本发明专利技术公开了一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，涉及航空航天测力实验气动力测量技术领域，包括水平安装平台，以及固定设置在所述水平安装平台上的平移机构，所述平移机构传动连接有转动机构，且所述平移机构还连接有线位移测量组件；转动转换机构，其与所述转动机构传动连接，且所述转动转换机构内设置有角位移测量组件；气动力测量组件，其与所述转动转换机构固定连接。本发明专利技术通过叠加飞行器模型俯仰或偏航的偏转运动和飞行器模型的平移运动，实现飞行器模型在风洞来流条件下偏转和平移两种运动的解耦模拟，获得了飞行器模型耦合气动参数的分解测量结果，具有实现解耦测量、提升测量准确性、增强适用性的有益效果。益效果。益效果。
【技术实现步骤摘要】
一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置
[0001]本专利技术涉及航空航天测力实验气动力测量
，更具体的说，本专利技术涉及一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置。
技术介绍
[0002]飞行器在空中机动飞行时，姿态角的快速变换，导致气动特性呈现复杂的非线性、非定常变化规律，严重制约飞控系统设计，甚至危及飞行安全。为了研究飞行器的动态气动特性，国内外空气动力研究机构在不同风洞中建立了多样化的试验技术，核心是基于流动相似理论模拟飞行器的机动运动，通过天平、传感器等测量设备获取气动参数。飞行器的机动运动可简化分为俯仰或偏航（相对俯仰模型转动调节90
°
）、滚转及平移四个通道，飞行器机动过程中，其表面上的每一个质点会存在与大气来流相同方向和垂直于大气来流方向的相对运动，其速度矢量见附图2。以俯仰运动为例，此时，飞行器的机动运动可等效于俯仰和垂直于来流方向的平移运动，飞行器的动态气动特性将是两种运动状态下的耦合结果。现有飞行器的控制系统设计是将飞行器视为可控的飞行质点，基于六自由度控制方程给出的程序设计方法。对于这种耦合的气动力、力矩只能通过工程经验进行拆分使用，往往带来难以估计的误差，造成极大的飞行风险。
[0003]近年来，高速射流风洞的出现，为高速飞行器动态气动特性研究提供了非常好的平台。尤其是大型射流风洞的试验仓空间宽大，动态试验机构的安装、调试与风洞试验极为便利。高速风洞与低速风洞相比，最大的不足在于其试验段空间狭小，飞行器机动运动模拟的设备设计、安装与使用都存在极大的困难。鉴于此种情况，高速风洞动态试验装置，比较常见的有快速拉起试验装置、俯仰运动以及俯仰与滚转耦合运动试验装置等，可有效模拟飞行器的机动运动过程，但不能对飞行器机动运动过程中的气动参数进行解耦测量。飞行器模型俯仰或偏航（相对俯仰模型转90
°
）机动运动的解耦模拟与动态气动参数的分解测量，可为飞行器控制系统设计提供更为精准的试验数据。因此如何实现飞行器机动运动过程中的气动参数进行解耦测量，是本
人员待解决的问题。
技术实现思路
[0004]本专利技术的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
[0005]为了实现本专利技术的这些目的和其它优点，提供了一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，包括水平安装平台，以及固定设置在所述水平安装平台上的平移机构；所述平移机构传动连接有转动机构，且所述平移机构还连接有线位移测量组件；用于带动飞行器模型角位移的转动转换机构，其与所述转动机构传动连接，且所述转动转换机构内设置有角位移测量组件；用于连接飞行器模型的气动力测量组件，其与所述转动转换机构固定连接。
[0006]优选的是，其中，所述平移机构包括：第一驱动电机，其固定连接在所述水平安装平台上，且所述第一驱动电机传动连接有减速机，所述减速机通过联轴器固定连接有第一偏心轮；固定支座，其设置为筒体结构，所述固定支座与所述水平安装平台固定连接，且所述固定支座上贯通连接有外部套筒；平移中心轴，其通过多个含油轴承与所述外部套筒滑动连接，且所述平移中心轴的一端与所述转动机构固定连接；传动连杆，其一端部与所述平移中心轴的另一端铰接，所述传动连杆的另一端部与所述第一偏心轮的偏心轴铰接。
[0007]优选的是，其中，所述转动机构包括：滚转筒，其外部一侧与所平移中心轴固定连接；滚转中心轴，其通过多个滚动轴承与所述滚转筒可转动连接；第二驱动电机，其与所述滚转中心轴的一端传动连接；第二偏心轮，其轮盘与所述滚转中心轴的另一端固定连接；轴承，其内环与所述第二偏心轮的偏心轴固定连接，且所述轴承的外环两侧设置为滑动平面，所述轴承与所述转动转换机构滑动连接。
[0008]优选的是，其中，所述转动转换机构包括：第一U形臂，其开口端与所述滚转筒的末端固定连接，且所述第一U形臂的闭口端与所述角位移测量组件的一端固定连接；第二U形臂，其开口端与所述角位移测量组件的另一端固定连接，且所述第一U形臂的闭口端位于所述第二U形臂的开口端内，所述第二U形臂的闭口端与所述气动力测量组件固定连接；力矩平衡杆，其顶部与所述第二U形臂固定连接，且所述力矩平衡杆的底部贯通开设有滑槽，所述轴承的外环通过所述滑动平面与所述滑槽滑动连接。
