可變形低速機翼結構的力學測量裝置制造方法
【專利摘要】本實用新型屬于新型測試機構，提出一種可變形低速機翼結構的力學測量裝置，包括：試驗臺(12)，兩根墻面安裝架(1)上下水平向螺接在側壁的洞上；機翼(13)的后梁(3)緊固插在第一主梁夾具(4)內(nèi)，第一主梁夾具(4)后端固定連接有變體行程限制器的第一軸(5)，機翼(13)的前梁(6)緊固插在第二主梁夾具(7)內(nèi)，第二主梁夾具(7)后端固定連接有變體行程限制器的第二軸(8)；轉動固定軸(2)依次穿過安裝架(1)的螺孔和裝置保護匣套(14)的轉動控制軸套筒(9)，且轉動固定軸(2)與墻面安裝架(1)的螺孔固定連接。
【專利說明】可變形低速機翼結構的力學測量裝置
【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于新型測試機構，涉及一種新的低速變體飛行器翼面力學測試檢驗分析機構。
【背景技術】
[0002]變體飛行器在變形過程中的力學響應在變體飛行建模與控制問題中是一個長期存在的問題，目前國內(nèi)外的主流解決方案有兩種，其一是利用大型風洞進行吹風試驗，其二是利用仿真模擬計算軟件進行仿真分析，但是前者費用較高，而后者精確度無法得到保證。對于小型無人變體飛行器，傳統(tǒng)大型風洞的測試方案代價較大，而仿真模擬計算軟件得到的結果精確度則無法得到保證，同時上述方案均不能夠準確給出變形過程中力學特性的實際變化。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0003]本發(fā)明的目的是:提出一種可變形低速機翼結構的力學測量裝置，能夠以經(jīng)濟、簡易、快速的方式準確測出變體飛行器結構的力學特性。
[0004]本發(fā)明的技術方案是:
[0005]一種可變形低速機翼結構的力學測量裝置，包括:
[0006]試驗臺(12)，所述試驗臺(12)包括底座，底座一側向上設有立起的側壁，側壁上開有洞，兩根墻面安裝架(I)上下水平向螺接在側壁的洞上，上下兩根墻面安裝架(I)中部靠近一側相對應的位置開有螺孔；
[0007]裝置保護匣套(16)正對機翼的一側開口，裝置保護匣套(14)背對機翼的一側開有集線孔(11)，裝置保護匣套(14)上下表面相對位置設有槽(10)，在裝置保護匣套(14)的槽(10)的一側設有上下貫穿的轉動控制軸套筒(9)；
[0008]機翼(13)的后梁(3)緊固插在第一主梁夾具(4)內(nèi)，第一主梁夾具(4)后端固定連接有變體行程限制器的第一軸(5)，機翼(13)的前梁(6)緊固插在第二主梁夾具(7)內(nèi)，第二主梁夾具(7)后端固定連接有變體行程限制器的第二軸(8)；
[0009]變體行程限制器的第一軸(5)和變體行程限制器的第二軸(8)插在裝置保護匣套
(14)內(nèi)，沿裝置保護匣套(14)的槽(10)滑動，機翼(13)的信號線從集線孔(11)引出；
[0010]轉動固定軸(2)依次穿過安裝架(I)的螺孔和裝置保護匣套(14)的轉動控制軸套筒(9)，且轉動固定軸(2)與墻面安裝架(I)的螺孔固定連接。
[0011]本發(fā)明的優(yōu)點是:提出了一種新型的針對機翼，尤其是變形機翼的測力機構。降低了在精度要求較低情形下(主要是小型無人機)的飛行器空氣動力學測量的花費和難度，節(jié)省了測量時間。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0012]圖1為本發(fā)明涉及的某一被測變形機翼變形前后俯視圖。
[0013]圖2為本發(fā)明同一機翼根截面圖。
[0014]圖3為本發(fā)明同一機翼變形與不變形部位與轉軸示意圖(14為可變部分，15為不變部分)。
[0015]圖4為本發(fā)明轉動固定軸及其定位器。
[0016]圖5及圖6為本發(fā)明機翼連接固定器。
[0017]圖7為裝置保護匣套。
[0018]圖8為保護匣套與機翼連接固定器的連接方式示意圖。
[0019]圖9為本發(fā)明完整裝置等軸測圖。
[0020]圖10為機翼完整安裝圖。
[0021]圖11為應變傳感陣列布置方案示意圖。
[0022]圖12為變形后裝置保持安裝狀態(tài)示意圖。
【具體實施方式】
[0023]下面對裝置進行詳細說明:
[0024]一種可變形低速機翼結構的力學測量裝置，如圖1-12所示，包括:
[0025]試驗臺(12)，所述試驗臺(12)包括底座，底座一側向上設有立起的側壁，側壁上開有洞，兩根墻面安裝架(I)上下水平向螺接在側壁的洞上，上下兩根墻面安裝架(I)中部靠近一側相對應的位置開有螺孔；
