專利名稱：飛行器俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)三自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)模擬裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是一種在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中模擬再現(xiàn)飛行器俯仰偏航/滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的實(shí)驗(yàn)裝置，飛行器模型的運(yùn)動(dòng)是根據(jù)電機(jī)驅(qū)動(dòng)的強(qiáng)迫模擬裝置來實(shí)現(xiàn)的，讓飛行器按給定的運(yùn)動(dòng)來運(yùn)動(dòng)，屬于航空航天技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
近些年，出于研制新一代高機(jī)動(dòng)戰(zhàn)機(jī)的需要，針對(duì)大迎角出現(xiàn)的氣動(dòng)現(xiàn)象開始進(jìn)行了深入研究，對(duì)于大迎角偏航滾轉(zhuǎn)耦合問題也已被提上研究日程。飛機(jī)的橫航向耦合問題，在小迎角、小擾動(dòng)線化意義上就是存在的，即飛機(jī)的偏航會(huì)引起滾轉(zhuǎn)，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)也會(huì)引起偏航，其典型運(yùn)動(dòng)模態(tài)為荷蘭滾模態(tài)(Dutch roll)，這是一種線性耦合。但是到了大迎角狀態(tài)，由于氣動(dòng)特性的強(qiáng)非線性，橫航向耦合變得更強(qiáng)也更復(fù)雜，此時(shí)其典型的耦合運(yùn)動(dòng)形態(tài)是什么還不清楚，尚需做進(jìn)一步研究，從而為飛機(jī)控制率設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐。對(duì)于大迎角橫航向耦合氣動(dòng)特性的研究開始于氣動(dòng)力建模研究，Wang 和Lan[1]通過把橫航向氣動(dòng)力建模的結(jié)果與飛行數(shù)據(jù)比較發(fā)現(xiàn)，兩者相差較大。他們認(rèn)為， 差異的原因是模型中沒有很好的模擬橫航向氣動(dòng)力的耦合效應(yīng)。這要從兩方面理解，一是氣動(dòng)力模型結(jié)構(gòu)中要包括橫航向耦合效應(yīng)；二是辨識(shí)氣動(dòng)模型系數(shù)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)中要包括耦合效應(yīng)。從風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的角度，主要解決第二個(gè)問題。基于此，南航黃達(dá)、吳根興等[2]采用偏航/滾轉(zhuǎn)兩自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)測(cè)量了耦合運(yùn)動(dòng)時(shí)的氣動(dòng)力，發(fā)現(xiàn)大攻角耦合運(yùn)動(dòng)的氣動(dòng)力不等于兩軸單獨(dú)運(yùn)動(dòng)時(shí)氣動(dòng)力的疊加，說明橫航向耦合運(yùn)動(dòng)之間存在強(qiáng)干擾，同時(shí)采用耦合運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)仿真出的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)更為合理。同時(shí)，戰(zhàn)機(jī)的高機(jī)動(dòng)動(dòng)作一般是通過大攻角快速俯仰運(yùn)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)的，因此研究飛行器在大攻角快速俯仰情況下的偏航/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)具有重要意義，這就需要研制俯仰/ 偏航/滾轉(zhuǎn)三自由度模擬裝置，其目的是研究飛行器偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)形態(tài)和相應(yīng)的氣動(dòng)機(jī)理，從而為我國(guó)新一代戰(zhàn)機(jī)的大迎角設(shè)計(jì)提供實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)。目前能夠?qū)崿F(xiàn)這類功能的強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)裝置國(guó)內(nèi)外尚未見到。而南航黃達(dá)、吳根興等[2]采用的強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)只有偏航 /滾轉(zhuǎn)兩個(gè)自由度。本發(fā)明將給出一種方便可行的技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)該三自由度運(yùn)動(dòng)功能。參考資料[l]ffang, Ζ. J. , and Lan, Ε. C. , Unsteady Aerodynamic Effects on the Flight Characteristics of an F_16xl configuration,A IAA-2000-39,2000.[2]黃達(dá)，吳根興，飛機(jī)偏航-滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)非定?？諝鈩?dòng)力實(shí)驗(yàn)，南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，第37卷，第4期，2005年8月

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是模擬再現(xiàn)飛行器俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的實(shí)驗(yàn)裝置。根據(jù)飛行器實(shí)際飛行中的時(shí)間歷程或給定的任意運(yùn)動(dòng)，通過飛行器俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)三自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)模擬裝置再現(xiàn)飛行器的運(yùn)動(dòng)。
