一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量装置及方法与流程

1.本发明涉及一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量装置及方法，属于航空气动力风洞试验技术领域。


背景技术：

2.在风洞试验中，对同一模型需要进行大量的不同舵偏角的舵效试验验证模型的气动性能，同时也需要测量不同偏转角度的舵/翼面部件载荷来为飞行器舵/翼面操纵系统设计提供依据。因此，传统风洞模型需要安装更换大量可变角度部件角度块来实现飞机不同飞行状态的模拟，每更换一次试验模型状态就需要暂停试验，打开风洞试验段并人工更换模型状态，这导致试验效率降低并造成人力物力的耗费。特别对于大尺寸连续式风洞和增压风洞来说，实现模型翼面自动变角度和可变角翼面的部件载荷同步动态测量可以在同一车次试验中完成多个模型状态的风洞试验数据获取，避免人工开洞更换条件造成安装精度误差和人力物力资源的浪费，能够极大的提升风洞试验效率，降低试验成本。
3.因此，亟需提出一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量装置及方法，以解决上述技术问题。


技术实现要素：

4.本发明提供一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量装置及方法，实现在风洞中半模全机载荷和可变角度翼面部件载荷同步动态测量，在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。
5.本发明的技术方案：方案一、一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量装置，包括机身支架、机翼支架、驱动装置、传动装置、铰矩测量副翼、机翼、半模天平和枝干，机身支架右侧通过半模天平与枝干连接，机身支架左侧通过机翼支架安装有机翼，机身支架左侧安装有驱动装置，驱动装置的输出端通过传动装置与铰矩测量副翼的输出轴连接，铰矩测量副翼的输出轴端面安装有光电编码器，铰矩测量副翼通过机翼支撑轴承与机翼建立连接。
6.优选的：所述传动装置包括第一主动带轮、第一从动带轮、第一传动带、第二主动带轮、第二从动带轮、第二传动带、中间支撑轴承、支撑轴承组、电磁离合器和中间轴，驱动装置的输出端与第一主动带轮连接，中间支撑轴承固定安装在机身支架上，中间支撑轴承上安装有中间轴，中间轴一端与第一从动带轮连接，中间轴另一端与第二主动带轮，铰矩测量副翼的输出轴导航安装有第二从动带轮，第一主动带轮和第一从动带轮通过第一传动带建立连接，第二主动带轮和第二从动带轮通过第二传动带建立连接，铰矩测量副翼的输出轴通过支撑轴承组安装在机身支架上，铰矩测量副翼的输出轴上还装置电磁离合器和铰链力矩测量天平，铰矩测量副翼的输出轴端部安装有光电编码器。
7.优选的：所述光电编码器的转子通过螺栓与铰矩测量副翼的输出轴端部固定连接，光电编码器通过安装基座与机身支架固定连接。
8.优选的：所述驱动装置为超声电机，超声电机的负载最大允许值为25n/m，最大瞬时力矩为40n/m，最高转速为9
°
/s。
9.优选的：所述驱动装置、铰矩天平、光电编码器、电磁离合器和铰链力矩测量天平均与角度控制系统电性连接。
10.方案二、一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量方法，是基于方案一所述的一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量装置实现的，包括：步骤1，固定角度铰矩测量副翼部件载荷测量测量，具体包括：步骤1.1，使用角度控制系统设定角度值，并发出驱动信号给驱动装置，驱动装置收到驱动信号后输出的驱动转矩通过传动装置将输出转矩传递到铰矩测量副翼的输出轴上；当铰矩测量副翼转到设定角度值后，电磁离合器实时反馈铰矩测量副翼输出轴的实际角度并反馈至角度控制系统，由其判