng)信號進行采集。本發(fā)明可模擬機動轉(zhuǎn)彎、橫滾及兩者的合成動作，且最高離心力過載可達到50個g，能夠較為真實的模擬發(fā)動機轉(zhuǎn)子在機動飛行條件下的動力學特性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航空發(fā)動機試驗領(lǐng)域，特別是機動飛行時轉(zhuǎn)子動力特性研究的試驗裝置。

背景技術(shù)

現(xiàn)代軍用無人機被廣泛用于各種軍事領(lǐng)域中，無人機在未來戰(zhàn)場上將發(fā)揮著決定戰(zhàn)爭勝敗的關(guān)鍵作用。傳統(tǒng)戰(zhàn)機考慮到人體的承受極限，機動過載一般小于9個g，與傳統(tǒng)軍事戰(zhàn)機相比，無人機擺脫了人體耐受極限對機動載荷的限制，為了追求更好的機動性能，機動過載將大幅增加，這就導致發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的工作條件更加苛刻。研究表明，機動過載將對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)產(chǎn)生附加離心力和附加陀螺力矩作用，并對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的動力特性產(chǎn)生一定的影響。

國內(nèi)外學者對機動飛行條件下的轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力學問題進行了一系列探索和研究。研究方法主要集中于理論建模和數(shù)值分析，特別是針對未來高機動過載軍用無人機，試驗研究基本處于空白狀態(tài)。故，雖然在試驗臺上研究高機動過載對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力特性的影響規(guī)律，對機動過載條件下航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力特性研究具有重要意義，但目前現(xiàn)有技術(shù)中缺少對應(yīng)的試驗裝置。

為此，需要一種新的技術(shù)方案以解決上述技術(shù)問題。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明提出了一種能夠模擬機動飛行時轉(zhuǎn)子動力特性的試驗裝置，解決如何針對高過載情況下轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力特性進行分析試驗的技術(shù)問題。

為了達到上述目的，本發(fā)明提供的模擬機動飛行時轉(zhuǎn)子動力特性的試驗裝置采用的技術(shù)方案如下：

一種模擬機動飛行時轉(zhuǎn)子動力特性的試驗裝置，包括驅(qū)動裝置、由驅(qū)動裝置驅(qū)動的旋轉(zhuǎn)軸、安裝在旋轉(zhuǎn)軸上的懸臂結(jié)構(gòu)、位于懸臂結(jié)構(gòu)一端的轉(zhuǎn)子安裝座、位于懸臂結(jié)構(gòu)另一端的配重、安裝在轉(zhuǎn)子安裝座上的轉(zhuǎn)子試驗器；所述旋轉(zhuǎn)軸連接于懸臂結(jié)構(gòu)中間位置并帶動懸臂結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)動；所述懸臂結(jié)構(gòu)中部設(shè)有與轉(zhuǎn)子試驗器連接的采集設(shè)備及轉(zhuǎn)子控制器；轉(zhuǎn)子控制器用以控制轉(zhuǎn)子試驗器中轉(zhuǎn)子自轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)速；采集設(shè)備用以對轉(zhuǎn)子試驗器的振動響應(yīng)信號進行采集。

有益效果：本發(fā)明提供的能夠模擬機動飛行時轉(zhuǎn)子動力特性的試驗裝置，電機和轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速控制可以非常精確，并且具有操作簡單、安全性較好等優(yōu)點。同時，轉(zhuǎn)子試驗器圍繞懸臂結(jié)構(gòu)中軸旋轉(zhuǎn)的同時，自身繞其軸向自轉(zhuǎn)，與飛行器機動飛行轉(zhuǎn)子真實情況較為接近，可為研究高機動過載對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力特性的影響規(guī)律提供試驗基礎(chǔ)。本發(fā)明可對轉(zhuǎn)子系統(tǒng)施加最高50g離心力過載，填補了現(xiàn)階段針對高過載軍用無人機轉(zhuǎn)子系統(tǒng)動力特性分析試驗的空白。

附圖說明

圖1是本發(fā)明能夠模擬機動飛行時轉(zhuǎn)子動力特性的試驗裝置示意圖；

圖2是轉(zhuǎn)子安裝座示意圖；

圖3是試驗轉(zhuǎn)子俯仰角度為0°時安裝位置示意圖；

圖4是試驗轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實施方式

請參閱圖1及圖2所示，本發(fā)明公開了一種模擬機動飛行時轉(zhuǎn)子動力特性的試驗裝置，其特征在于包括電機1、柔性聯(lián)軸器2、減速齒輪箱3、供電滑環(huán)4、旋轉(zhuǎn)軸8、安裝在旋轉(zhuǎn)軸8上的懸臂結(jié)構(gòu)5、位于懸臂結(jié)構(gòu)5一端的轉(zhuǎn)子安裝座6、位于懸臂結(jié)構(gòu)5另一端的配重9、安裝在轉(zhuǎn)子安裝座6上的轉(zhuǎn)子試驗器7。電機1通過柔性聯(lián)軸器2與減速齒輪箱3連接。旋轉(zhuǎn)軸8為減速齒輪箱2的輸出軸。所述轉(zhuǎn)子安裝座6的周向預(yù)留了一系列安裝孔，使轉(zhuǎn)子試驗器7以不同的俯仰角度固定在轉(zhuǎn)子安裝座6上。轉(zhuǎn)子試驗器7隨懸臂結(jié)構(gòu)5繞轉(zhuǎn)臺中心旋轉(zhuǎn)。所述配重9固定在懸臂結(jié)構(gòu)5另一端，用來平衡試驗臺受到的力矩