【技术实现步骤摘要】
本申请属于气动弹性风洞试验，特别涉及一种用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置及试验方法。
技术介绍
1、不作急剧机动的大型运输机和重型轰炸机在遭遇阵风后，结构承受的阵风载荷可能大于机动载荷，如果长时间经受强烈变化的阵风载荷，会导致飞机各部件的疲劳寿命降低，也会使得飞机的乘座品质下降，甚至会影响驾驶员操纵危及飞行安全。阵风减缓利用控制技术通过降低阵风环境中机体结构的动态载荷，以达到减轻飞机的结构重量，提高机体疲劳寿命，改善乘座品质的目的。
2、阵风减缓系统的设计开发，除数值仿真之外还必须依靠各种试验来完成。由于风洞自由飞试验可以充分模拟飞机遭遇阵风之后的响应历程，因此，阵风减缓风洞自由飞试验较之其它地面试验，能够更加全面和充分的对控制对象数学模型、阵风减缓设计方案和系统功能进行验证，对于飞机阵风减缓系统研制具有重要的支撑作用。
3、飞机受阵风扰动后的运动是刚体运动与弹性振动的叠加，而大气中的阵风是能量集中于低频的随机扰动，通常飞机受垂向阵风扰动后的刚体响应对结构载荷的贡献最大，因此在进行阵风减缓风洞试验时，需要使用专门的支撑装置模拟试验模型(以下简称模型飞机)的刚体运动。支撑装置除了为试验模型提供相应的刚体运动行程外，还应在试验中对模型飞机提供一定的辅助保护功能。特别是在阵风发生器启停阶段，阵风频率从低到高或从高到低的变化过程中，当阵风频率与模型飞机的长周期刚体沉浮运动模态频率接近或重合时，模型飞机将出现较大幅度的沉浮运动响应，而极易超出支撑装置的沉浮运动行程极限，导致模型飞机与支撑装置沉浮运动限位发生
4、现有的风洞模型支撑装置中，用于气动测力和测压的风洞模型支撑装置不能模拟模型飞机的刚体运动；颤振试验中大量使用的双索悬挂支撑装置，由于存在悬挂弹簧，因此只能实现模型弹性支撑边界的模拟，无法提供阵风减缓功能验证试验所需的“自由-自由”边界。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置及试验方法，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
2、第一方面，本申请的技术方案是：用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，包括：
3、垂向固定设置在风洞上壁和风洞下壁之间的直线导轨；
4、沿着直线导轨设置的同步齿形带，所述同步齿形带的两端安装在洞顶带轮和洞底带轮上；
5、固定在同步齿形带上的滑块；
6、具有俯仰电磁阻尼器转子和俯仰电磁阻尼器定子的俯仰电磁阻尼器，所述俯仰电磁阻尼器定子与滑块固定连接，俯仰电磁阻尼器转子与模型飞机固定连接；
7、与洞顶带轮相邻设置的沉浮电磁阻尼器，所述沉浮电磁阻尼器包括沉浮电磁阻尼器定子和沉浮电磁阻尼器转子，所述沉浮电磁阻尼器转子与洞顶带轮之间相互啮合而形成沉浮位移转换放大齿轮对。
8、优选的，所述洞顶带轮安装在风洞上壁的外侧，所述洞底带轮1安装在风洞下壁的下侧。
9、优选的，所述俯仰电磁阻尼器为双转子盘式电磁阻尼器。
10、优选的，所述沉浮电磁阻尼器为单转子盘式电磁阻尼器。
11、优选的，所述洞顶带轮的外表面设有齿轮结构，所述沉浮电磁阻尼器转子的外表面也设有齿轮结构，所述沉浮电磁阻尼器转子的齿轮结构与洞顶带轮的齿轮结构相互啮合而形成沉浮位移转换放大齿轮对。
12、另一方面，本申请提供了一种采用如上任一所述的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置进行阵风减缓验证的试验方法，所述试验方法包括：
13、构建模型飞机在支撑装置阻尼作用下的阵风响应运动方程；
14、构建在阵风输入下的模型飞机阵风响应状态空间方程；
15、根据所述阵风响应运动方程和阵风响应状态空间方程及阵风输入计算得到模型飞机的沉浮位移和俯仰角响应，并与试验过程中模型飞机所允许的最大沉浮位移和俯仰角进行对比，确定支撑装置应提供的沉浮与俯仰阻尼系数与阵风输入的对应关系；
16、启动风洞内的阵风发生装置产生试验所需的阵风激励，根据实测的阵风输入和所述对应关系，实时调整支撑装置的电磁阻尼器阻尼系数，保证模型飞机的俯仰和沉浮运动始终处于在所允许的可控范围内。
17、优选的，所述阵风响应运动方程为：
18、
19、其中，v0为风洞来流速度；
20、z为模型飞机沉浮位移，为模型飞机沉浮速度，为模型飞机沉浮加速度；
