一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置的制作方法

本发明涉及一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置，属于风洞测试技术领域。

背景技术：

在进行飞行控制系统设计与飞行器动态品质分析时，气动力和力矩以气动导数形式出现，即静、动稳定导数，由于产生机理复杂，通常利用强迫振动风洞试验获取上述参数。

动导数风洞试验利用模型振荡来模拟飞行器的刚体运动模态来得到动导数。随着高速飞机、导弹、火箭和再入飞行器的发展，飞行品质和动稳定性问题越来越被重视，动导数试验也变得越来越重要。特别是超音速、高超音速范围以及大幅度扰动和大范围机动条件下的试验和测量技术，故此整个强迫振动试验装置有必要进行优化设计。

根据新型面对称飞行器的风洞试验任务要求，一方面飞行器法向载荷大，要解决载荷与刚度匹配问题，研制新型强迫振动试验技术以形成面对称飞行器的动态试验能力。另一方面，要求同时精确测量飞行器的静导数与动导数。目前的强迫振动试验装置法向载荷承载能力不高，扭矩输出部件安装和固定不理想，在试验精度上有所不足，同时也缺少实现试验攻角、侧滑角和滚转角叠加的能力。

新型面对称飞行器的特点主要是法向载荷远大于横向载荷，为此，需要一种新型强迫振动试验装置来解决上述问题，能够进行这一类飞行器的动态风洞试验。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置。采用独特的设计思路和结构形式来增加支撑机构的刚度和承载能力，确保试验振动频率和振幅可控精确，实现确定频率、振幅的高精度简谐强迫振动。

本发明的技术解决方案是：

一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置，包括：动态天平、支撑机构、侧滑角机构和滚转角机构，动态天平通过支撑机构连接到侧滑角机构上，滚转角机构也连接到侧滑角机构上，且通过侧滑角机构和滚转角机构之间的配合调整侧滑角机构和滚转角机构之间的相对位置和角度，实现不同攻角、侧滑角和滚转角工况下的试验测试。

支撑机构包括：直支杆、偏心凸轮、传动轴、弹簧挡圈、弹性垫圈和角接触轴承；

直支杆为筒状结构，前端与动态天平通过圆锥面配合，尾部与侧滑角机构通过圆锥面配合；

传动轴设置在直支杆内部，传动轴两端各设置有安装槽，弹簧挡圈、弹性垫圈和角接触轴承设置在传动轴的安装槽上，用于调整传动轴的轴向位置和旋转；传动轴的头部通过偏心凸轮连接动态天平，传动轴的连续旋转运动转化为动态天平的往复摆动。

侧滑角机构包括：弯支杆、联轴器、减速器安装座、减速器、伺服电机和电机盖板；

弯支杆包括两个部分，分别为支撑壳体和角度板，角度板位于支撑壳体上，且角度板上分布有多个角度调节孔，支撑壳体为空心圆筒状，联轴器、减速器安装座、减速器和伺服电机依次连接在一起，设置在支撑壳体内部，支撑机构的传动轴通过联轴器连接减速器；

支撑壳体上设置有观察窗，用于观察所述传动轴与减速器的连接。

角度板的角度调节范围为0°～16°。

滚转角机构一端为U形结构，上面分布有多个连接孔，滚转角机构装在侧滑角机构的角度板上，通过滚转角机构上的连接孔与角度板上的角度调节孔配合，进而调整滚转角机构相对于侧滑角机构的位置和角度；滚转角机构的另一端在径向上以30°、45°、60°和90°的角度设置键槽，与风洞弯刀配合后，实现不同的滚转角。

动态天平、支撑机构与侧滑角机构处于同一轴线上。

动态天平包括：俯仰天平内芯、俯仰天平外壁、转轴、应变梁、压紧螺钉、滑动轴承；

俯仰天平内芯包括头部圆锥面段、变截面梁、配合段和驱动梁，变截面梁用于测量五分量气动载荷，配合段上设置有圆形通孔和矩形通孔，俯仰天平外壁为筒状结构，包括空心配合段和尾部圆锥面段，空心配合段上设置有圆形通孔和矩形通孔；

