一種短距/垂直起降飛行器力矩平衡試驗臺的制作方法

文檔序號:19835752發布日期:2020-02-04 12:59
一種短距/垂直起降飛行器力矩平衡試驗臺的制作方法

本發明屬于航空飛行器試驗領域,涉及一種短距/垂直起降飛行器力矩平衡試驗臺,特別適用于短距/垂直起降飛行器升力系統實驗驗證。



背景技術:

自英國“鷂”式垂直起降戰機研發成功,具有短距/垂直起降功能的戰斗機因其起降條件要求低,滿足艦載航空需求而受到各主要軍事強國的廣泛關注。目前,具有短距/垂直起降功能并已具備戰斗力的飛機還有美國f-35b和前蘇聯的yak-141。我國關于短距/垂直起降飛行器的研究還處于起步階段,是目前航空領域的研究重點。

升力系統是飛行器實現短距/垂直起降的重要部件,用于飛行器在短距/垂直起降和巡航過程中的俯仰、偏航和滾轉控制,其主要由升力風扇、機翼涵道風扇和三軸承尾噴管組成。在起降階段,飛行器的速度較低,機翼幾乎無法提供升力,其姿態控制完全依靠升力系統中各組件之間的協同配合,控制規律也要比常規飛行器更加復雜,因此需要通過地面模擬試驗臺進行研究。此前公開的專利中“一種垂直起降飛機地面模擬飛行試驗平臺”介紹了類似的設計,但該試驗平臺僅能在已有飛機模型的基礎上結合試驗平臺進行姿態規律研究,無法適應不同升力系統布局,更無法精準測量飛行器各向所受力矩。

為了精準測量不同升力系統布局下,不同控制方案對飛行器所受各向力矩的大小,研究短距/垂直起降飛行器的姿態控制規律,解決上述發明的不足,提出了一種短/垂起降飛行器升力系統力矩平衡試驗臺。



技術實現要素:

要解決的技術問題

為了避免現有技術的不足之處,本發明提出一種短距/垂直起降飛行器力矩平衡試驗臺,可調整升力風扇、三軸承尾噴管和機翼涵道風扇的位置以模擬不同升力系統的空間布局,通過控制各升力部件作用力的大小來匹配不同姿態控制規律,使用試驗臺底座上的六分量天平對升力系統所產生的影響飛行器姿態控制的各向力矩進行測量,實現在地面對飛行器升力系統的姿態控制規律以及所產生的作動力矩結果進行閉環測量,以適應短距/垂直起降飛行器在起飛至降落的整個飛行任務中的力矩平衡要求,滿足了對短距/垂直起降飛行器升力系統的控制規律研究需求。

技術方案

一種短距/垂直起降飛行器力矩平衡試驗臺,其特征在于包括升力風扇1、升力風扇支架2、兩個涵道風扇支架3、兩個涵道風扇4、試驗臺架5、微型渦噴發動機6、發動機支架7、噴管支架8、三軸承尾噴管9、六分量天平10和試驗臺底座11;六分量天平10固定于試驗臺底座11上平面,試驗臺架5下端面固定于六分量天平10的上平面;升力風扇支架2固連于試驗臺架5的前端,升力風扇1倒置固連于升力風扇支架2前端的圓環上,從下方吸氣向上噴氣;兩個涵道風扇支架3對稱固連于試驗臺架5的中段,涵道風扇4倒置固連于涵道風扇支架3的前端,,從下方吸氣向上噴氣;具有凹槽結構的發動機支架7固連于試驗臺架5的尾部,微型渦噴發動機6置于發動機支架7的凹槽結構,微型渦噴發動機6尾部的三軸承尾噴管9通過噴管支架8與試驗臺架5固連;所述微型渦噴發動機6與發動機支架7的凹槽結構相吻合。

