【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于高超声速风洞试验，具体涉及一种基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置及试验方法。
技术介绍
1、基于直接力/气动力复合控制的高精度、快响应制导控制技术，是现代先进飞行器提高机动性能、实现精确制导的核心技术。气动力控制主要通过改变气动舵面偏角，产生俯仰、偏航和滚转力矩，从而改变飞行姿态。气动舵面产生的气动力矩与动压有关，而动压与大气密度和飞行速度的平方成正比，在高空低密度或低速飞行情况下，舵面效率显著降低而无法满足控制要求；直接力控制主要由微型脉冲发动机、燃气发生器或主发动机引流产生横向喷流获得，一方面直接提供控制力和力矩，另一方面在大气层内使用时，利用横向喷流与自由来流干扰所产生的附加控制力和力矩。
2、直接力/气动力复合控制涉及飞行器在大迎角、大侧滑和大舵偏角条件下的高机动飞行，此时不仅包含横向喷流与外流场的相互干扰，还包括气动与运动之间的非线性耦合，以及运动与横向喷流之间的相互影响。飞行器在快速机动过程中必然引起周围气流的剧烈变化，进而引发动态条件下非定常扰流影响产生的横向喷流干扰现象。
3、以往大量研究都针对静态模型开展，现在动态气动特性逐渐得到了重视，尤其是快速、大迎角机动必然引起的飞行器周围气流的剧烈变化，进而引发动态条件下非定常扰流影响的横向喷流干扰现象。在拦截弹模型强迫俯仰振荡过程中，可能发生明显的非定常迟滞，喷流干扰放大因子随着俯仰角周期变化并偏离定常状态值。
4、当前，亟需发展一种基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置及试验方法。
技
1、本专利技术所要解决的一个技术问题是提供一种基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置，本专利技术所要解决的另一个技术问题是提供一种基于强迫振动的高超声速动态喷流试验方法。
2、本专利技术的基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置及试验方法，通过强迫振动方法模拟飞行器在机动飞行和喷流控制同时作用下的气动特性。
3、本专利技术的基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置，包括位于飞行器模型的中心轴线的强迫振动装置；还包括固定在飞行器模型上的若干个喷管，喷管的出口与飞行器模型表面光滑过渡，喷管的后端通过位于飞行器模型内腔的喷流管道外接气源；
4、强迫振动装置包括从前至后顺序连接的前锥段、天平、偏摆框和尾支杆；偏摆框内从前至后依次固定十字弹性铰链和偏摆轴，偏摆轴上套装关节轴承，偏摆轴和关节轴承固定在悬臂缼槽内；尾支杆内设置内部传动轴和后腔室，内部传动轴的前端连接偏摆轴，内部传动轴的后端连接固定在后腔室内的驱动电机的驱动轴；
5、飞行器模型的内腔设置有与强迫振动装置的前锥段相匹配的锥形的模型衬套，飞行器模型的内壁固定有若干个配重块，飞行器模型的模型质心与十字弹性铰链的中心重合。
6、进一步地，所述的天平采用四柱梁式测量元件，用于测量飞行器模型的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。
7、进一步地，所述的飞行器模型的设计和制作要求是，在保证飞行器模型的强度和刚度的前提下，飞行器模型的质量和转动惯量逐渐减小，用以减小飞行器模型的惯性力和惯性力矩，提高高超声速动态喷流试验装置的固有频率和测量精度。
8、本专利技术的基于强迫振动的高超声速动态喷流试验方法，包括以下步骤：
9、s10.确定强迫振动模拟参数；
10、模拟参数为飞行器模型的气动俯仰阻尼力矩；气动俯仰阻尼力矩通过所施加的外加力矩振幅、最大俯仰角位移、外加力矩和振动角位移之间的相位角、最大俯仰运动的角速度和高超声速喷流试验装置的机械阻尼计算；
11、s20.安装高超声速喷流试验装置；
12、首先，将尾支杆固定在高超声速风洞的中部支架上；其次，将驱动电机安装在尾支杆的后腔室中；再次，将驱动电机的驱动轴连接内部传动轴；最后，将飞行器模型从前至后固定在前锥段上；
13、s30.测试高超声速喷流试验装置；
14、启动高超声速喷流试验装置，驱动电机的驱动轴顺序驱动内部传动轴、偏摆轴，偏摆轴带动关节轴承呈现凸轮运动，将驱动电机的驱动轴的旋转运动转换为天平的俯仰运动，在偏摆框约束下，实现飞行器模型绕十字弹性铰链的中心进行俯仰运动；
15、测试过程中，如果发现飞行器模型绕十字弹性铰链的中心进行俯仰运动具有偏差，则拆除高超声速喷流试验装置，调整模型衬套和配重块，反复进行测试，直至实现飞行器模型绕十字弹性铰链的中心进行俯仰运动；
16、s40.进行基于强迫振动的高超声速动态喷流试验；
17、首先，启动高超声速喷流试验装置，实现飞行器模型绕十字弹性铰链的中心进行俯仰运动；