俯仰天平内芯设置在俯仰天平外壁内部，滑动轴承套在转轴外部，且穿过俯仰天平外壁和俯仰天平内芯上的圆形通孔，将俯仰天平外壁和俯仰天平内芯配合在一起，应变梁穿过俯仰天平外壁和俯仰天平内芯上的矩形通孔，用于测量俯仰天平内芯的转角；压紧螺钉将应变梁和转轴固定在俯仰天平外壁上。

俯仰天平内芯的驱动梁位于俯仰天平外壁的空心配合段内部，且空心配合段的内径大于驱动梁的最大径向尺寸，空心配合段的内径比驱动梁的最大径向尺寸大至少10mm，俯仰天平内芯绕转轴转动，旋转幅度不小于1°，俯仰天平内芯的头部圆锥面段为1:10圆锥面，俯仰天平外壁的尾部圆锥面段为1:10圆锥面。

俯仰天平内芯的驱动梁尾部端面上设置有凹槽，用于驱动俯仰天平内芯绕转轴旋转，实现俯仰简谐运动；俯仰天平内芯变截面梁的校准中心与转轴的中心重合，作为测量基准。

俯仰天平内芯的变截面梁为弹性段，最大分别承受10000N法向力和120Nm俯仰力矩载荷，俯仰天平外壁的最大直径小于51mm，滑动轴承采用高铜合金镶嵌固体润滑轴承。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明提高了强迫振动装置的载荷承受能力，可以承受较大法向载荷；

(2)本发明技术方案中，可以有效固定减速器、伺服电机等扭矩输出装置，避免装置的振动影响输出效果，提高试验精度；

(3)可以实现风洞弯刀调节攻角，侧滑角机构改变侧滑角以及滚转角机构给定滚转角，满足不同攻角、侧滑角和滚转角工况下的试验测试需求。

(4)本发明提出了独特的动态俯仰天平设计思想，突破了传统前后串联式天平的设计方法，使得动态天平整体体积小，减小了天平直径，内外组合式结构则缩短了天平长度，天平变形小，提高了天平的刚度和承载能力。

(5)本发明技术方案中，动态天平校准中心与转轴重合，提高了动态天平测量的精度。动态天平的应变梁可独立拆装。在地面调试中仅需要更改应变梁的厚度来匹配模型载荷即可，无需重复拆卸，有效提升试验效率。

(6)本发明采用模块化的形式进行组合，将风洞模型、动态天平和支撑机构等进行串联，根据不同需求更换模型和动态天平测量元件即可，使装置更具有通用性。相对于现有的技术，本发明的试验精度更高，装配难度更低。本发明可以广泛应用于大载荷风洞试验中，具有良好的实用性和推广价值。

附图说明

图1为本发明的用于风洞动导数强迫振动装置的结构示意图；

图2为图1的支撑机构的结构示意图；

图3为图1的侧滑角机构的零件组成示意图；

图4为图1的滚转角机构结构示意图；

图5为图1的动态天平的结构示意图；

图6为图5的剖视图；

图7为图5的零件组成示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

新型面对称飞行器的风洞试验任务一方面要求形成面对称飞行器的动态试验能力来解决载荷与刚度匹配问题，同时能够精确测量飞行器的静导数与动导数。本发明提出了一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置，提升了法向载荷承受能力和试验测量精准度，同时可以满足不同攻角、侧滑角和滚转角工况下的试验测试需求。

