【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种风洞试验模拟测试系统，具体涉及一种飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统及试验方法，属于试验空气动力学测量。
技术介绍
1、大振幅强迫振荡动态风洞试验是研究飞行器过失速机动非定常气动特性的主要手段之一。随着新一代战斗机、导弹的过失速机动性能技术指标要求的不断提升，现有地面试验技术已无法充分满足飞行器超大姿态角过失速机动模拟和动态载荷高精度测量需求。
2、当前，现有主流试验技术的俯仰振幅一般为30°，最大攻角不超过90°，试验振荡频率不超过3hz，而俯仰振幅提升后，试验频率则急剧下降。此外，俯仰、滚转双模式振荡模拟和六维动态气动力测量也仅建立在小幅俯仰振荡试验技术的基础上。随着飞行器过失速机动性能向更大姿态角迈进，亟需从振幅、振荡频率和振荡模式等方面全面提升超大振幅强迫振荡风洞试验技术能力，以为先进飞行器的研制提供技术支撑。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，以解决现有技术无论从振幅、振荡频率和振荡模式等方面均无法满足飞行器研制需求问题。
2、为实现上述专利技术目的，本专利技术提供如下技术方案：
3、飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，包括：
4、俯仰振荡驱动装置，设置在风洞外部的一端，与滚转驱动测力装置连接；包含电机，通过驱动电机带动飞行器模型实现在风洞水平面内任意俯仰振幅下的振荡运动模拟；
5、俯仰振荡随动
6、滚转驱动测力装置，位于飞行器模型内部，为电磁悬浮测力装置，悬浮并驱动飞行器模型实现沿其轴线任意滚转振幅下的振荡模拟，并实现飞行器模型的六分量动态气动力测量；
7、飞行器模型，设置在风洞内部。
8、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，还包括穿过风洞壁面的第一转轴和第二转轴，
9、所述俯仰振荡驱动装置包括依次连接的电机、减速器和第一联轴器，第一联轴器与第一转轴连接；
10、所述俯仰振荡随动装置包括第二联轴器和角度编码器，第二联轴器分别与角度编码器和第二转轴连接。
11、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述俯仰振荡驱动装置还包括电机座、减速器座和第一转轴座，所述电机安装在电机座上，所述减速器安装在减速器座上，所述第一转轴通过轴承安装在第一转轴座上；所述俯仰振荡随动装置还包括第二转轴座和编码器座，所述角度编码器安装在编码器座上，所述第二转轴通过轴承安装在第二转轴座上。
12、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述滚转驱动测力装置包括第一阻力电磁铁、内轴、支撑体、第一径向电磁组件、第一径向位移传感器、轴向位移传感器、滚转位移传感器、滚转驱动组件、第二径向位移传感器、第二径向电磁组件和第二阻力电磁铁；
13、所述第一阻力电磁铁、第一径向电磁组件的磁芯和绕组，第一径向位移传感器、轴向位移传感器、滚转位移传感器、滚转驱动组件的磁芯和绕组，第二径向位移传感器、第二径向电磁组件的磁芯和绕组，第二阻力电磁铁依次安装在支撑体的壳体内，各相邻部件之间通过隔磁环套隔开；
14、所述内轴与滚转驱动组件的轴向对应位置嵌套有永磁磁钢，所述内轴与第一径向电磁组件、第一径向位移传感器、轴向位移传感器、滚转位移传感器、第二径向位移传感器、第二径向电磁组件和第二阻力电磁铁的轴向对应位置嵌套有环形硅钢叠片。
15、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述滚转驱动测力装置还包括第一阻力盘、第二阻力盘、第一锁紧螺母和第二锁紧螺母，所述内轴的两端分别安装有第一阻力盘和第二阻力盘，并分别通过第一锁紧螺母和第二锁紧螺母紧固。
16、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述滚转驱动测力装置还包括控制器和电流测量组件，所述第一径向位移传感器、轴向位移传感器、滚转位移传感器和第二径向位移传感器测量得到飞行器模型各自由度位移变化；所述控制器通过控制改变各电磁组件绕组的电流使飞行器模型位移回到零位；所述电流测量组件测量得到电流变化并换算得到飞行器模型的六自由度动态气动力。
17、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述环形硅钢叠片的厚度为0.25mm-0.35mm。
18、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述支撑体为包含竖向轴和横向壳体的“十”字结构，与竖向轴相贯的横向壳体部分直径和飞行器模型外径相匹配，横向壳体设置在飞行器模型内部，竖向轴穿过飞行器模型，两端分别与第一转轴和第二转轴连接，横向壳体与模型前段和模型后段均不接触，留有0.5mm-1mm的轴向间隙。