一種模擬飛行器俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)三自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)的實(shí)驗(yàn)裝置，主要包括實(shí)驗(yàn)裝置支座、俯仰運(yùn)動(dòng)裝置、“L”型搖臂、偏航運(yùn)動(dòng)支桿和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)支桿。其中，俯仰轉(zhuǎn)軸中心軸線、偏航支桿的中心軸線和滾轉(zhuǎn)支桿的中心軸線相互垂直，且三軸線交于模型的參考中心，該參考中心位于風(fēng)洞的中心位置，模型迎著來流方向，以保證模擬運(yùn)動(dòng)時(shí)模型始終繞參考中心轉(zhuǎn)動(dòng)，不偏離風(fēng)洞中心位置。俯仰轉(zhuǎn)軸通過電機(jī)驅(qū)動(dòng)，帶動(dòng)“L”型搖臂做俯仰運(yùn)動(dòng)； 偏航支桿固定在“L”型搖臂的端部，通過電機(jī)驅(qū)動(dòng)偏航轉(zhuǎn)軸，偏航支桿通過一連接桿與滾轉(zhuǎn)支桿相連，帶動(dòng)滾轉(zhuǎn)支桿做偏航運(yùn)動(dòng)，滾轉(zhuǎn)支桿通過電機(jī)驅(qū)動(dòng)滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。實(shí)驗(yàn)時(shí)，模型與滾轉(zhuǎn)支桿的轉(zhuǎn)軸固聯(lián)，實(shí)現(xiàn)俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)三自由度運(yùn)動(dòng)。做俯仰運(yùn)動(dòng)的“L” 型搖臂另一端可加配重實(shí)現(xiàn)動(dòng)平衡。三自由度運(yùn)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)電機(jī)可以是伺服電機(jī)或步進(jìn)電機(jī)，電機(jī)前端加減速器，通過計(jì)算機(jī)控制電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過反饋控制算法提高控制精度。偏航運(yùn)動(dòng)支桿包括與“L”型搖臂固聯(lián)的外套筒和位于套筒內(nèi)的轉(zhuǎn)軸，轉(zhuǎn)軸通過軸承固定在套筒內(nèi)。滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)支桿包括與連接桿固聯(lián)的外套筒和位于套筒內(nèi)的轉(zhuǎn)軸，轉(zhuǎn)軸通過軸承固定在套筒內(nèi)。該技術(shù)方案可實(shí)現(xiàn)飛行器模型俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)三自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)，方案簡(jiǎn)易可行，可在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室中廣泛應(yīng)用。


圖1模擬飛行器俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的裝置圖2模擬飛行器俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的裝置簡(jiǎn)3偏航/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)裝置圖4滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)支桿
具體實(shí)施例方式圖1給出了飛行器俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)三自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)模擬裝置的一種實(shí)現(xiàn)方式，標(biāo)識(shí)1、2和3分別為滾轉(zhuǎn)支桿、偏航支桿和俯仰轉(zhuǎn)軸，標(biāo)識(shí)4、5和6分別為滾轉(zhuǎn)支桿、偏航支桿和俯仰轉(zhuǎn)軸的中心線，三線相互垂直，相交于一點(diǎn)。標(biāo)識(shí)7為氣流流動(dòng)方向。飛行器實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b在滾轉(zhuǎn)支桿上，迎著氣流方向。標(biāo)識(shí)3. 3為實(shí)驗(yàn)裝置支座，標(biāo)識(shí)3. 1為“L” 型搖臂，標(biāo)識(shí)3. 2為驅(qū)動(dòng)俯仰轉(zhuǎn)軸及“L”型搖臂的電機(jī)，標(biāo)識(shí)3.4為“L”型搖臂的配重塊。 “L”型搖臂由電機(jī)驅(qū)動(dòng)，可轉(zhuǎn)動(dòng)角度改變模型的俯仰角，實(shí)現(xiàn)俯仰運(yùn)動(dòng)。圖2為俯仰/偏航 /滾轉(zhuǎn)三自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)模擬裝置的簡(jiǎn)圖，標(biāo)識(shí)1為滾轉(zhuǎn)支桿，標(biāo)識(shí)2為俯仰轉(zhuǎn)軸，標(biāo)識(shí)3為 “L”型搖臂。圖3給出了俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)裝置中的偏航/滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)裝置部分。其中2. 1 為“L”型搖臂，即圖1中的3. 1。驅(qū)動(dòng)偏航運(yùn)動(dòng)的電機(jī)2. 2經(jīng)減速器2. 3將轉(zhuǎn)動(dòng)傳到偏航轉(zhuǎn)軸，2. 4為偏航支桿的支撐框，2. 6為圓弧連接桿，用來連接滾轉(zhuǎn)支桿和偏航轉(zhuǎn)軸，2. 5為固定連接桿的支承座，該支座也與偏航轉(zhuǎn)軸固聯(lián)。標(biāo)識(shí)1. 1為滾轉(zhuǎn)支桿連接接頭，1. 2為驅(qū)動(dòng)滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸的電機(jī)，1. 3為減速器，1. 4為滾轉(zhuǎn)支桿的外套筒。圖4進(jìn)一步給出了滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)支桿的內(nèi)部結(jié)構(gòu)。標(biāo)識(shí)1. 4. 1和1. 4. 4為支撐滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸的前后兩個(gè)軸承。標(biāo)識(shí)1. 4. 3為滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸，標(biāo)識(shí)1. 4. 2為滾轉(zhuǎn)支桿的外套筒。關(guān)于電機(jī)的控制方法，以偏航/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)為例，首先設(shè)定俯仰角，根據(jù)飛行器實(shí)際的偏航/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)設(shè)定模型姿態(tài)角隨時(shí)間的變化規(guī)律，再將此變化規(guī)律轉(zhuǎn)化為偏航電機(jī)和滾轉(zhuǎn)電機(jī)所需脈沖數(shù)，由電腦控制板卡向驅(qū)動(dòng)器發(fā)出指令，最后由驅(qū)動(dòng)器驅(qū)動(dòng)電機(jī)按所需運(yùn)動(dòng)形式運(yùn)動(dòng)。