[0026]裝置保護匣套(16)正對機翼的一側開口，裝置保護匣套(14)背對機翼的一側開有集線孔(11)，裝置保護匣套(14)上下表面相對位置設有槽(10)，在裝置保護匣套(14)的槽(10)的一側設有上下貫穿的轉動控制軸套筒(9)；
[0027]機翼(13)的后梁(3)緊固插在第一主梁夾具(4)內(nèi)，第一主梁夾具(4)后端固定連接有變體行程限制器的第一軸(5)，機翼(13)的前梁(6)緊固插在第二主梁夾具(7)內(nèi)，第二主梁夾具(7)后端固定連接有變體行程限制器的第二軸(8)；
[0028]變體行程限制器的第一軸(5)和變體行程限制器的第二軸(8)插在裝置保護匣套
(14)內(nèi)，沿裝置保護匣套(14)的槽(10)滑動，機翼(13)的信號線從集線孔(11)引出；
[0029]轉動固定軸(2)依次穿過安裝架(I)的螺孔和裝置保護匣套(14)的轉動控制軸套筒(9)，且轉動固定軸(2)與墻面安裝架(I)的螺孔固定連接。
[0030]1.1、裝置安裝與固定關系:
[0031]如圖10:墻面安裝架(I)與轉動固定軸(2)固連為一個零件體，同時將墻面安裝架(I)安裝于試驗臺(12)上，由此將轉動軸固定于墻面附近；兩根機翼主梁(3，6)分別與對應主梁夾具(4，7)完成固定，同時主梁夾具與機翼邊緣接合；變體行程限制器的軸部分(5,8)與主梁夾具固結。變體行程限制器的軸(5，8)和槽(10)相合接觸，完成對變形過程變形行程的完整限制；轉動固定軸(2)套在裝置保護匣套的轉動控制軸套筒(9)中(相合接觸)，連接于模型上。
[0032]綜上所述，完成機構的固定關系與安裝過程的設置。
[0033]1.2、機翼安裝與測量測試過程:
[0034]機翼(13)通過其兩根主梁(3，6)與主梁夾具結合，穿過安裝于裝置上(如圖10)，將應變傳感器陣列布置于機翼表面(如圖11方案)，其信號引線由機翼下側引向集線孔(11)，由集線孔處傳出信號線；信號線與計算機相連，傳出相應的應變信號。
[0035]整個裝置安置在固定試驗臺[(12)，形狀可變]上，裝置與運動平臺上(平臺可自選，如:運載車、滑軌車等)。通過運動平臺運動提供速度，獲得相應的迎風速度；通過機翼自身作動器改變其當前形態(tài)，獲得相應的變形過程；通過高變裝置安置角度和位置來改變運動位置安裝角，獲得相應的迎風角度。
[0036]在運動期間，通過應變傳感陣列的分布應變來提供相應的應變信息，通過布置在變體形成限制器(5，8)和主梁夾具(4，7)及其連接結構處的力傳感器返回相應的應力信息。利用應力-應變計算和力學基本公式完成對飛行器自身力學特性以及其空氣動力學特性的測量與分析。
[0037]在機體變化過程中，機翼會發(fā)生后掠角和面積的變化，整體的變化過程中，機翼安裝位置的不動點為轉動固定軸(2)，其軸與機翼自身的轉軸重合，為同一轉軸，其他變化位置的控制即其前后主梁位置與角度的變化，其變化過程由保護匣套和機翼連接固定器共同組成的變體行程控制器來控制。面積變化時，機翼主梁位置移動，行程控制器的軸(5，8)在槽(10)中移動，適應變形過程；后掠角變化時，機翼主梁角度變化，形成控制器的軸(5，8)在槽(10)內(nèi)運動同時改變自身角度。如圖12為某一變化模態(tài)下的裝置狀態(tài)示意圖。
【權利要求】
1.一種可變形低速機翼結構的力學測量裝置，其特征在于，包括: 試驗臺(12)，所述試驗臺(12)包括底座，底座一側向上設有立起的側壁，側壁上開有洞，兩根墻面安裝架(I)上下水平向螺接在側壁的洞上，上下兩根墻面安裝架(I)中部靠近一側相對應的位置開有螺孔； 裝置保護匣套(16)正對機翼的一側開口，裝置保護匣套(14)背對機翼的一側開有集線孔(11)，裝置保護匣套(14)上下表面相對位置設有槽(10)，在裝置保護匣套(14)的槽(10)的一側設有上下貫穿的轉動控制軸套筒(9)； 機翼(13)的后梁(3)緊固插在第一主梁夾具(4)內(nèi)，第一主梁夾具(4)后端固定連接有變體行程限制器的第一軸(5)，機翼(13)的前梁(6)緊固插在第二主梁夾具(7)內(nèi)，第二主梁夾具(7)后端固定連接有變體行程限制器的第二軸(8)； 變體行程限制器的第一軸(5)和變體行程限制器的第二軸(8)插在裝置保護匣套(14)內(nèi)，沿裝置保護匣套(14)的槽(10)滑動，機翼(13)的信號線從集線孔(11)引出； 轉動固定軸(2)依次穿過安裝架(I)的螺孔和裝置保護匣套(14)的轉動控制軸套筒(9)，且轉動固定軸(2)與墻面安裝架(I)的螺孔固定連接。
【文檔編號】G01M13/00GK204128805SQ201420588139
【公開日】2015年1月28日 申請日期:2014年10月11日 優(yōu)先權日:2014年10月11日
【發(fā)明者】李博文, 劉江波, 劉特, 周海軍 申請人:中國航空工業(yè)第六一八研究所