一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置的制作方法

1.本发明涉及磁浮飞行风洞技术领域，具体涉及一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置。


背景技术：

2.风洞试验是一种可用于研究飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力试验方法，其可为飞行器的研究与设计提供试验支撑。
3.目前，围绕飞行器所展开的风洞试验通常采用的“体静风动”的试验模式，即保持飞行器处于相对静止状态，以人工的方式产生并控制气流，用来模拟飞行器周围气体的流动情况，从而间接地研究飞行器在真实飞行过程中的气动力特性。这种“体静风动”的试验模式因具有能够较为准确地控制试验条件（如气流的速度、压力及温度等）、成本低、效率高等优点，在飞行器的气动特性研究领域得到了广泛的应用。例如，申请号为cn202020296014.3的专利公开了一种开口风洞两自由度动态试验支撑装置。又例如，申请号为cn201910459040.5的专利公开了一种快速改变模型姿态角的试验机构。这类传统的动态试验装置通常是利用导数概念和线性叠加原理以间接地通过“体静风动”的模式研究飞行器在飞行过程中的气动特性。
4.但是，这类传统的“体静风动”的试验模式也存在一定的局限性，即这种“体静”的模式与真实飞行环境中的“体动”特点完全相反，因而最终模拟出的试验数据与真实数据实际上存在一定的差异。尤其是对于复杂飞行问题而言，这种差异性问题将更为突出。
5.另外，这类传统的风洞动态试验装置的最大俯仰角、最大角度率以及可以应用的速度测试领域也相对有限。例如，传统风洞的尾部弧形弯刀试验支撑装置的最大俯仰角通常不到60
°
。又例如，能够实现大俯仰角的试验装置通常又仅适用于马赫数为0.1左右的低速风洞试验领域。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于提供一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，部分地解决或缓解现有技术中的上述不足，能够利用新型的磁浮技术对飞行器的典型机动历程进行准确模拟。
7.为了解决上述所提到的技术问题，本发明具体采用以下技术方案：
8.本发明的第一方面，在于提供一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，包括：
9.用于带动飞行器模型转动以模拟典型机动历程的转动模块；其中，所述转动模块包括：转动支架，所述转动支架两侧对称设置有转动杆，所述转动支架中间延伸设置有支撑杆，所述支撑杆的末端用于固定并支撑所述飞行器模型；
10.以及用于驱动所述转动模块转动的驱动模块；其中，所述驱动模块包括：
11.函数输出单元，所述函数输出单元用于输出用于模拟所述典型机动历程的历程函
数；
12.驱动电机，所述驱动电机的输入端与所述函数输出单元的输出端相连接；
13.第一角度转换单元，所述第一角度转换单元包括用于实现旋转和移动相互转换的平面连杆机构，且所述平面连杆机构的输入端与所述驱动电机的输出端相连接，以将所述历程函数转换为第一角速度，所述平面连杆机构的输出端将所述第一角速度转化为直线速度；
14.线性传输单元，所述线性传输单元的输入端与所述平面连杆机构的输出端相连接，并通过直线运动方式从所述线性传输单元的输出端输出所述直线速度；
15.第二角度转换单元，所述第二角度转换单元的输入端、输出端分别与所述线性传输单元的输出端、所述转动杆相连接，从而将所述直线速度转换为第二角速度，以使得所述转动模块能够带动所述飞行器模型模拟所述典型机动历程。
16.在一些实施例中，所述平面连杆机构沿输入端至输出端依次设置有：曲柄、连杆以及第一滑块；
17.其中，所述曲柄与所述驱动电机的输出端通过同轴转动的方式相连接，所述曲柄还与连杆的第一端相连接以带动所述连杆进行运动，所述连杆的第二端与所述第一滑块相连接，以通过所述第一滑块输出所述直线速度；且所述曲柄的转动轴心与所述第一滑块的往返移动路线位于同一水平线上。
18.在一些实施例中，所述线性传输单元包括：直线导轨运动副，且所述直线导轨运动副包括：齿条，导轨，以及可沿所述导轨往复运动的第二滑块；
19.其中，所述第二滑块与所述第一滑块的一侧固定连接，以引导所述第一滑块沿所述导轨进行往复运动；所述齿条与所述第一滑块的另一侧固定连接，以用于在所述第一滑块往复移动时传输所述直线速度。
20.在一些实施例中，所述第二角度转换单元包括：与所述线性传输单元相啮合的齿轮，且所述齿轮的设计模型为：
21.；
22.；
23.其中，r为齿轮的设计半径，为齿轮的设计半径的参考值，f（t）为所述历程函数，为所述飞行器模型的最大设计角速度，λ为所述驱动电机的减速比设计值，r为所述曲柄的半径，l为所述连杆的长度，δr为设计差值，t为时间，max表示取最大值。
24.在一些实施例中，所述第二角度转换单元包括：同轴转动的第一齿轮和第二齿轮，且所述第一齿轮和所述第二齿轮通过弹簧相连接；其中，所述第一齿轮与第二角度转换单元的转轴固定连接，以带动所述转轴进行转动，而所述第二齿轮以非固定连接的方式套设在所述转轴上；所述第一齿轮与线性传输单元中的齿条的受力面相啮合，而所述第二齿轮与齿条的背面相啮合；