19、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述第一径向电磁组件、第一径向位移传感器、轴向位移传感器、滚转位移传感器、滚转驱动组件、第二径向位移传感器和第二径向电磁组件的磁芯与嵌套在内轴上的硅钢叠片或永磁磁钢之间的径向间隙s为0.3mm-0.6mm；所述第一阻力盘和第一阻力电磁铁之间、第二阻力电磁铁和第二阻力盘之间的轴向间隙s为0.3mm-0.6mm。
20、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述第一径向电磁组件、滚转驱动组件和第二径向电磁组件的磁芯由多个硅钢片沿轴向叠制而成，每个角上均设置有绕组；所述硅钢片的截面形状为分瓣形，厚度为0.25mm-0.35mm；所述第一阻力电磁铁和第二阻力电磁铁均为“凹”形截面的旋成体结构，凹形结构中间设置有绕组；所述第一阻力盘和第二阻力盘均为环形结构。
21、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述第一阻力电磁铁、第二阻力电磁铁、第一阻力盘和第二阻力盘均由软磁钢材料整体制成；所述内轴、支撑体和隔磁环套均由非导磁钢材料制成。
22、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述角度编码器的转动轴线与飞行器模型俯仰振荡轴线同轴，用于监测模型的俯仰角位移。
23、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述飞行器模型包括模型头部、模型前段和模型后段，所述模型前段和模型后段分别安装在滚转驱动测力装置的两端，所述模型头部安装在模型前段上。
24、在上述飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统中，所述风洞试验系统同时实现飞行器模型的俯仰、滚转双模振荡运动模拟和动态气动力测量，俯仰振幅和滚转振幅均可达90°。
25、一种飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验方法，应用于上述试验系统，包括：
26、俯仰振荡驱动装置与俯仰振荡随动装置配合，通过驱动电机带动飞行器模型实现在风洞水平面内任意俯仰振幅下的振荡运动模拟；
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【技术保护点】
1.飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，还包括穿过风洞(14)壁面的第一转轴(7)和第二转轴(9)，
3.根据权利要求2所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述俯仰振荡驱动装置还包括电机座(2)、减速器座(4)和第一转轴座(6)，所述电机(1)安装在电机座(2)上，所述减速器(3)安装在减速器座(4)上，所述第一转轴(7)通过轴承安装在第一转轴座(6)上；
4.根据权利要求1所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述滚转驱动测力装置(8)包括第一阻力电磁铁(8005)、内轴(8006)、支撑体(8007)、第一径向电磁组件(8008)、第一径向位移传感器(8009)、轴向位移传感器(8010)、滚转位移传感器(8011)、滚转驱动组件(8012)、第二径向位移传感器(8013)、第二径向电磁组件(8014)和第二阻力电磁铁(8015)；
5.根据权利要求4所述的飞行器超
6.根据权利要求4所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述滚转驱动测力装置(8)还包括控制器和电流测量组件，所述第一径向位移传感器(8009)、轴向位移传感器(8010)、滚转位移传感器(8011)和第二径向位移传感器(8013)测量得到飞行器模型各自由度位移变化；所述控制器通过控制改变各电磁组件绕组的电流使飞行器模型位移回到零位；所述电流测量组件测量得到电流变化并换算得到飞行器模型的六自由度动态气动力。
7.根据权利要求4所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述环形硅钢叠片的厚度为0.25mm-0.35mm。
8.根据权利要求4所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述支撑体(8007)为包含竖向轴和横向壳体的“十”字结构，与竖向轴相贯的横向壳体部分直径和飞行器模型外径相匹配，横向壳体设置在飞行器模型内部，竖向轴穿过飞行器模型，两端分别与第一转轴(7)和第二转轴(9)连接，横向壳体与模型前段(8002)和模型后段(8018)均不接触，留有0.5mm-1mm的轴向间隙。
