一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构制造技术

本发明专利技术涉及一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，包括气浮球轴承、俯仰偏航基座、角接触轴承、支杆组件、俯仰伺服电机、偏航伺服电机、无线测控模块以及上位机；风洞虚拟飞行试验过程中，飞行器模型在气动力和舵面共同作用下自由运动，上位机通过无线测控模块获取飞行器模型姿态，并实时解算气浮球轴承转子和定子间的夹角，当气浮球轴承转子和定子间的夹角超出设定的运动范围时，上位机发送控制指令驱动俯仰伺服电机和或偏航伺服电机强迫运动，调整气浮球轴承转子与定子间的夹角始终在设定的运动范围内。本发明专利技术可最大程度降低支撑摩擦对风洞试验的干扰，且在不增加飞行器外形破坏程度的条件下满足各通道超大运动范围的需求。围的需求。围的需求。

【技术实现步骤摘要】
一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构


[0001]本专利技术涉及一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，特别适用于飞行器角度运动范围较大的风洞虚拟飞行试验。

技术介绍

[0002]飞行包线宽、机动性好、敏捷度高是现代战斗机和新型高超飞行器的重要特征，大迎角高机动飞行过程中，由于非线性、非定常气动特性和飞行参数变化剧烈导致的气动与控制耦合性强、稳定性弱及非线性现象显著的问题，给飞行器机动特性评估、控制系统设计和风洞试验提出新的挑战；传统基于定常风洞试验+飞行试验的迭代设计方法代价高昂，试验周期冗长，试验风险大，且基于线性叠加原理的定常风洞试验方法割裂气动与运动之间的相互干扰，难以有效揭示真实机动飞行时气动与运动之间复杂的非线性耦合特性与机理。
[0003]风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个旋转自由度的专用支撑装置上，通过舵面作动系统操控舵面完成指定控制率下的舵偏运动，并实时测量飞行器气动和运动参数，检验飞行器响应和操纵控制特性；飞行器模型通常采用腹撑、背撑或尾撑的方式与支撑装置连接，这种连接方式存在飞行器运动范围不足的问题。当飞行器运动范围较大时需对应扩大其腹部、背部或尾部开口尺寸，甚至采用某一运动自由度机构置于模型外部的方式，严重影响飞行器模型的几何相似性和惯量相似性；此外，多自由度支撑机构通常采用组合机械轴承的形式，摩擦阻尼大，摩擦影响不可忽略，且随着气动载荷的变化而变化，导致摩擦修正比较困难。上述问题均对风洞虚拟飞行试验的逼真度和可靠性产生较大影响。

