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CN109238634A - 高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置 - Google Patents

高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置 Download PDF

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CN109238634A CN201811059333.6A CN201811059333A CN109238634A CN 109238634 A CN109238634 A CN 109238634A CN 201811059333 A CN201811059333 A CN 201811059333A CN 109238634 A CN109238634 A CN 109238634A
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Abstract

本发明涉及飞行器风洞试验技术领域，公开了一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置。其中，所述舵面装置设置在试验模型弹体上，所述舵面装置包括舵面、基座、舵面安装插头、用于与弹体安装的连接件、用于与弹体安装的连接孔、和舵面安装槽，在所述舵面的一侧设置所述舵面安装插头，在所述基座上设置所述用于与弹体安装的连接孔和所述舵面安装槽，所述舵面安装插头与所述舵面安装槽相匹配，所述基座通过所述用于与弹体安装的连接件和所述用于与弹体安装的连接孔设置在所述试验模型弹体上。由此，可以有效克服已有舵面调整装置角度销定位精度低、加工不同舵面引入舵面加工误差的缺陷。

Description

高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置
技术领域
本发明涉及飞行器风洞试验技术领域，尤其涉及一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置。
背景技术
吸气式高超声速飞行器气动外形复杂且内外流高度一体化，使其气动性能预测比常规飞行器更为困难，且气动数据的不确定度更大。一方面，吸气式高超声速飞行器由于发动机推阻裕度较小，因此准确预测飞行器沿弹道的阻力性能尤为重要；另一方面，从飞行弹道精确控制的角度出发，也需要准确预测高超声速飞行器的偏航力矩特性、滚转力矩特性、俯仰力矩性能及空气舵效性能。
飞行器气动性能预测研究主要有三大手段，即风洞试验、数值计算和飞行试验。在数值计算方面，目前针对吸气式高超声速飞行器发展的数值计算方法还未经过飞行试验有效验证。在飞行试验方面，是飞行器在真实的飞行环境条件下进行的试验，但由于试验费用昂贵难以大量开展，主要用于演示验证阶段。风洞试验是发现和确认流动现象、探索和揭示流动机理、寻求和了解流动规律，为飞行器设计提供优良的气动布局和空气动力学特性数据的主要手段；高超声速飞行器气动力风洞试验是探索高超声速气动现象，解决飞行器在高超声速飞行过程中面临的各类气动力问题，获得飞行器气动力特性，为飞行器气动布局设计提供可靠的、用于飞行试验的气动力数据库的重要手段，与飞行试验相比，高超声速风洞试验成本低、易于实施、可获得大量数据，是获得高超声速飞行器气动性能数据和空气舵舵效数据的重要及必要手段。
试验模型是气动力风洞试验的对象，模型加工精度及可调节部件参数的调节精度均会影响气动力性能数据的预测精度，其中舵面舵偏角调节的精度，直接关系到各项气动力参数及舵效参数的精度。然而，现有技术中为了减少舵面加工数量，试验中舵面一般采用角度销类的结构形式，受试验操作人员的安装误差、熟练程度影响，且该形式安装误差较大，影响气动力试验精度。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置，能够解决上述现有技术中的问题。
本发明的技术解决方案：一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置，其中，所述舵面装置设置在试验模型弹体上，所述舵面装置包括舵面、基座、舵面安装插头、用于与弹体安装的连接件、用于与弹体安装的连接孔、和舵面安装槽，其中，
在所述舵面的一侧设置所述舵面安装插头，在所述基座上设置所述用于与弹体安装的连接孔和所述舵面安装槽，所述舵面安装插头与所述舵面安装槽相匹配，所述基座通过所述用于与弹体安装的连接件和所述用于与弹体安装的连接孔设置在所述试验模型弹体上。
优选地，该舵面装置还包括压紧连接件和舵面压紧连接孔，所述舵面压紧连接孔设置在所述舵面安装插头上，所述舵面安装插头插入所述舵面安装槽内并通过所述紧连接件和所述舵面压紧连接孔固定连接。
优选地，所述压紧连接件在固定连接所述舵面安装插头和所述舵面安装槽的情况下位于所述压紧平台内，且不凸出所述舵面安装槽。
优选地，所述紧连接件为压紧螺钉，而所述舵面压紧连接孔为舵面压紧螺钉孔。
优选地，该舵面装置还包括压紧平台，所述压紧平台设置在所述舵面安装槽上。
优选地，所述基座、所述舵面安装插头和所述舵面安装槽均为长方体形式。
优选地，所述舵面安装槽相对于水平面的角度的范围为0°至n°，其中n为最大试验舵偏角。
优选地，所述用于与弹体安装的连接件为用于与弹体安装的螺钉，而用于与弹体安装的连接孔为用于与弹体安装的螺钉孔。
优选地，所述压紧平台为圆形。
通过上述技术方案，可以提供一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置，将其应用于例如吸气式高超声速飞行器风洞试验模型，可以有效克服已有舵面调整装置角度销定位精度低、加工不同舵面引入舵面加工误差的缺陷。并且，利用本发明提出的风洞试验模型舵面装置，可有效提高舵面效率试验数据精度，试验数据经飞行试验验证满足设计要求，达到了预期效果。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器风洞试验模型的示意图；
图2为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置的示意图；
图3为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置的舵面示意图；
图4为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置的基座示意图；
图5为本发明实施例中具有0度舵偏角插槽的基座的剖面图；
图6为本发明实施例中具有n度舵偏角插槽的基座的示意图；
图7A-7C分别是现有的角度销式舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器阻力、升力、俯仰力矩对比曲线；
图8A-8C分别是本发明舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器阻力、升力、俯仰力矩对比曲线。
附图标记说明
1 试验模型弹体； 2 舵面装置； 3 舵面；