[0009]优选的是，其中，所述角位移测量组件包括：X角位移天平，其位于所述第一U形臂与所述第二U形臂之间；第一锥形座，其与所述X角位移天平的一端固定连接，且所述第一锥形座与所述第一U形臂的闭口端卡梢连接；第二锥形座，其与所述X角位移天平的另一端固定连接，且所述第二锥形座与所述第二U形臂的开口端卡梢连接。
[0010]优选的是，其中，所述线位移测量组件包括：拉杆式电位计，其与所述固定支座固定连接；连接臂，其一端与所述平移中心轴固定连接，所述连接臂的另一端与所拉杆式电位计的检测端固定连接。
[0011]优选的是，其中，所述气动力测量组件包括：力矩天平，其一端与所述第二U形臂的闭口端固定连接；用于连接飞行器模型的安装座，其与所述力矩天平的另一端固定连接。
[0012]优选的是，其中，所述平移机构、转动机构、转动转换机构和气动力测量组件呈Z字形布局。
[0013]本专利技术至少包括以下有益效果：其一，本专利技术，可以实现模型俯仰或偏航机动运动的解耦模拟与动态气动参数的分解测量，可为飞行器控制系统设计提供更为精准的试验数据。本专利技术充分利用了射流风洞试验仓的空间，在试验流场外边界布置机构支撑装置，运动模拟装置则就近安装在中心流场附近，试验模型和天平通过最短的支撑放置在中心流场中，这种安装布置的优点在于提高了传动的效率，同时降低了装置体积大对流场的干扰，提高了测试的准确性。对于飞机一类的飞行器而言，动态气动特性更为复杂，本专利技术将为其提供更好的研究技术基础和装备，发展了飞行器机动运动风洞模拟试验装置设计思想，突破了传统单自由度运动模拟方式，为机动过程中耦合运动气动特性的解耦测量提供了解决方案。
[0014]其二、本专利技术采用两个电机作为驱动控制系统，实现的两种运动叠加，巧妙的解决了俯仰或偏航机动运动过程中平移运动的补偿，从而实现了两种运动的解耦测量。同时，双电机控制简洁、经济、高效，解决了传统液压、电磁等系统复杂、操作困难等问题，可广泛应用于风洞飞行器动态试验装置研制中，具有良好的实用性和推广价值。
[0015]其三，本专利技术，采用“Z”字形水平布置以及双电机驱动系统，“Z”字形水平布置降低了装置平移运动惯量影响，具有保障结构稳定性、保障传动效果的有利之处。
[0016]本专利技术的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本专利技术的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
[0017]图1为本专利技术的结构示意图。
[0018]图2为本专利技术的飞行器模型机动运动速度矢量图。
[0019]图3为本专利技术的结构分布示意图。
[0020]图4为本专利技术的平移机构结构示意图。
[0021]图5为本专利技术的含油本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，包括水平安装平台，以及固定设置在所述水平安装平台上的平移机构，其特征在于：所述平移机构传动连接有转动机构，且所述平移机构还连接有线位移测量组件；用于带动飞行器模型角位移的转动转换机构，其与所述转动机构传动连接，且所述转动转换机构内设置有角位移测量组件；用于连接飞行器模型的气动力测量组件，其与所述转动转换机构固定连接。2.根据权利要求1所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述平移机构包括：第一驱动电机，其固定连接在所述水平安装平台上，且所述第一驱动电机传动连接有减速机，所述减速机通过联轴器固定连接有第一偏心轮；固定支座，其设置为筒体结构，所述固定支座与所述水平安装平台固定连接，且所述固定支座上贯通连接有外部套筒；平移中心轴，其通过多个含油轴承与所述外部套筒滑动连接，且所述平移中心轴的一端与所述转动机构固定连接；传动连杆，其一端部与所述平移中心轴的另一端铰接，所述传动连杆的另一端部与所述第一偏心轮的偏心轴铰接。3.根据权利要求2所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述转动机构包括：滚转筒，其外部一侧与所平移中心轴固定连接；滚转中心轴，其通过多个滚动轴承与所述滚转筒可转动连接；第二驱动电机，其与所述滚转中心轴的一端传动连接；第二偏心轮，其轮盘与所述滚转中心轴的另一端固定连接；轴承，其内环与所述第二偏心轮的偏心轴固定连接，且所述轴承的外环两侧设置为滑动平面，所述轴承与所述转动转换机构滑动连接。4.根据权利要求3所述的高速射流风洞飞行器机动运动解耦模拟试验装置，其特征在于，所述转动转...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈建中，赵忠良，叶林，杨海泳，王晓冰，李浩，李玉平，蒋明华，贾巍，康凯，高海燕，尹敏，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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