断铰矩测量副翼实际到位角度与设定角度值是否存在偏差，并输出给驱动装置继续运行调整角度或停止运行固定目标角度值；步骤1.2，当确认铰矩测量副翼转到设定角度值后，角度控制系统驱动电磁离合器动作，使铰矩测量副翼的输出轴锁定该角度值，随后开始采集铰矩天平的输出信号；步骤1.3，当需要变更角度时，角度控制系统收到新的角度指令后，角度控制系统停止采集铰矩天平的输出信号，并驱动电磁离合器打开使得铰矩测量副翼的输出轴可以被驱动装置驱动旋转到新的目标角度，并重复步骤1.1的操作过程；步骤2，连续角度铰矩测量副翼部件载荷测量模式，具体包括：步骤2.1，使用角度控制系统设定最大角度变化值，铰矩测量副翼在驱动装置的驱动下从0
°
逐渐匀速走到所设定的最大角度目标值；步骤2.2，实时采集光电编码器的输出信号，此时可测得铰矩测量副翼动作时的动态部件载荷，铰矩测量副翼的转动速度通过角度控制系统调制pwm的占空比进行控制；优选的：所述的步骤1和步骤2中，铰矩天平测得的铰链力矩信号能够反馈到角度控制系统，当铰矩天平测得的铰链力矩大于驱动装置最大稳定输出力矩时，角度控制系统反馈报警信号，驱动装置停止运行并提示是否将角度控制系统进行回零操作。
11.本发明具有以下有益效果：1.本发明的稳定输出力矩达到25 n
•
m，大于模型翼面所承受的最大载荷。模型可在受气动载荷条件下实现铰矩测量副翼角度的连续变化，并获取铰矩测量副翼在角度变化过程中的动态部件载荷，也可在铰矩测量副翼走到固定角度后固定转轴角度，进行固定铰矩测量副翼角度重复性试验；2.本发明可以在连续式风洞中在一次吹风车次中实现多个铰矩测量副翼角度变化的舵效试验，获得半模全机气动数据与铰矩测量副翼偏转过程中的动态部件载荷；3.本发明的结构简单，响应速度快，传动机构精简，可以减少误差，提高翼面角度精度；4.本发明体积较小可以实现在模型内部进行安装，采用该装置驱动翼面角度可改变传统人工换翼面角度片的传统方法，提升试验效率，降低人力和能源消耗，具有广泛应用
前景。
附图说明
12.图1是一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量装置的立体图；图2是本发明驱动装置与传动装置的配合安装图；图3是本发明传动装置与铰矩测量副翼的配合安装图；图4是本发明光电编码器与安装基座的爆炸图；图中1-机身支架，2-机翼支架，3-驱动装置，4-传动装置，5-铰矩测量副翼，6-机翼，7-半模天平，8-枝干，9-光电编码器，10-机翼支撑轴承，41-第一主动带轮，42-第一从动带轮，43-第一传动带，44-第二主动带轮，45-第二从动带轮，46-第二传动带，47-中间支撑轴承，48-支撑轴承组，49-电磁离合器，410-中间轴，411-安装基座，51-铰链力矩测量天平。
具体实施方式
13.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
14.本发明所提到的连接分为固定连接和可拆卸连接，所述固定连接即为不可拆卸连接包括但不限于折边连接、铆钉连接、粘结连接和焊接连接等常规固定连接方式，所述可拆卸连接包括但不限于螺纹连接、卡扣连接、销钉连接和铰链连接等常规拆卸方式，未明确限定具体连接方式时，默认为总能在现有连接方式中找到至少一种连接方式能够实现该功能，本领域技术人员可根据需要自行选择。例如：固定连接选择焊接连接，可拆卸连接选择铰链连接。
15.具体实施方式一：结合图1-图4说明本实施方式，本实施方式的一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量装置，包括机身支架1、机翼支架2、驱动装置3、传动装置4、铰矩测量副翼5、机翼6、半模天平7和枝干8，机身支架1右侧通过半模天平7与枝干8连接，机身支架1左侧通过机翼支架2安装有机翼6，机身支架1左侧安装有驱动装置3，驱动装置3的输出端通过传动装置4与铰矩测量副翼5的输出轴连接，所述光电编码器9的转子通过螺栓与铰矩测量副翼5的输出轴端部固定连接，光电编码器9通过安装基座411与机身支架1固定连接，铰矩测量副翼5通过机翼支撑轴承10与机翼6建立连接，对铰矩测量副翼5的舵面起到支撑作用。半模天平7和枝干8为模型的支撑部件，半模天平7可实现模型全机载荷的测量。枝干8的连接锥与半模天平7通过锥面连接。机身支架1通过螺钉销钉安装在枝干8的安装槽中，机翼支架2可完成模型支撑结构的安装。
