本发明专利技术公开了一种风洞试验装置，能够在风洞试验中控制舵面(600)偏转，并测量舵面(600)的偏转角度和空气动力载荷，所述风洞风洞试验装置包括舵面偏转驱动组件(100)、天平组件(200)、角度测量组件(300)和安装壳体(400)，所述安装壳体(400)固定在风洞模型(500)内部；所述天平组件(200)与舵面(600)固定连接；所述舵面偏转驱动组件100驱动天平组件200转动，进而带动舵面(600)偏转；所述天平组件(200)通过摩擦传动方式带动角度测量组件(300)旋转；角度测量组件(300)用于测量舵面(600)的偏转角度；所述天平组件(200)用于测量所述偏转角度下的舵面(600)受到的空气动力载荷。本装置结构紧凑，能够大幅提高弹箭类兵器操纵舵面铰链力矩试验效率和测量精度。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种风洞试验装置，属于风洞测试
技术介绍
航空航天事业的迅猛发展，对风洞实验精度和试验效率提出了越来越高的要求。风洞试验模型的姿态控制与测量精度是影响整个风洞试验精度的重要因素，其中模型舵面偏角对自身及全弹气动特性均有较大影响。当前风洞模型的舵面偏角主要采用不同角度销(锁)人工更换的方法实现。这种方法的精度受到模型加工、装配等因素的影响，很难保证，也很难对舵面真实偏角进行直接测量。对于一项需频繁变化舵偏角的试验来说，人工更换会大大降低试验效率，一次简单的 偏角更换也意味着一次复杂的试验中断，风洞试验段打开、关闭过程，甚至是一次泄压、力口压过程，这在时间、经济上都造成极大浪费。因此，为模型舵面配备一套能够实现舵偏角控制、测量并实时测量其气动力的试验装置，不仅能够极大地提高风洞试验效率，减少试验时间和经济成本，还能提高风洞试验数据准确性。然而，对于长细比较大的弹箭类高速风洞模型，由于受风洞缩尺模型的尺寸及内部结构，以及大载荷的限制，舵面自动偏转技术的难度很大。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是为满足提高弹箭类兵器操纵舵面风洞测力试验中效率和测量精度要求，提供一种能够准确控制舵面偏转，并实时测量舵面承受的空气动力载荷和实际偏转角度的结构紧凑、测量准确的风洞试验装置。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是一种风洞试验装置，能够在风洞试验中控制舵面偏转，并测量舵面的偏转角度和空气动力载荷，所述风洞试验装置包括舵面偏转驱动组件、天平组件、角度测量组件和安装壳体，所述舵面偏转驱动组件、天平组件和角度测量组件都安装在安装壳体内，所述安装壳体固定在风洞模型内部；所述天平组件与舵面固定连接；所述舵面偏转驱动组件驱动天平组件转动，进而带动舵面偏转；所述天平组件通过摩擦传动方式带动角度测量组件旋转；角度测量组件用于测量舵面的偏转角度；所述天平组件用于测量所述偏转角度下的舵面受到的空气动力载荷。所述舵面偏转驱动组件包括撞针、推杆、安装套、丝杠减速机、电机；所述电机与丝杠减速机固定连接，并安装在安装套内；推杆由推杆安装套和推杆安装套上伸出的推动杆组成，推杆安装套用固定螺母固定在丝杠减速机的丝杠螺母上，推杆安装套外形为修圆的类“凸”型；所述撞针固定在推杆的推动杆前端。所述天平组件包括天平、摆动环；所述摆动环套在天平外表面上，并与天平固定连接；所述摆动环外表面一侧形成凸出的两个叉形耳片，所述驱动组件的撞针安装在两个耳片之间，使推杆、撞针与摆动环组成一个拨叉式转舵机构；所述摆动环下端开有防干涉槽，防干涉槽以及叉形耳片中间形成的槽的高度大于推杆的推动杆厚度。所述角度测量组件包括电位器、安装座、角度输入轮、和角度传递轮；所述电位器固定在安装座上，所述角度输入轮安装在电位器的轴上，所述角度传递轮安装在安装座上靠近天平组件一端，角度传递轮外圆表面分别与天平组件的摆动环外圆表面、角度输入轮外圆表面紧密贴合。所述安装壳体包括端盖、主壳体、大轴承端盖、滑动限位块和小轴承端盖；主壳体上形成圆柱形内腔，角度测量组件固定在主壳体内腔前端，主壳体内腔前端开口用端盖封住；所述主壳体内腔后端安装有舵面偏转驱动组件；所述主壳体上形成横向安装孔；天平组件通过一个大轴承和一个小轴承垂直于主壳体的轴线支撑在所述横向安装孔内，并分别用大轴承端盖、小轴承端盖固定；所述滑动限位块位于主壳体内腔后部，用于保证舵面偏转驱动组件在主壳体内腔沿轴向移动。本专利技术与现有技术相比的优点是 I、本专利技术的装置包括舵面偏转驱动组件、天平组件、和角度测量组件，从而能够在试验过程中同时实现舵面偏转角控制、实际偏转角和舵面气动力实时测量，减少了中断试验来更换舵面偏转角带来的时间和经济成本损耗，降低了机械式人工更换舵面偏转角带来的误差，大幅提高了操作舵面铰链力矩试验效率和测量精度。