9.根据权利要求1所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述第一径向电磁组件(8008)、第一径向位移传感器(8009)、轴向位移传感器(8010)、滚转位移传感器(8011)、滚转驱动组件(8012)、第二径向位移传感器(8013)和第二径向电磁组件(8014)的磁芯与嵌套在内轴(8006)上的硅钢叠片或永磁磁钢之间的径向间隙s为0.3mm-0.6mm；
10.根据权利要求1所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述第一径向电磁组件(8008)、滚转驱动组件(8012)和第二径向电磁组件(8014)的磁芯由多个硅钢片沿轴向叠制而成，每个角上均设置有绕组；所述硅钢片的截面形状为分瓣形，厚度为0.25mm-0.35mm；
11.根据权利要求1所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述第一阻力电磁铁(8005)、第二阻力电磁铁(8015)、第一阻力盘(8004)和第二阻力盘(8016)均由软磁钢材料整体制成；
12.根据权利要求2所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述角度编码器(13)的转动轴线与飞行器模型俯仰振荡轴线同轴，用于监测模型的俯仰角位移。
13.根据权利要求1所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述飞行器模型包括模型头部(8001)、模型前段(8002)和模型后段(8018)，所述模型前段(8002)和模型后段(8018)分别安装在滚转驱动测力装置(8)的两端，所述模型头部(8001)安装在模型前段(8002)上。
14.根据权利要求1所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述风洞试验系统同时实现飞行器模型的俯仰、滚转双模振荡运动模拟和动态气动力测量，俯仰振幅和滚转振幅均可达90°。
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【技术特征摘要】
1.飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，还包括穿过风洞(14)壁面的第一转轴(7)和第二转轴(9)，
3.根据权利要求2所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述俯仰振荡驱动装置还包括电机座(2)、减速器座(4)和第一转轴座(6)，所述电机(1)安装在电机座(2)上，所述减速器(3)安装在减速器座(4)上，所述第一转轴(7)通过轴承安装在第一转轴座(6)上；
4.根据权利要求1所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述滚转驱动测力装置(8)包括第一阻力电磁铁(8005)、内轴(8006)、支撑体(8007)、第一径向电磁组件(8008)、第一径向位移传感器(8009)、轴向位移传感器(8010)、滚转位移传感器(8011)、滚转驱动组件(8012)、第二径向位移传感器(8013)、第二径向电磁组件(8014)和第二阻力电磁铁(8015)；
5.根据权利要求4所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述滚转驱动测力装置(8)还包括第一阻力盘(8004)、第二阻力盘(8016)、第一锁紧螺母(8003)和第二锁紧螺母(8017)，所述内轴(8006)的两端分别安装有第一阻力盘(8004)和第二阻力盘(8016)，并分别通过第一锁紧螺母(8003)和第二锁紧螺母(8017)紧固。
6.根据权利要求4所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述滚转驱动测力装置(8)还包括控制器和电流测量组件，所述第一径向位移传感器(8009)、轴向位移传感器(8010)、滚转位移传感器(8011)和第二径向位移传感器(8013)测量得到飞行器模型各自由度位移变化；所述控制器通过控制改变各电磁组件绕组的电流使飞行器模型位移回到零位；所述电流测量组件测量得到电流变化并换算得到飞行器模型的六自由度动态气动力。
7.根据权利要求4所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述环形硅钢叠片的厚度为0.25mm-0.35mm。
8.根据权利要求4所述的飞行器超大姿态角俯仰滚转双模振荡风洞试验系统，其特征在于，所述支撑体(8007)为包含竖向轴和横向壳体的“十”字结构，与竖向轴相贯的横向壳体部分直径和飞行器模型外径相匹配，横向壳体设置在飞行器模型内部，竖向轴穿过飞行器...
【专利技术属性】
技术研发人员：闫万方，魏巍，刘国东，魏忠武，陈天奇，谢峰，张晨凯，王帅，杨辉，
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：
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