16.由于模型内部空间较小，驱动装置3无法可变角度翼面转轴同轴放置。因此需要传动装置4实现驱动装置3的输出驱动转矩跨较长轴距同方向输出，所述传动装置4包括第一主动带轮41、第一从动带轮42、第一传动带43、第二主动带轮44、第二从动带轮45、第二传动带46、中间支撑轴承47、支撑轴承组48、电磁离合器49和中间轴410，驱动装置3的输出端与第一主动带轮41连接，中间支撑轴承47固定安装在机身支架1上，中间支撑轴承47上安装有中间轴410，中间轴410一端与第一从动带轮42连接，中间轴410另一端与第二主动带轮44，
铰矩测量副翼5的输出轴导航安装有第二从动带轮45，第一主动带轮41和第一从动带轮42通过第一传动带43建立连接，第二主动带轮44和第二从动带轮45通过第二传动带46建立连接，铰矩测量副翼5的输出轴通过支撑轴承组48安装在机身支架1上，铰矩测量副翼5的输出轴上还安装有电磁离合器49和铰链力矩测量天平51，铰矩测量副翼5的输出轴端部安装有光电编码器9。铰矩测量副翼轴上设计铰链力矩测量柱梁结构作为铰链力矩测量天平51，可测得铰矩测量副翼受到的载荷。
17.所述驱动装置3、铰链力矩测量天平51、半模天平7、光电编码器9和电磁离合器49均与角度控制系统电性连接。角度控制系统设定规定角度发出驱动信号给驱动装置3，驱动装置3收到驱动信号输出驱动力矩。通过传动装置4将驱动力矩传递到铰矩测量副翼5的输出轴。铰矩测量副翼5的输出轴上的铰链力矩测量天平51实现铰矩测量副翼5部件载荷的测量。铰矩测量副翼5输出轴末端的光电编码器9实时反馈输出轴的实际角度并反馈至角度控制系统的控制器。角度控制系统的控制器判断翼面实际到位角度与设定角度值是否存在偏差，并驱动驱动装置3继续运行调整角度或停止运行固定目标角度值，实现翼面角度的准确闭环控制。
18.所述传动装置4将驱动装置3的输出端通过传动机构4传递到铰矩测量副翼5的输出轴上，该传动装置4需保证第一主动带轮41、第一从动带轮42、第一传动带43、第二主动带轮44、第二从动带轮45和第二传动带46的紧密连接。驱动装置3的输出端连接的第一主动带轮41，通过第一传动带43和第一从动带轮42将转矩传递到中间轴410。中间轴410另一端的第二主动带轮44通过另一第二传动带46和第二从动带轮45将中间轴410的转动传递到铰矩测量副翼5的输出轴上，中间支撑轴承47对中间轴410起到支撑作用。支撑轴承组48的轴承前后安装轴承套筒，对铰矩测量副翼5的输出轴进行轴向定位，铰矩测量副翼5输出轴由第二传动带46和第二从动带轮45带动转动，并实现翼面角度的连续变化。铰矩测量副翼5输出轴上的电磁离合器49可以实现翼面转轴角度的锁定，防止传动系统带来的角度偏移。因此，铰矩测量副翼5可实现连续角度变化和固定角度值稳定维持，满足多种试验需求。传动装置4实现了驱动装置3和铰矩测量副翼5之间转矩的1：1传递。
19.第一传动带43和第二传动带46选用圆弧齿型传动带，该齿形的带齿与轮齿啮合和脱离时较为平稳，齿根应力小，从而避免带齿和轮齿的啮合干涉的产生，降低同步带的磨损、震动和噪声，提高使用寿命。
20.所述驱动装置3为超声电机，超声电机主要是靠振动摩擦工作，没有线圈、铁芯等励磁装置。具有响应快，低速大转矩，体积小，断电自锁，无电磁干扰且抗电磁干扰等特点，超声电机的负载最大允许值为25n/m，最大瞬时力矩为40n/m，最高转速为9
°
/s，可实现翼面角度的锁定需求。
21.在铰矩测量副翼5的输出轴上设计与转轴一体的柱梁结构作为铰链力矩测量天平51测量铰矩测量副翼5受到的载荷，实现翼面部件载荷铰链力矩的测量，实现在铰矩测量副翼5转动的同时实时获得翼面的动态部件载荷。铰矩测量副翼5输出轴末端装有光电编码器作为角度反馈装置，通过光电编码器实时测量翼面转轴的准确位置。角度控制系统可接编码器和天平测得的部件载荷输出信号，并根据角度反馈值控制翼面的转动角度，而部件载荷反馈信号则可以起到对系统的过载保护作用。