4 基座； 5 压紧连接件； 6 舵面压紧连接孔；
7 舵面安装插头； 8 用于与弹体安装的连接孔；
9 舵面安装槽； 10 压紧平台。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器风洞试验模型的示意图。
图2为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置的示意图。
图3为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置的舵面示意图。
图4为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置的基座示意图。
如图1-4所示，本发明实施例提供了一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置，其中，所述舵面装置2设置在试验模型弹体1上，所述舵面装置2包括舵面3、基座4、舵面安装插头7、用于与弹体安装的连接件、用于与弹体安装的连接孔8、和舵面安装槽9，其中，
在所述舵面3的一侧设置所述舵面安装插头7，在所述基座4上设置所述用于与弹体安装的连接孔8和所述舵面安装槽9，所述舵面安装插头7与所述舵面安装槽9相匹配，所述基座4通过所述用于与弹体安装的连接件(未示出)和所述用于与弹体安装的连接孔8设置在所述试验模型弹体1上(也就是，通过用于与弹体安装的连接件和所述用于与弹体安装的连接孔8配合可以将基座4通过面接触方式安装在所述试验模型弹体1上，进而实现所述舵面装置2设置在试验模型弹体1上)。
其中，通过将所述舵面3的舵面安装插头7与所述基座4的舵面安装槽9匹配安装，可以实现舵面3和基座4的连接，从而得到基座式舵面(装置)。
通过上述技术方案，可以提供一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置，将其应用于例如吸气式高超声速飞行器风洞试验模型，可以有效克服已有舵面调整装置角度销定位精度低、加工不同舵面引入舵面加工误差的缺陷。并且，利用本发明提出的风洞试验模型舵面装置，可有效提高舵面效率试验数据精度，试验数据经飞行试验验证满足设计要求，达到了预期效果。
根据本发明一种实施例，该舵面装置还可以包括压紧连接件5和舵面压紧连接孔6，所述舵面压紧连接孔6设置在所述舵面安装插头7上，所述舵面安装插头7插入所述舵面安装槽9内并通过所述紧连接件5和所述舵面压紧连接孔6固定连接。
由此，在所述舵面安装插头7通过插接方式插入所述舵面安装槽9内后，可以通过压紧连接件5和舵面压紧连接孔6的配合实现所述舵面安装插头7和所述舵面安装槽9的固定连接，进而实现舵面3和基座4的固定连接。
举例来讲，所述舵面压紧连接孔(即，沉头孔)6可以在所述舵面安装插头7上顺舵面方向设置，数量例如可以为两个。
根据本发明一种实施例，所述压紧连接件5在固定连接所述舵面安装插头7和所述舵面安装槽9的情况下位于所述压紧平台10内，且不凸出所述舵面安装槽9。
由此，通过确保压紧连接件在与舵面连接孔配合使用的情况下不凸出舵面安装槽表面，可以使得舵面安装槽表面平整化。
根据本发明一种实施例，所述紧连接件5可以为压紧螺钉，而所述舵面压紧连接孔6可以为舵面压紧螺钉孔。
也就是，可以通过压紧螺钉和舵面压紧螺钉孔配合使用，实现所述舵面安装插头和所述舵面安装槽的固定连接。
根据本发明一种实施例，该舵面装置还可以包括压紧平台10，所述压紧平台10设置在所述舵面安装槽9上。
通过设置压紧平台，可以使得压紧连接件(例如，压紧螺钉)的紧固效果更好。
根据本发明一种实施例，所述基座4、所述舵面安装插头7和所述舵面安装槽9可以均为长方体形式。
本领域技术人员应当理解，上述形状的描述仅仅是示例性的，并非用于限定本发明。
根据本发明一种实施例，所述舵面安装槽(插槽)9相对于水平面的角度(也可以称为插槽角度，即所需的舵偏角角度)的范围可以为0°至n°，其中n为最大试验舵偏角。
图5为本发明实施例中具有0度舵偏角插槽的基座的剖面图；图6为本发明实施例中具有n度舵偏角插槽的基座的示意图。
如图5所示，所述舵面安装槽9相对于水平面的角度的范围可以为0°。可替换地，如图6所示，所述舵面安装槽9相对于水平面的角度的范围可以为n°。
由此，通过将基座的插槽设计为不同角度，可以得到具有不同角度的多个基座，从而可以满足试验中安排多个舵偏角的舵面效率试验。
根据本发明一种实施例，所述用于与弹体安装的连接件可以为用于与弹体安装的螺钉，而用于与弹体安装的连接孔8可以为用于与弹体安装的螺钉孔。
也就是，通过用于与弹体安装的螺钉和用于与弹体安装的螺钉孔可以将基座式舵面固定在试验模型弹体上，从而可以用于开展风洞试验。
举例来讲，用于与弹体安装的连接孔8的数量可以为6个，分别设置在基座4两侧(例如，长方体形式的基座4的两个长边侧各设置3个)，实现基座在弹体模型上的安装。
根据本发明一种实施例，所述压紧平台10可以为圆形。
本领域技术人员应当理解，上述压紧平台形状的描述仅仅是示例性的，并非用于限定本发明。
图7A-7C分别是现有的角度销式舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器阻力、升力、俯仰力矩对比曲线。其中，图7A是现有的角度销式舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器阻力对比曲线，图7B是现有的角度销式舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器升力对比曲线，图7C是现有的角度销式舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器俯仰力矩对比曲线。图中横坐标α表示攻角。
从图7A-7C中可以看出，对于现有的角度销定位结构，分析其定位精度及其对气动力数据影响，实验中通过不同模型安装人员进行舵面多次安装，测量舵面安装精度，发现舵面最大安装偏差可达0.9度，从多次试验的气动力分析结果来看，全弹阻力、升力试验重复性误差达到了4.3％、7.7％，俯仰力矩最大偏差等效升降舵舵偏角为1.16度。
图8A-8C分别是本发明舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器阻力、升力、俯仰力矩对比曲线。其中，图8A是本发明舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器阻力对比曲线，图8B是本发明舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器升力对比曲线，图8C是本发明舵面装置下的不同车次吸气式高超声速飞行器俯仰力矩对比曲线。图中横坐标α表示攻角。
从图8A-8C中可以看出，使用本发明提出的基座式舵面安装装置，舵面安装精度有效提高，安装偏差很小，从多次试验的气动力分析结果来看，全弹阻力、升力试验重复性误差减小至2.4％、1.1％，俯仰力矩最大偏差等效升降舵舵偏角为0.28度。由此可见，采用本发明的基座式舵面装置后，高超声速气动力试验达到了较好的测量精度，达到了预期效果。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (9)