18、其次，打开气源，将符合喷流要求的喷流气体经喷流进气口通入喷流管道，再经喷管出口喷出；
19、最后，启动高超声速风洞，在高超声速流场稳定后，位移传感器测量飞行器模型的振动角位移，天平测量飞行器模型的气动力和力矩；
20、s50.计算气动俯仰阻尼力矩；
21、计算气动俯仰阻尼力矩，评估模拟效果。
22、进一步地，所述的s10的气动俯仰阻尼力矩的计算过程如下：
23、飞行器模型在俯仰方向上做固定频率及振幅的简谐振动，简谐振动的运动微分方程为：
24、；
25、其中，为飞行器模型俯仰运动时的惯性矩，、和分别为俯仰运动的角位移、角速度和角加速度，为高超声速喷流试验装置的机械阻尼力矩，为高超声速喷流试验装置的机械阻尼，为高超声速喷流试验装置的气动俯仰阻尼力矩，为高超声速喷流试验装置的气动俯仰阻尼力矩导数，为高超声速喷流试验装置的弹性恢复力矩，为高超声速喷流试验装置的气动俯仰恢复力矩，为高超声速喷流试验装置的弹性铰链常数，为高超声速喷流试验装置的气动俯仰恢复阻尼力矩，为虚数单位，为最大俯仰运动的角速度，为时间，为外加强迫力矩；
26、方程（1）是一个常系数、线性、二阶非齐次微分方程；方程（1）的解由两部分组成，一部分是方程（1）对应的齐次形式的通解，另一部分是非齐次方程的特解，即：
27、；
28、式中，为最大俯仰角位移，为外加力矩和振动角位移之间的相位角；
29、将方程（2）代入方程（1）得：
30、；
31、其中，为所施加的外加力矩振幅；
32、由于方程（3）两端的虚部相等，得到飞行器模型的气动俯仰阻尼力矩导数为：
33、；
34、由式方程（4）可见，通过测量所施加的外加力矩振幅、最大俯仰角位移、外加力矩和振动角位移之间的相位角、最大俯仰运动的角速度和高超声速喷流试验装置的机械阻尼，即可计算气动俯仰阻尼力矩导数。
35、本专利技术的基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置及试验方法，在飞行器静态定常横向喷流干扰特性研究基础上，开展了飞行器机动飞行非定常扰流横向喷流干扰特性影响研究，获取了直接力/气动力复合控制过程中的气动/运动/横向喷流非定常耦本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置，其特征在于，所述的高超声速动态喷流试验装置包括位于飞行器模型（2）的中心轴线的强迫振动装置（1）；还包括固定在飞行器模型（2）上的若干个喷管（3），喷管（3）的出口与飞行器模型（2）表面光滑过渡，喷管（3）的后端通过位于飞行器模型（2）内腔的喷流管道（4）外接气源；
2.根据权利要求1所述的基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置，其特征在于，所述的天平（101）采用四柱梁式测量元件，用于测量飞行器模型（2）的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。
3.根据权利要求1所述的基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置，其特征在于，所述的飞行器模型（2）的设计和制作要求是，在保证飞行器模型（2）的强度和刚度的前提下，飞行器模型（2）的质量和转动惯量逐渐减小，用以减小飞行器模型（2）的惯性力和惯性力矩，提高高超声速动态喷流试验装置的固有频率和测量精度。
4.基于强迫振动的高超声速动态喷流试验方法，其用于权利要求1~权利要求3中任意一种所述的基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置，其特征在于，所述的试验装
5.根据权利要求4所述的基于强迫振动的高超声速动态喷流试验方法，其特征在于，所述的S10的气动俯仰阻尼力矩的计算过程如下：
...【技术特征摘要】
1.基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置，其特征在于，所述的高超声速动态喷流试验装置包括位于飞行器模型（2）的中心轴线的强迫振动装置（1）；还包括固定在飞行器模型（2）上的若干个喷管（3），喷管（3）的出口与飞行器模型（2）表面光滑过渡，喷管（3）的后端通过位于飞行器模型（2）内腔的喷流管道（4）外接气源；
2.根据权利要求1所述的基于强迫振动的高超声速动态喷流试验装置，其特征在于，所述的天平（101）采用四柱梁式测量元件，用于测量飞行器模型（2）的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩。
3.根据权利要求1所述的基于强迫振动的高超声速动...
【专利技术属性】
技术研发人员：邱华诚，郭雷涛，解福田，巢根明，吴友生，崔伟栋，杨方奎，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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