21、θ为模型飞机俯仰角，为模型飞机俯仰角速率，为模型飞机俯仰角加速度；
22、zα为模型飞机升力对迎角的量纲导数；
23、为模型飞机升力对迎角变化率的量纲导数；
24、zq为模型飞机升力对俯仰角速率的量纲导数；
25、mα模型飞机俯仰力矩对迎角的量纲导数；
26、模型飞机俯仰力矩对迎角变化率的量纲导数；
27、mq模型飞机俯仰力矩对俯仰角速率的量纲导数；
28、
29、q为风洞来流速压；
30、sw为参考面积；
31、ca为参考弦长；
32、cz为支撑机构沉浮阻尼器阻尼系数；
33、cθ为支撑机构俯仰阻尼器阻尼系数；
34、为模型飞机升力系数对迎角的导数；
35、为模型飞机绕俯仰轴的力矩系数对迎角的导数；
36、为模型飞机升力对无量纲迎角变化率的导数；
37、为模型飞机绕俯仰轴的力矩系数对无量纲迎角变化率的导数；
38、为模型飞机升力系数对无量纲俯仰角速率的导数；
39、为模型飞机俯仰力矩系数对无量纲俯仰角速率的导数。
40、优选的，所述阵风响应状态空间方程为：
41、
42、y＝cx
43、其中，为状态向量的导数，x为状态向量，ug为输入向量，y为输出向量，a、bg、c分别为状态矩阵、输入矩阵和输出矩阵；
44、
45、i为单位矩阵，e、f、g、j为用于组装状态矩阵a、输入矩阵bg和输出矩阵c的中间过渡变量，其定义如下；
46、
47、
48、y＝[zθ]t，其中，wg为阵风速度，为阵风加速度。
49、本申请提供的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置及试验方法具有如下优点：
50、a)支撑装置同时配置有俯仰电磁阻尼器和沉浮电磁阻尼器，可根据试验需求，分别提前预置或实时改变电磁阻尼器的励磁电流大小，能够灵活方便的控制阻尼力矩输出，有效适用于复杂多变的气动弹性动态试验环境；
51、b)使用同步带传动配合位移放大齿轮，将模型飞机的沉浮线运动放大并转换为电磁阻尼器转子角运动，可以有效解决沉浮运动速度低，沉浮阻尼力难于高效施加的难题；
52、c)使用电磁阻尼器输出的转子角速率和角位移，经简单转换后直接作为模型飞机的沉浮与俯仰运动反馈信本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，其特征在于，所述洞顶带轮安装在风洞上壁的外侧，所述洞底带轮1安装在风洞下壁的下侧。
3.如权利要求1所述的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，其特征在于，所述俯仰电磁阻尼器为双转子盘式电磁阻尼器。
4.如权利要求3所述的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，其特征在于，所述沉浮电磁阻尼器为单转子盘式电磁阻尼器。
5.如权利要求4所述的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，其特征在于，所述洞顶带轮的外表面设有齿轮结构，所述沉浮电磁阻尼器转子的外表面也设有齿轮结构，所述沉浮电磁阻尼器转子的齿轮结构与洞顶带轮的齿轮结构相互啮合而形成沉浮位移转换放大齿轮对。
6.一种采用如权利要求1至5任一所述的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置进行阵风减缓验证的试验方法，其特征在于，所述试验方法包括：
7.如权利要求6所述的试验方法，其特征在于，所述阵风响应运动方程为：
...
【技术特征摘要】
1.用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，其特征在于，所述洞顶带轮安装在风洞上壁的外侧，所述洞底带轮1安装在风洞下壁的下侧。
3.如权利要求1所述的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，其特征在于，所述俯仰电磁阻尼器为双转子盘式电磁阻尼器。
4.如权利要求3所述的用于阵风减缓验证的风洞自由飞模型支撑装置，其特征在于，所述沉浮电磁阻尼器为单转子盘式电磁阻尼器。
5.如权利要求4所述的用于阵风减...
【专利技术属性】
技术研发人员：蒲利东，魏巍，霍应元，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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