一种放电减阻设备的测量系统及测量方法技术方案

本发明专利技术涉及飞行器气动阻力测量技术领域，尤其涉及一种放电减阻设备的测量系统及测量方法，该系统包括放电减阻设备、飞行器模型、光纤天平、支架、调整机构、光信号解调仪、控制器及光纤光栅；放电减阻设备包括放电结构和放电装置；放电结构固定设置在飞行器模型的头部，与放电装置连接；飞行器模型固定设置在光纤天平的头部；支架的一端与光纤天平固定连接，另一端与调整机构固定连接；调整机构可多自由度转动，用于调整支架的位姿；光纤光栅用于测量温度变化；光信号解调仪用于采集并解调光信号；控制器根据光纤光栅测得的温度变化确定放电时间，根据光纤天平测得的多分量载荷变化确定放电减阻效果。本发明专利技术能够直接测量放电减阻设备的减阻效果。设备的减阻效果。设备的减阻效果。

【技术实现步骤摘要】
一种放电减阻设备的测量系统及测量方法


[0001]本专利技术涉及飞行器气动阻力测量
，尤其涉及一种放电减阻设备的测量系统及测量方法。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器技术是21世纪航空航天领域新的制高点，高超声速飞行器具有飞行距离远、机动能力强等优点，是当今世界重点关注的发展方向。为实现高超声速飞行，必须减小飞行器在飞行过程中的气动阻力。目前，常见的减阻方式通常是在飞行器头部设置激波针以及通过放电的方式改变激波形态，实现减小飞行器气动阻力，但放电减阻的方式会产生较强的电磁干扰，影响传感器测量结果，因此放电减阻的效果只能采用CFD等数值计算手段进行判断，同时采用纹影等流场显示方式对减阻过程进行分析，缺乏减阻效果测量手段。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是针对上述至少一部分不足之处，提供一种针对放电减阻设备的测量系统及测量方法，以实现在高超声速风洞试验中测量放电减阻设备的实际减阻效果。
[0004]为了实现上述目的，本专利技术提供了一种放电减阻设备的测量系统，包括：放电减阻设备、飞行器模型、光纤天平、支架、调整机构、光信号解调仪、控制器及光纤光栅；所述放电减阻设备包括放电结构和放电装置；所述放电结构固定设置在所述飞行器模型的头部，所述放电装置与所述放电结构、所述控制器电连接，用于根据所述控制器生成的指令，令所述放电结构放电；所述飞行器模型固定设置在所述光纤天平的头部；所述光纤天平用于测量多分量载荷变化；所述支架的一端与所述光纤天平固定连接，另一端与所述调整机构固定连接；所述调整机构位于测试用流场区域的外侧，与所述控制器电连接，可多自由度转动，用于根据所述控制器生成的指令，调整所述支架的位姿；所述光纤光栅设置于所述飞行器模型的尾部，用于测量温度变化；所述光信号解调仪与所述光纤天平及所述光纤光栅通过光纤连接，与所述控制器电连接，用于采集并解调光信号，发送至所述控制器；所述控制器用于生成指令并发送，根据所述光纤光栅测得的温度变化确定放电时间，根据所述光纤天平测得的多分量载荷变化确定放电减阻效果。
[0005]可选地，所述控制器还用于比较根据所述光纤光栅测得的温度变化确定的放电时间和所述放电结构工作的时间，确定放电控制延迟。
[0006]可选地，所述光纤天平为六分量天平，包括依次连接的模型端、测量元件、支杆和连接端；其中，所述模型端用于与所述飞行器模型固定连接；
所述测量元件包括轴向力元件和组合元件；至少六个光纤应变计分设于所述测量元件的应变敏感位置，用于测量六分量载荷变化；所述连接端用于与所述支架固定连接。
[0007]可选地，所述模型端与所述飞行器模型通过锥配合固定连接，所述模型端穿入所述飞行器模型的尾部；所述连接端与所述支架通过锥配合固定连接，所述连接端穿入所述支架。
[0008]可选地，所述放电装置、所述光信号解调仪和所述控制器均位于风洞试验段外。
[0009]可选地，所述调整机构固定设置在风洞试验段的底侧。
[0010]可选地，所述放电结构为激波针或等离子体放电器。
[0011]本专利技术还提供了一种放电减阻设备的测量方法，采用如上述任一项所述的放电减阻设备的测量系统实现，包括如下步骤：组装并调试所述放电减阻设备的测量系统；开启风洞，待吹风稳定后，将飞行器模型送入测试用流场中；令放电结构放电，并通过光信号解调仪采集并解调光信号；根据光纤光栅测得的温度变化确定放电时间；根据光纤应变计测得的多分量载荷变化，确定放电时间内所述飞行器模型受到的减阻效果。
[0012]可选地，所述的测量方法还包括：比较根据所述光纤光栅测得的温度变化确定的放电时间和所述放电结构工作的时间，确定放电控制延迟。
[0013]可选地，所述组装并调试所述放电减阻设备的测量系统包括：对光纤天平进行静态校准，确定所述光纤天平输出与所受载荷的函数关系。