如图1所示，本发明提出了一种用于风洞动导数强迫振动试验的装置，包括：动态天平1、支撑机构15、侧滑角机构16和滚转角机构17，动态天平1通过支撑机构15连接到侧滑角机构16上，滚转角机构17也连接到侧滑角机构16上，且通过侧滑角机构16和滚转角机构17之间的配合调整侧滑角机构16和滚转角机构17之间的相对位置和角度，实现不同攻角、侧滑角和滚转角工况下的试验测试。

如图2所示，支撑机构15包括：直支杆2、偏心凸轮6、传动轴7、弹簧挡圈12、弹性垫圈13和角接触轴承14；

直支杆2为筒状结构，前端与动态天平1通过圆锥面配合，尾部与侧滑角机构16通过圆锥面配合；增加配合之间的接触面积，减小机械结构的间隙。

传动轴7设置在直支杆2内部，传动轴7两端各设置有安装槽，弹簧挡圈12、弹性垫圈13和角接触轴承14设置在所述传动轴7的安装槽上，用于调整传动轴7的轴向位置和旋转；弹性垫圈13为传动轴7在轴向留有一定的调整阈度，降低安装难度，避免零部件装配过程中轴向尺寸的偏差问题。传动轴7的头部通过偏心凸轮6连接动态天平1，传动轴7的连续旋转运动转化为动态天平1的往复摆动，实现有效的运动转换，复现飞行器俯仰运动所需的强迫振动状态。

如图3所示，侧滑角机构16包括：弯支杆3、联轴器8、减速器安装座9、减速器10、伺服电机11和电机盖板4；

弯支杆3包括两个部分，分别为支撑壳体18和角度板19，角度板19位于支撑壳体18上，且角度板19上分布有多个角度调节孔，支撑壳体18为空心圆筒状，联轴器8、减速器安装座9、减速器10和伺服电机11依次连接在一起，设置在支撑壳体18内部，所述支撑机构15的传动轴7通过联轴器8连接减速器10；减速器安装座9将减速器10固定在支撑壳体18上，减小安装间隙，降低因强迫振动试验造成的部件振动，从而减小了机械噪声的干扰，提高试验精度。

支撑壳体18上设置有观察窗，用于观察传动轴7与减速器10的连接。同时可以微调传动轴7的轴向位置，保证传动轴7头部的偏心凸轮6可以与俯仰天平内芯20配合。

角度板19的角度调节范围为0°～16°，增加了风洞试验中对侧滑角工况的试验需求，也可以调整侧滑角机构16的方向为俯仰方向，用于增大试验攻角，完整大攻角风洞试验需求。

如图4所示，滚转角机构17一端为U形结构，上面分布有多个连接孔，滚转角机构17装在侧滑角机构16的角度板19上，通过滚转角机构17上的连接孔与角度板19上的角度调节孔配合，进而调整滚转角机构17相对于侧滑角机构16的位置和角度；滚转角机构17的另一端在径向上以30°、45°、60°和90°的角度设置键槽，与风洞弯刀配合后，实现不同的滚转角，从而增加可实现的试验工况数目。

动态天平1、支撑机构15与侧滑角机构16处于同一轴线上，结构通过前后串联进行组合，具有良好的整体性。

如图5、6、7所示，动态天平1包括：俯仰天平内芯20、俯仰天平外壁21、转轴22、应变梁23、压紧螺钉24、滑动轴承25；

俯仰天平内芯20包括头部圆锥面段、变截面梁、配合段和驱动梁，变截面梁用于测量五分量气动载荷，配合段上设置有圆形通孔和矩形通孔，俯仰天平外壁21为筒状结构，包括空心配合段和尾部圆锥面段，空心配合段上设置有圆形通孔和矩形通孔；

俯仰天平内芯20设置在俯仰天平外壁21内部，滑动轴承25套在转轴22外部，且穿过俯仰天平外壁21和俯仰天平内芯20上的圆形通孔，将俯仰天平外壁21和俯仰天平内芯20配合在一起，应变梁23穿过俯仰天平外壁21和俯仰天平内芯20上的矩形通孔，矩形结构用于确保应变梁23可以完全跟随俯仰天平内芯20进行运动，测量出俯仰天平内芯20的转角；压紧螺钉24将应变梁23和转轴22固定在俯仰天平外壁21上，用于抑制运动过程中的应变梁23和转轴22受到的横向分量。