技术实现思路
r/>[0004]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于解决风洞试验中支撑机构摩擦阻尼大、飞行器运动范围不足问题的飞行器模型多自由度支撑机构。
[0005]本专利技术的技术解决方案是：气浮球轴承、支杆组件和支撑驱动机构；飞行器模型安装后质心位置与气浮球轴承的球心重合，飞行器模型通过所述气浮球轴承与支杆组件上端连接，飞行器模型在气浮球轴承的支撑下绕支杆组件实现俯仰、偏航、滚转运动，当气浮球轴承转子与定子间的夹角超出设定的运动范围时，支撑驱动机构用于驱动支杆组件运动，调整气浮球轴承转子与定子间的夹角始终在设定的运动范围内。
[0006]本专利技术所述的气浮球轴承转子与飞行器模型刚性固连，气浮球轴承定子与支杆组件上端刚性固连。
[0007]本专利技术中气浮球轴承转子绕定子自由运动时，转子与定子之间夹角的自由变化范围取为[
‑
θ1，θ2]，转子和定子之间设定的运动范围取为θ1为转子与定子间夹角下限的绝对值，θ2为转子与定子间夹角的上限。
[0008]本专利技术所述支撑驱动机构包括俯仰偏航基座、角接触轴承、偏航伺服电机和俯仰伺服电机；俯仰偏航基座包括圆弧导轨和基座，圆弧导轨与基座固定连接，基座通过角接触轴承安装于地板，支杆组件下端与俯仰偏航基座的圆弧导轨内侧啮合；支杆组件的俯仰运动转心位于圆弧导轨的圆心，俯仰偏航基座的偏航运动转轴为基座轴线；气浮球轴承的球心、支杆组件的俯仰运动转心相交于俯仰偏航基座偏航运动转轴上的一点，飞行器模型安装后质心位置与此点重合，保证飞行器模型在自由运动过程中的质心位置始终不变；当转子和定子间的夹角超出设定的运动范围时，俯仰伺服电机驱动支杆组件沿俯仰偏航基座的圆弧导轨移动，使飞行器模型实现强迫俯仰运动；偏航伺服电机驱动俯仰偏航基座旋转，通过支杆组件使飞行器模型实现强迫偏航运动，保证气浮球轴承转子与定子间的夹角始终在设定的运动范围内。
[0009]进一步的，所述俯仰伺服电机安装于支杆组件的下端，通过编码器获取定子相对地面参考坐标系的俯仰角度；所述偏航伺服电机嵌入地板，还用于获取定子相对地面参考坐标系的偏航角度。
[0010]进一步的，本专利技术所述支撑机构还包括无线测控模块，用于实时测量飞行器模型相对地面参考坐标系的俯仰、偏航和滚转角度。所述无线测控模块安装于飞行器模型内腔。
[0011]进一步的，本专利技术所述支撑机构还包括上位机，上位机通过无线测控模块实时获取转子相对地面参考坐标系的俯仰、偏航和滚转角度；偏航伺服电机获取定子相对地面参考坐标系的偏航角度，俯仰伺服电机获取定子相对地面参考坐标系的俯仰角度，上位机根据转子与定子分别相对地面参考坐标系的角度关系，通过坐标转换，实时解算出气浮球轴承定子和转子间的夹角。
[0012]使用本专利技术所述支撑机构调节飞行器模型的运动姿态时，包括如下步骤：
[0013]S1、将气浮球轴承定子与支杆组件固定连接，保证气浮球轴承处于正常浮起状态；
[0014]S2、调整俯仰偏航基座圆弧导轨边缘弧线所在的平面平行于风洞来流方向，支杆组件滑动到俯仰偏航基座圆弧导轨的中心位置，记录偏航伺服电机和俯仰伺服电机当前位置为基准位置，此时反馈的偏航角和俯仰角为零；
[0015]S3、将飞行器模型安装于气浮球轴承转子，飞行器模型的质心与气浮球轴承的球心重合，无线测控模块、俯仰伺服电机、偏航伺服电机和上位机正常工作后开始吹风，控制舵面作动系统完成指定控制率下的舵偏运动，在风洞来流条件模拟飞行器机动过程；
[0016]S4、试验过程中实时获取气浮球轴承转子和定子相对地面参考坐标系的偏转角度，通过坐标系转换获取气浮球轴承转子和定子间夹角；当转子和定子间的夹角超出设定的运动范围时，上位机控制俯仰伺服电机和或偏航伺服电机驱动支杆组件运动，调整气浮球轴承转子与定子间的夹角始终在设定的运动范围内。
[0017]本专利技术与现有技术相比有益效果为：
[0018](1)、本专利技术利用气浮球轴承作为风洞虚拟飞行试验多自由度支撑机构，最大限度降低支撑机构摩擦对试验逼真度的影响；
[0019](2)、本专利技术引入伺服控制的方法补偿气浮球轴承运动范围不足的问题，在不增加飞行器模型支撑开口尺寸的前提下，使得超大运动范围的风洞飞行器虚拟飞行试验成为可能。