所述升力風扇支架2和矩形試驗臺架5兩者連接的部位設有通孔組,根據實驗需求選擇連接的通孔。

所述矩形試驗臺架5中段與涵道風扇支架3兩者連接的部位設有通孔組,根據實驗需求選擇連接的通孔。

所述矩形試驗臺架5的尾部與發動機支架7和噴管支架8連接的部位設有通孔組,根據實驗需求選擇連接的通孔。

有益效果

本發明提出的一種短距/垂直起降飛行器力矩平衡試驗臺,包括升力風扇、涵道風扇、微型渦噴發動機、三軸承尾噴管和六分量天平等,可調整升力風扇、三軸承尾噴管和涵道風扇相對于試驗臺架的位置來模擬不同升力系統布局,使用六分量天平對升力系統所產生的影響飛行姿態的各向力和力矩進行測量,消除了現有測量方案針對不同升力系統需更換不同飛行器模型的缺陷,避免了此前無法準確測量升力系統產生力矩,僅可通過觀察飛行器模型姿態來判斷力矩平衡狀況的不足,保持了整個測量系統的穩定。

本發明的技術效果在于:應用本試驗臺對短距/垂直起降飛行器的升力系統進行力矩平衡測試時,可以通過調整升力風扇1、涵道風扇4和微型渦噴發動機6的位置來對不同升力系統布局的短距/垂直起降飛行器的力矩平衡進行模擬和試驗,通過六分量天平來測量獲取不同姿態控制規律下升力系統所產生的各方向力和力矩。本發明既避免了原先必須針對短距/垂直起降飛行器整機或模型進行測試的模式,降低了試驗的成本,同時,試驗臺所有部件在實驗中均保持固定,直接使用六分量天平測量升力系統所產生力和力矩,不會像原先針對飛行器模型進行試驗時飛行器的姿態不斷改變,提高了測量的穩定性。

附圖說明

圖1是短距/垂直起降飛行器升力系統力矩平衡試驗臺的總體圖

圖2是升力風扇和升力風扇支架的部件圖

圖3是一側涵道風扇和涵道風扇支架的部件圖

圖4是發動機和三軸承尾噴管及其支架的部件圖

圖5是實驗臺架的部件圖

圖6是六分量天平和實驗臺底座的部件圖

附圖標記:1.升力風扇;2.升力風扇支架;3.涵道風扇支架;4.涵道風扇;5.試驗臺架;6.微型渦噴發動機;7.發動機支架;8.噴管支架;9.三軸承尾噴管;10.六分量天平;11.試驗臺底座。

具體實施方式

現結合實施例、附圖對本發明作進一步描述:

本發明解決問題的技術方案是:包括升力風扇1,升力風扇支架2,涵道風扇支架3,涵道風扇4,試驗臺架5,微型渦噴發動機6,發動機支架7,噴管支架8,三軸承尾噴管9,六分量天平10和試驗臺底座11;所述升力風扇1、涵道風扇4均為倒置,即從下方吸氣向上噴氣;所述升力風扇1的頂部、中部和底部的圓環面上均開有周向均布的通孔,可與升力風扇支架2的圓弧一側貼合固連;所述升力風扇支架2的矩形一側開有8個2×2分布的通孔組,4個位于支架上表面,其余4個分列支架兩側,可與試驗臺架5的上表面和兩側固連;所述涵道風扇支架3在試驗臺架5兩側對稱分布,靠近試驗臺架5一側開有6個2×2分布的通孔組,分別位于涵道風扇支架3的上表面和側面,可與試驗臺架5的上表面和側面固連;所述涵道風扇4在試驗臺架5兩側對稱分布,其圓環支撐面兩側各開有3個通孔,可與涵道風扇支架3固連;所述發動機支架7在微型渦噴發動機6的兩側對稱分布,其上表面開有2個通孔組,通孔組由兩個圓孔和一個延長孔組成;所述發動機支架7靠近微型渦噴發動機6一側的通孔組用于與微型渦噴發動機6固連,另一側通孔組用于與試驗臺架5固連;所述噴管支架8由上下兩塊支撐結構組成,栓接后中間半圓環結構可將三軸承尾噴管9包裹固定,下方支撐結構的延伸段靠近試驗臺架5一側開有通孔,可與試驗臺架5固連;所述三軸承尾噴管9與微型渦噴發動機6尾部固連,由步進電機驅動可在同一俯仰面內使噴管矢量角連續變化,變化范圍為0°至向上95°,避免高溫燃氣對地面的燒蝕;所述六分量天平10上表面與試驗臺架5固連下表面與試驗臺底座11固連,可測量試驗臺架所受到的三維坐標軸上各方向上所受力與作動力矩;所述試驗臺底座11與地面固連,保持試驗臺始終穩定。