俯仰天平内芯20的驱动梁位于俯仰天平外壁21的空心配合段内部，且空心配合段的内径大于驱动梁的最大径向尺寸，空心配合段的内径比驱动梁的最大径向尺寸大至少10mm，为俯仰天平内芯20的俯仰简谐运动预留足够的空间，避免俯仰天平内芯20在运动过程中与俯仰天平外壁21发生碰撞。俯仰天平内芯20绕转轴22转动，旋转幅度不小于1°，从而能够更加精确的获得气动载荷的变化情况，有利于提升测量精度。俯仰天平内芯20的头部圆锥面段为1:10圆锥面，俯仰天平外壁21的尾部圆锥面段为1:10圆锥面，采用1:10的圆锥面进行连接可以增大部件之间的接触面积，使连接更加紧密，减小因机械结构间隙造成的影响。

俯仰天平内芯20的驱动梁尾部端面上设置有凹槽，用于驱动俯仰天平内芯20绕转轴22旋转，实现俯仰简谐运动；所述俯仰天平内芯20变截面梁的校准中心与转轴22的中心重合，作为测量基准，提高测量精度，使结构更加紧凑。

俯仰天平内芯20的变截面梁为弹性段，最大分别承受10000N法向力和120Nm俯仰力矩载荷，该量程可以满足新型面对称飞行器的载荷要求，保证俯仰天平内芯20有足够的刚度。俯仰天平外壁21的最大直径小于51mm，限制动态俯仰天平的整体体积；因此在新型面对称飞行器试验模型较小的情况能够完成安装，同时由于动态俯仰天平的体积较小也可以匹配其他动态试验模型，可以增加应用广度。滑动轴承25采用高铜合金镶嵌固体润滑轴承，该轴承使用寿命长，无需后期添加润滑剂，使动态俯仰天平在使用寿命期限内无需重复拆装。

工作原理：

根据不同试验工况的需求，改变风洞弯刀的角度条件攻角α；改变弯支杆3上角度板19的角度调节孔与滚转角机构17上的连接孔的相对位置，进而调整侧滑角β；改变滚转角机构17上的键槽来与风洞弯刀配合，调节滚转角；多种角度调节可以组合实现，满足多姿态角组合的要求。

设定试验姿态角后，启动伺服电机11进行连续旋转运动输出扭矩，通过减速器10和联轴器8传递到传动轴7，再传递至偏心凸轮6。通过偏心凸轮6与动态天平1尾部端面上的凹槽配合，将运动转换为俯仰方向上的往复运动。从而驱动俯仰天平内芯20的驱动梁绕转轴22旋转，实现俯仰天平内芯20整体的俯仰简谐运动，同时带动应变梁23进行同步运动，测量俯仰天平内芯20的运动角度。

实施例

大多现有技术都只能依靠风洞弯刀来调节攻角α的变化进行试验，试验工况的改变非常有限，而且对风洞弯刀的依赖性很高，若试验风洞的弯刀调节能力较低，则会大大影响试验工况数目和试验数量。所述强迫振动试验装置可以实现风洞弯刀调节攻角α、侧滑角机构改变侧滑角β和滚转角机构给定滚转角K三种不同的姿态角变化，因此可以覆盖大部分动态试验的工况需求，可以提供足够的试验数据。

另外，攻角、侧滑角和滚转角在小振幅强迫振动下有近似以下的关系：

β＝K*sinα

结合三者的关系式，可以在两两组合的工况下求解另一姿态角下的结果，用于多状态复杂风洞试验以及多状态运动理论验证试验，拓宽了装置的应用范围，其实用性也比已有装置高。