22.将本实施方式所述的装置应用在某飞机半模模型上，实现模型全机载荷和翼面动
态部件载荷的同步测量。某飞机半模模型使用半模天平和尾枝干支撑，将机身支架安装在天平的转接锥上，将本实施方式所述所有组成装置组件安装在基座上，再将该基座安装至风洞模型机身支架预留的安装槽内，实现整个模块的整体安装。
23.具体实施方式二：结合图1-图4说明本实施方式，基于具体实施方式一，本实施方式的一种自动变角飞机风洞模型部件载荷动态测量方法，包括：步骤1，固定角度铰矩测量副翼部件载荷测量，具体包括：步骤1.1，使用角度控制系统设定角度值，并发出驱动信号给驱动装置3，驱动装置3收到驱动信号后输出的驱动转矩通过传动装置4将输出转矩传递到铰矩测量副翼5的输出轴上；当铰矩测量副翼5转到设定角度值后，电磁离合器49实时反馈铰矩测量副翼5输出轴的实际角度并反馈至角度控制系统，由其判断铰矩测量副翼5实际到位角度与设定角度值是否存在偏差，并输出给驱动装置3继续运行调整角度或停止运行固定目标角度值；步骤1.2，当确认铰矩测量副翼5转到设定角度值后，角度控制系统驱动电磁离合器49动作，使铰矩测量副翼5的输出轴锁定该角度值，随后开始采集铰链力矩测量天平51的输出信号；步骤1.3，当需要变更角度时，角度控制系统收到新的角度指令后，角度控制系统停止采集铰链力矩测量天平51的输出信号，并驱动电磁离合器49打开使得铰矩测量副翼5的输出轴可以被驱动装置3驱动旋转到新的目标角度，并重复步骤1.1的操作过程；步骤2，连续角度铰矩测量副翼部件载荷测量模式，具体包括：步骤2.1，使用角度控制系统设定最大角度变化值，铰矩测量副翼5在驱动装置3的驱动下从0
°
逐渐匀速走到所设定的最大角度目标值；步骤2.2，实时采集光电编码器9的输出信号，此时可测得铰矩测量副翼5动作时的动态部件载荷，铰矩测量副翼5的转动速度通过角度控制系统调制pwm的占空比进行控制；所述的步骤1和步骤2中，铰链力矩测量天平51测得的铰链力矩信号能够反馈到角度控制系统，当铰链力矩测量天平51测得的铰链力矩大于驱动装置3最大稳定输出力矩时，角度控制系统反馈报警信号，驱动装置3停止运行并提示是否将角度控制系统进行回零操作。
24.需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
25.除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
26.在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。
27.为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在
……
之上”、“在
……
上方”、“在
……
上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在
……
上方”可以包括“在
……
上方”和“在
……
下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
28.需要说明的是，本技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本技术的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。
29.需要说明的是，在以上实施例中，只要不矛盾的技术方案都能够进行排列组合，本领域技术人员能够根据排列组合的数学知识穷尽所有可能，因此本发明不再对排列组合后的技术方案进行一一说明，但应该理解为排列组合后的技术方案已经被本发明所公开。
30.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。