權(quán)利要求
1.一種在風(fēng)洞中模擬飛行器俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)三自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)的實(shí)驗(yàn)裝置，主要包括實(shí)驗(yàn)裝置支座、俯仰運(yùn)動(dòng)裝置、“L”型搖臂、偏航運(yùn)動(dòng)支桿和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)支桿，主要特征在于俯仰運(yùn)動(dòng)裝置中心軸線、偏航支桿的中心軸線和滾轉(zhuǎn)支桿的中心軸線相互垂直，且三軸線相交于一點(diǎn)；俯仰運(yùn)動(dòng)裝置固定在實(shí)驗(yàn)裝置支座上，與“L”型搖臂的一端相連，帶動(dòng)“L”型搖臂做俯仰運(yùn)動(dòng)；而“L”型搖臂的另一端連接偏航支桿，偏航支桿的轉(zhuǎn)軸通過一連接桿與滾轉(zhuǎn)支桿相連，帶動(dòng)滾轉(zhuǎn)支桿做偏航運(yùn)動(dòng)，而滾轉(zhuǎn)支桿中的滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸則與模型固聯(lián)；俯仰轉(zhuǎn)軸、偏航轉(zhuǎn)軸和滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸都通過電機(jī)驅(qū)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)運(yùn)動(dòng)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述裝置，驅(qū)動(dòng)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)支桿、偏航運(yùn)動(dòng)支桿和俯仰運(yùn)動(dòng)裝置的轉(zhuǎn)軸的電機(jī)前端加減速器，電機(jī)通過計(jì)算機(jī)控制，使實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ桶唇o定運(yùn)動(dòng)規(guī)律運(yùn)動(dòng)，并通過反饋控制算法提高控制精度。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述裝置，偏航運(yùn)動(dòng)支桿包括與“L”型搖臂固聯(lián)的外套筒和位于套筒內(nèi)的轉(zhuǎn)軸，轉(zhuǎn)軸通過軸承固定在套筒內(nèi)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述裝置，滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)支桿包括與連接桿固聯(lián)的外套筒和位于套筒內(nèi)的轉(zhuǎn)軸，轉(zhuǎn)軸通過軸承固定在套筒內(nèi)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述裝置，做俯仰運(yùn)動(dòng)的“L”搖臂可在對(duì)稱位置加配重實(shí)現(xiàn)動(dòng)平衡。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述裝置，對(duì)于連接偏航支桿和滾轉(zhuǎn)支桿的連接桿，可在對(duì)稱位置加配重實(shí)現(xiàn)動(dòng)平衡。
全文摘要
一種在風(fēng)洞中模擬飛行器俯仰/偏航/滾轉(zhuǎn)三自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)的實(shí)驗(yàn)裝置，主要包括實(shí)驗(yàn)裝置支座、俯仰運(yùn)動(dòng)裝置、“L”型搖臂、偏航運(yùn)動(dòng)支桿和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)支桿，主要特征在于俯仰運(yùn)動(dòng)裝置中心軸線、偏航支桿的中心軸線和滾轉(zhuǎn)支桿的中心軸線相互垂直，且三軸線相交于一點(diǎn)；俯仰運(yùn)動(dòng)裝置固定在實(shí)驗(yàn)裝置支座上，與“L”型搖臂的一端相連，帶動(dòng)“L”型搖臂做俯仰運(yùn)動(dòng)；而“L”型搖臂的另一端連接偏航支桿，偏航支桿的轉(zhuǎn)軸通過一連接桿與滾轉(zhuǎn)支桿相連，帶動(dòng)滾轉(zhuǎn)支桿做偏航運(yùn)動(dòng)；滾轉(zhuǎn)支桿中的滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸則與模型固聯(lián)。滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)支桿、偏航運(yùn)動(dòng)支桿和俯仰運(yùn)動(dòng)裝置的轉(zhuǎn)軸均由電機(jī)驅(qū)動(dòng)，電機(jī)前端加減速器，電機(jī)通過計(jì)算機(jī)控制，使實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ桶唇o定運(yùn)動(dòng)規(guī)律運(yùn)動(dòng)，并通過反饋控制算法提高控制精度。
文檔編號(hào)G01M9/08GK102494865SQ201110377880
公開日2012年6月13日 申請(qǐng)日期2011年11月24日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月24日
發(fā)明者李巖, 王延奎, 田偉, 鄧學(xué)鎣, 馬寶峰, 魏龍坤 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)