本专利技术装置结构紧凑，能够应用于大长细比弹箭类兵器操作舵面铰链力矩试验。2、天平随舵面一起偏转，舵面气动力坐标系和天平坐标系随舵偏变化，不存在夹角，减少天平各分量间干扰和坐标转换误差，提高气动力测量精度。附图说明图I为本专利技术的风洞试验装置在模型中的装配示意图；图2为本专利技术的风洞试验装置整体结构示意图；图3为图2俯视图；图4为图3的A-A剖视图；图5为图2的B-B剖视图；图6为舵面偏转驱动组件结构俯视图；图7为舵面偏转驱动组件推杆三维示意图；图8为天平组件结构左侧视；图9为天平结构正视图；图10为图9天平结构的俯视图；图11为摆动环后视图；图12为图11的A-A剖视图；图13为角度测量组件结构示意图。图14为本专利技术的风洞试验装置工作过程示意图，其中图14a为没有偏转时的三维示意图，图14b为-30°偏角时的三维示意图。图中100、舵偏角驱动组件，200、天平组件，300、角度测量组件，400、壳体组件，500、风洞模型，600、舵面；101、撞针，102、推动杆，103、安装套，104、丝杠减速机，105、电机；201、天平，202、摆动环；2011，舵面安装法兰，2012、敏感元件，2013、摆动环安装法兰，2014、安装轴；301、电位器，302、安装座，303、角度输入轮，304、角度传递轮；401、端盖，402、主壳体,403、大轴承端盖，404、滑动限位块，405、小轴承端盖。具体实施例方式下面结合附图对本专利技术做进一步介绍。为满足新一代航空航天飞行器研制对风洞舵面测力试验精度提出的高要求，解决风洞试验精细化与试验成本、生产效率的矛盾，本专利技术提出了一种能够同时驱动舵面偏转，并实时测量舵面真实偏转角和空气动力载荷，能满足弹箭类兵器舵面气动力测量的带舵偏角驱动机构的风洞试验装置。如图1-3所示，本专利技术的风洞试验装置，包括舵面偏转驱动组件100、天平组件200、角度测量组件300和安装壳体400。舵面偏转驱动组件100、天平组件200和角度测量组件300都安装在安装壳体400内。所述安装壳体400固定在风洞模型500内部；所述天 平组件200的输出端与舵面600固定连接；所述舵面偏转驱动组件100驱动天平组件200转动，进而带动舵面600偏转；所述天平组件200带动角度测量组件300同步旋转；角度测量组件300用于测量舵面600的偏转角度；所述天平组件200用于测量所述偏转角度下的舵面600受到的空气动力载荷。将本专利技术的装置安装在风洞模型500内部。如图2-5所示，所述安装壳体400包括端盖401、主壳体402、大轴承端盖403、滑动限位块404和小轴承端盖405。主壳体402为圆柱体结构，外表面与风洞模型500配合，内部分别为角度测量组件300、天平组件200和舵面偏转驱动组件100的安装内腔。角度测量组件300通过安装座302(如图13所示)固定在主壳体402前端内腔，内腔前端开口用端盖401封住。主壳体402上形成横向安装孔。天平组件200用一个大轴承和一个小轴承垂直于主壳体402的轴线支撑在主壳体402横向安装孔内，并分别用大轴承端盖403、小轴承端盖405固定。如图3所示，大轴承端盖403中心开孔，使天平201的舵面安装法兰2011露出(如图9所示)，以便舵面600与之连接。如图5所示，舵偏角驱动组件100的安装套103固定在主壳体402后端，舵偏角驱动组100的推杆102、丝本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种风洞试验装置，能够在风洞试验中控制舵面(600)偏转，并测量舵面(600)的偏转角度和空气动力载荷，其特征在于：所述风洞试验装置包括舵面偏转驱动组件(100)、天平组件(200)、角度测量组件(300)和安装壳体(400)，所述舵面偏转驱动组件(100)、天平组件(200)和角度测量组件(300)都安装在安装壳体(400)内，所述安装壳体(400)固定在风洞模型(500)内部；所述天平组件(200)与舵面(600)固定连接；所述舵面偏转驱动组件(100)驱动天平组件(200)转动，进而带动舵面(600)偏转；所述天平组件(200)通过摩擦传动方式带动角度测量组件(300)旋转；角度测量组件(300)用于测量舵面(600)的偏转角度；所述天平组件(200)用于测量所述偏转角度下的舵面(600)受到的空气动力载荷。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张尚彬，秦永明，贺丽慧，蒋坤，钱丹丹，
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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