1.一种高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置，其特征在于，所述舵面装置(2)设置在试验模型弹体(1)上，所述舵面装置(2)包括舵面(3)、基座(4)、舵面安装插头(7)、用于与弹体安装的连接件、用于与弹体安装的连接孔(8)、和舵面安装槽(9)，其中，
在所述舵面(3)的一侧设置所述舵面安装插头(7)，在所述基座(4)上设置所述用于与弹体安装的连接孔(8)和所述舵面安装槽(9)，所述舵面安装插头(7)与所述舵面安装槽(9)相匹配，所述基座(4)通过所述用于与弹体安装的连接件和所述用于与弹体安装的连接孔(8)设置在所述试验模型弹体(1)上。
2.根据权利要求1所述的舵面装置，其特征在于，该舵面装置还包括压紧连接件(5)和舵面压紧连接孔(6)，所述舵面压紧连接孔(6)设置在所述舵面安装插头(7)上，所述舵面安装插头(7)插入所述舵面安装槽(9)内并通过所述紧连接件(5)和所述舵面压紧连接孔(6)固定连接。
3.根据权利要求2所述的舵面装置，其特征在于，所述压紧连接件(5)在固定连接所述舵面安装插头(7)和所述舵面安装槽(9)的情况下位于所述压紧平台(10)内，且不凸出所述舵面安装槽(9)。
4.根据权利要求3所述的舵面装置，其特征在于，所述紧连接件(5)为压紧螺钉，而所述舵面压紧连接孔(6)为舵面压紧螺钉孔。
5.根据权利要求4所述的舵面装置，其特征在于，该舵面装置还包括压紧平台(10)，所述压紧平台(10)设置在所述舵面安装槽(9)上。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的舵面装置，其特征在于，所述基座(4)、所述舵面安装插头(7)和所述舵面安装槽(9)均为长方体形式。
7.根据权利要求6所述的舵面装置，其特征在于，所述舵面安装槽(9)相对于水平面的角度的范围为0°至n°，其中n为最大试验舵偏角。
8.根据权利要求1-5中任一项所述的舵面装置，其特征在于，所述用于与弹体安装的连接件为用于与弹体安装的螺钉，而用于与弹体安装的连接孔(8)为用于与弹体安装的螺钉孔。
9.根据权利要求2-5中任一项所述的舵面装置，其特征在于，所述压紧平台(10)为圆形。
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