本發明的進一步技術方案是:所述涵道風扇支架3靠近涵道風扇4一側的兩邊支撐臂上均開有等距分布多個通孔,孔徑大小和間距與涵道風扇4上的通孔一致,因此涵道風扇4可在涵道風扇支架3上左右移動以調整涵道風扇4作動力矩的長度;

本發明的進一步技術方案是:所述試驗臺架5前部靠近升力風扇一側的支撐臂上開有與升力風扇支架上通孔組同規格的多組通孔組,使得升力風扇1和其支架2可在試驗臺架5上前后移動,中部靠近涵道風扇的支撐臂上開有與涵道風扇支架3上同規格的多組通孔組,使得兩側涵道風扇4和涵道風扇支架3可前后移動,后部靠近微型渦噴發動機6處開有與發動機支架7和噴管支架8上同規格的多組通孔組,使得微型渦噴發動機6和三軸承尾噴管9可在實驗臺架5上前后移動。

具體實施例:包括:升力風扇、升力風扇支架、涵道風扇支架、涵道風扇、試驗臺架、微型渦噴發動機、發動機支架、噴管支架、三軸承尾噴管、六分量天平和試驗臺底座。升力風扇和涵道風扇倒置安裝。升力風扇上中部和底部的圓環面和升力風扇支架圓弧一側支架固連見圖2。升力風扇支架矩形一側與試驗臺架固連。涵道風扇和涵道風扇支架均在試驗臺架兩側對稱安裝,靠近試驗臺架一側與試驗臺架的上表面和側面固連,靠近涵道風扇一側與涵道風扇的圓環支撐面固連見圖3。發動機支架在微型渦噴發動機兩側對稱安裝,靠近發動機一側與發動機固連,另一側與試驗臺架固連。噴管支架的上下兩塊半圓環結構在栓接后可將三軸承尾噴管夾緊見圖4,下方支撐結構延伸段與試驗臺架固連。三軸承尾噴管與發動機尾部固連。六分量天平上表面與試驗臺架底部固連,下表面與試驗臺底座固連見圖6。試驗臺底座與地面固連。試驗臺安裝完成后的整體軸測圖如圖1所示。

進一步的,如圖5所示,試驗臺架前部靠近升力風扇部分開有與升力風扇支架矩形一側通孔組同規格的多組通孔組,使得在滿足升力風扇支架安裝固定要求的前提下可前后移動,調整升力風扇的位置。試驗臺架中部靠近涵道風扇部分開有與涵道風扇支架上通孔組同規格的多組通孔組,使得涵道風扇支架可在試驗臺架中部前后移動并固定。試驗臺架尾部靠近微型渦噴發動機部分開有與發動機支架和噴管支架上通孔組同規格的多組通孔組,滿足發動機和噴管固定需求的同時可以前后移動。

進一步的,如圖3所示,涵道風扇支架靠近涵道風扇一側的支撐臂上開有與涵道風扇圓環支撐面上通孔組相同的多組通孔組,使得涵道風扇可以在其支架上左右移動調整位置。

進一步的,如圖4所示,三軸承尾噴管由步進電機驅動轉動筒體,使得噴管排氣方向可在同一俯仰面內由水平0°噴出連續調整至向上95°噴出,避免高溫燃氣對地面燒蝕的同時調整排氣矢量角。