附图说明
[0020]图1为本专利技术实施例飞行器模型多自由度支撑机构示意图；
[0021]图2为本专利技术实施例气浮球轴承结构示意图。
具体实施方式
[0022]如图1所示，本专利技术提出的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，包括气浮球轴承3、支杆组件8和支撑驱动机构；气浮球轴承3包括转子11和定子12，俯仰偏航基座4包括圆弧导轨和基座，支撑驱动机构包括俯仰偏航基座4、角接触轴承5、偏航伺服电机7和俯仰伺服电机9。飞行器模型1与气浮球轴承转子11刚性固连，支杆组件8上端与气浮球轴承定子12刚性固连，支杆组件8下端与俯仰偏航基座4的圆弧导轨内侧以齿轮和弧形齿条的方式啮合。俯仰偏航基座4的圆弧导轨与基座固定连接，基座通过角接触轴承安装于地板；俯仰伺服电机9安装于支杆组件8的下端，能够实时反馈定子12相对地面参考坐标系的俯仰角度，并驱动支杆组件8实现强迫俯仰运动；偏航伺服电机7嵌入地板6，能够实时反馈定子12相对地面参考坐标系的偏航角度，并驱动俯仰偏航基座4旋转，通过支杆组件8使飞行器模型1实现强迫偏航运动；支杆组件8的俯仰运动转心位于本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：包括气浮球轴承(3)、支杆组件(8)和支撑驱动机构；飞行器模型(1)安装后质心位置与气浮球轴承(3)的球心重合，飞行器模型(1)通过所述气浮球轴承(3)与支杆组件(8)上端连接，飞行器模型(1)在气浮球轴承(3)的支撑下绕支杆组件(8)实现俯仰、偏航、滚转运动，当气浮球轴承转子(11)与定子(12)间的夹角超出设定的运动范围时，支撑驱动机构用于驱动支杆组件(8)运动，调整气浮球轴承转子(12)与定子(11)间的夹角始终在设定的运动范围内。2.根据权利要求1所述的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：气浮球轴承转子(11)与飞行器模型(1)刚性固连，气浮球轴承定子(12)与支杆组件(8)上端刚性固连。3.根据权利要求1或2所述的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：所述气浮球轴承转子(11)绕定子(12)自由运动时，转子(11)与定子(12)之间夹角的自由变化范围取为[
‑
θ1，θ2]，转子(11)和定子(12)之间设定的运动范围取为θ1为转子(11)与定子(12)间夹角下限的绝对值，θ2为转子(11)与定子(12)间夹角的上限。4.根据权利要求1所述的一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，其特征在于：所述支撑驱动机构包括俯仰偏航基座(4)、角接触轴承(5)、偏航伺服电机(7)和俯仰伺服电机(9)；俯仰偏航基座(4)包括圆弧导轨和基座，圆弧导轨与基座固定连接，基座通过角接触轴承(5)安装于地板(6)，支杆组件(8)下端与俯仰偏航基座(4)的圆弧导轨内侧啮合；支杆组件(8)的俯仰运动转心位于圆弧导轨的圆心，俯仰偏航基座(4)的偏航运动转轴为基座轴线；气浮球轴承(3)的球心、支杆组件(8)的俯仰运动转心相交于俯仰偏航基座(4)偏航运动转轴上的一点，飞行器模型(1)安装后质心位置与此点重合，保证飞行器模型(1)在自由运动过程中的质心位置始终不变；当转子(11)和定子(12)间的夹角超出设定的运动范围时，俯仰伺服电机(9)驱动支杆组件(8)沿俯仰偏航基座(4)的圆弧导轨移动，使飞行器模型(1)实现强迫俯仰运动；偏航伺服电机(7)驱动俯仰偏航基座(4)旋转，通过支杆组件(8)使飞行器模型(1)实现强迫偏航运动，保证气浮球轴承转子(12)与定子(11)间的夹角始终在设定的运动范围内。5.根据权利要求4所述的一种用于风洞试验...

【专利技术属性】
技术研发人员：付增良，赵俊波，梁彬，张石玉，周平，周家检，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：