[0014]本专利技术的上述技术方案具有如下优点：本专利技术提供了一种放电减阻设备的测量系统及测量方法，本专利技术利用光纤抗电磁干扰的特点，采用光纤光栅确定放电时间，采用光纤天平测量放电前后的气动阻力变化，解决了强电磁干扰情况下测量难的问题，可实现直接测量放电减阻设备的减阻效果，为评估放电减阻设备及设计高超声速飞行器提供技术支持。
附图说明
[0015]图1是本专利技术实施例中一种放电减阻设备的测量系统结构示意图；图2是本专利技术实施例中一种六分量天平结构示意图；图3是图2中虚线框区域的放大图；图4是本专利技术实施例中一种放电减阻设备的测量方法步骤图。
[0016]图中：1：放电结构；2：飞行器模型；3：光纤天平；31：模型端；32：测量元件；321：轴向力元件；322：组合元件；33：支杆；34：连接端；4：光纤光栅；5：支架；6：调整机构。
具体实施方式
[0017]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是
本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0018]如前所述，为实现高超声速飞行，常见的减阻方式通常是在飞行器头部设置激波针以及通过放电的方式形成等离子体，从而改变飞行器头部激波形态，实现减小飞行器气动阻力，但放电减阻的方式会产生较强的电磁干扰，影响传感器测量结果，如测量飞行器局部压力的压力传感器和测量飞行器整体阻力的电阻应变天平均会受到严重干扰而无法测量。因此，目前放电减阻的效果只能采用CFD等数值计算手段进行判断，同时采用纹影等流场显示方式对减阻过程进行分析，缺乏直接的减阻效果测量手段，放电减阻的实际效果难以进行测试与验证。有鉴于此，本专利技术针对飞行器放电减阻技术提出了一种依赖光纤传感的、抗电磁干扰的气动阻力测量方案，以实现对放电减阻效果的实际测量与评估。
[0019]下面描述以上构思的具体实现方式。
[0020]如图1所示，本专利技术实施例提供的一种放电减阻设备的测量系统，包括待测的放电减阻设备、待测的飞行器模型2、光纤天平3、支架5、调整机构6、光信号解调仪、控制器及至少一个光纤光栅4，图1中箭头所示气流方向标识了流场流动的方向（为便于显示，图1中未示出光信号解调仪和控制器）。具体的，该测量系统中：放电减阻设备包括放电结构1和放电装置；放电结构1固定设置在飞行器模型2的头部，放电装置与放电结构1、控制器电连接（为便于显示，图1中未示出放电装置），用于根据控制器生成的指令，令放电结构1放电，实现为流场中的飞行器模型2减阻。飞行器模型2的头部，即设计的、用于迎接来流的一端。放电装置优选位于测试用流场区域的外侧，更优选位于风洞试验段之外，通过包裹绝缘层的导线与放电结构1连接，以减少流场及放电行为对于放电装置的干扰。
[0021]飞行器模型2固定设置在光纤天平3的头部；光纤天平3用于测量风洞试验过程中多分量载荷变化。飞行器模型2优选与光纤天平3本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种放电减阻设备的测量系统，其特征在于，包括：放电减阻设备、飞行器模型、光纤天平、支架、调整机构、光信号解调仪、控制器及光纤光栅；所述放电减阻设备包括放电结构和放电装置；所述放电结构固定设置在所述飞行器模型的头部，所述放电装置与所述放电结构、所述控制器电连接，用于根据所述控制器生成的指令，令所述放电结构放电；所述飞行器模型固定设置在所述光纤天平的头部；所述光纤天平用于测量多分量载荷变化；所述支架的一端与所述光纤天平固定连接，另一端与所述调整机构固定连接；所述调整机构位于测试用流场区域的外侧，与所述控制器电连接，可多自由度转动，用于根据所述控制器生成的指令，调整所述支架的位姿；所述光纤光栅设置于所述飞行器模型的尾部，用于测量温度变化；所述光信号解调仪与所述光纤天平及所述光纤光栅通过光纤连接，与所述控制器电连接，用于采集并解调光信号，发送至所述控制器；所述控制器用于生成指令并发送，根据所述光纤光栅测得的温度变化确定放电时间，根据所述光纤天平测得的多分量载荷变化确定放电减阻效果。2.根据权利要求1所述的测量系统，其特征在于：所述控制器还用于比较根据所述光纤光栅测得的温度变化确定的放电时间和所述放电结构工作的时间，确定放电控制延迟。3.根据权利要求1所述的测量系统，其特征在于：所述光纤天平为六分量天平，包括依次连接的模型端、测量元件、支杆和连接端；其中，所述模型端用于与所述飞行器模型固定连接；所述测量元件包括轴向力元件和组合元件；至少六个光纤应变计分设于所述测量元件的...

【专利技术属性】
技术研发人员：闵夫，杨彦广，王宏宇，解真东，
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：