進一步的,如圖6所示,六分量天平可以測量試驗臺架所受三維坐標軸三個方向上的受力和力矩,天平底部與試驗臺底座固連,可根據底座上所開通孔前后調整位置。

具體實施時,先用螺栓將六分量天平10固連在試驗臺底座11上,再將試驗臺架5栓接在六分量天平10頂部,完成試驗臺架支撐和測量主體安裝;其次將升力風扇1與升力風扇支架2用螺栓固連,再將兩側涵道風扇4與涵道風扇支架3固連;隨后將微型渦噴發動機6與三軸承尾噴管9連接,再將發動機支架7和噴管支架8安裝在發動機和尾噴管上;最后將升力風扇支架2、涵道風扇支架3、發動機支架7和噴管支架8安裝在試驗臺架上,完成升力系統部件安裝。

當需要調整升力風扇1的前后位置時,首先將升力風扇支架2與試驗臺架5固連的螺栓拆下,使升力風扇和其支架整體在試驗臺架5上前后滑動調整位置,移動到另一個匹配的通孔組后將螺栓安裝固連;當需要調整涵道風扇4的前后左右位置時,先將涵道風扇4與涵道風扇支架3固連的螺栓拆下,此時涵道風扇4可在涵道風扇支架3上左右滑動,移動至適宜位置時在重新安裝螺栓固連,之后將涵道風扇支架3與試驗臺架5固連的螺栓拆下,使得涵道風扇和其支架整體在試驗臺架5上前后滑動,移動完成后重新使用螺栓固連;當需要調整微型渦噴發動機6和三軸承尾噴管9的前后位置時,需將發動機支架7和噴管支架8與試驗臺架5固連的螺栓拆下,將發動機及其支架和噴管及其支架在試驗臺架上整體滑動,移動至合適位置時再將發動機支架7和噴管支架8重新固連在試驗臺架5上。

安裝并調整完各部件位置后可進行升力系統力矩平衡試驗測量,首先使所有升力系統部件處于關閉狀態,啟動六分量天平10并進行校零。隨后啟動升力風扇1、涵道風扇4、微型渦噴發動機6,打開三軸承尾噴管9的步進電機電源。之后調整升力風扇1、涵道風扇4、微型渦噴發動機6的轉速使得各升力部件工作狀態滿足實驗測量所需,控制步進電機驅動三軸承尾噴管9調整排氣矢量角至所需方向。待試驗系統穩定后讀取六分量天平所測得的三維坐標軸三個方向上試驗臺架所受力和力矩。最后根據短距/垂直起降飛行器的質量、重心等參數帶入六分量天平測量數據即可反饋出當前狀況下飛行器的力矩平衡狀況。

通過以上操作,本發明所闡述的升力系統力矩平衡試驗臺可高效、精確且低成本的測量不同升力系統布局的短距/垂直起降飛行器的力矩平衡狀況,消除了現有測量方案中針對不同升力系統需更換不同飛行器模型的缺陷,避免了此前無法精確測量升力系統產生力矩,僅可通過觀察飛行器模型姿態來判斷力矩平衡狀況的不足,始終保持了測量系統的穩定,提高了測量精度。

再多了解一些
當前第1頁1 2 3 
網友詢問留言 已有0條留言
  • 還沒有人留言評論。精彩留言會獲得點贊!
1
快3高手投注技巧 山东扑克牌3开奖结果 德州原油期货配资公司 推倒胡4人麻将下载 股票k线论坛 腾讯分分彩输了80万 2013急速赛车 捕鱼来了送彩金 白城人的麻将游戏 英超29轮比赛时间 微乐棋牌官网下载