25.当所述第二角度转换单元在所述齿条的带动下进行往复转动时，所述第一齿轮与齿条的工作面（也即受力面）之间在转动过程所产生的间隙被弹簧拉紧的第二齿轮的轮齿
所填满。
26.在一些实施例中，所述驱动电机沿输入端至输出端依次设置有：伺服电机以及用于调节所述第一角速度和所述驱动电机的转矩的蜗轮蜗杆减速器；其中，所述伺服电机的输出端与所述蜗轮蜗杆减速器的输入端相连接，所述蜗轮蜗杆减速器的输出端与所述平面连杆机构的输入端相连接。
27.在一些实施例中，当所述齿轮的最大设计角速度为：300
°
/s-500
°
/s时，所述蜗轮蜗杆减速器的减速比设计值为：50:1-80:1。
28.在一些实施例中，所述典型机动历程包括以下一种或多种：眼镜蛇机动、弗罗洛夫轮盘机动、钟式机动、赫布斯特蹬壁机动、落叶飘机动等。
29.在一些实施例中，所述磁浮飞行风洞包括：封闭的直长管道，所述直长管道被配置为用于向所述试验装置提供直线运动路径；相应地，所述试验装置还包括：支撑模块，所述支撑模块包括：对称设置的至少两个底座，且所述底座的第一端用于固定安装所述第一角度转换单元、线性传输单元、第二角度转换单元；所述底座的第二端延伸设置有支撑柱，所述底座通过所述支撑柱固定在支撑板上，而所述支撑板能够在磁悬浮作用下沿所述直长管道的长度方向进行直线运动。
30.在一些实施例中，所述函数输出单元包括：可编程交流源载一体机。
31.在一些实施例中，所述飞行器模型的力矩参考中心、所述飞行器模型中测力天平力分解中心与所述第二角度转换单元的旋转中心相互重合。
32.有益技术效果：
33.为了对复杂飞行环境下或高难度机动任务中的气动特性进行准确地研究，本发明首先提出了一种新型的“体动风静”的试验设计思路。在此基础上，本发明选取了新型的磁浮飞行风洞作为试验平台，并对应提供了一种能够准确地对飞行器模型进行典型机动历程模拟的试验装置。其中，该试验装置采用了一种经有限次速度转换实现的速度传输路径，以在高速、强冲击工况下的大迎角转动、角速度快速变换时（如飞行器的转动方向切换或转动速度大小变换），对典型机动历程函数进行精确、稳定地传输，从而带动飞行器模型对典型机动历程做出准确的模拟。
34.进一步地，本发明还提供了一种齿轮的优化设计模型，以为不同类型的风洞试验（如不同类型的飞行器、不同类型的典型机动历程或者不同速度区间的风洞试验等等）灵活地设计或配置适应的速度传输路径，以提高试验装置的灵活适应性。
35.事实上，在复杂飞行环境或高难度机动任务中，飞行器的高机动性、高敏捷性和过失速机动能力是评价其飞行能力的关键指标。本发明实施例中的试验装置或试验系统在进行“眼镜蛇”等典型机动历程模拟时，飞行器模型的可以达到较高的角速度（如300
°
/s—500
°
/s）以及大迎角，因而能够对高机动性、高敏捷性和过失速机动能力等特点进行更为准确地模拟，进而为这些关键指标的研究提供有力的数据支撑。并且，该试验装置还具有结构简单、低成本的优势。
附图说明
36.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由
类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。显而易见地，下面描述中的附图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性的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
37.图1为本发明一示例性实施例中的磁浮飞行风洞平台的示意图；
38.图2为本发明一示例性实施例中的试验装置的结构示意图；
39.图3为本发明一示例性实施例中的试验装置的第一局部结构示意图；
40.图4为本发明一示例性实施例中的试验装置的第二局部结构示意图；
41.图5为本发明一示例性实施例中的试验装置的第三局部结构示意图；
42.图6为本发明一示例性实施例中的试验装置的第四局部结构示意图；
43.图7为本发明一示例性实施例中的试验装置的第五局部结构示意图；
44.图8为眼镜蛇机动历程的姿态变化示意图。
45.附图标记标识汇总：
46.1为飞行器模型；2为转动模块，21为转动杆，22为支撑杆；3为驱动模块，31为驱动电机，31a为伺服电机，31b为涡轮蜗杆减速器，32为第一角度转换单元，321为曲柄，322为连杆，323为第一滑块；33为线性传输单元，331为齿条，332为导轨，333为第二滑块；34为第二角度转换单元，341为第一齿轮，342为第二齿轮，343为第一轴承，344为第二轴承，345为转轴，346为支撑架；4为磁浮飞行风洞平台，5为底座。
具体实施方式
47.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
48.本文中，使用用于表示元件的诸如“模块”、“部件”或“单元”的后缀仅为了有利于本发明的说明，其本身没有特定的意义。因此，“模块”、“部件”或“单元”可以混合地使用。
49.本文中，术语“上”、“下”、“内”、“外”“前”、“后”、“一端”、“另一端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
50.本文中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
51.本文中“和/或”包括任何和所有一个或多个列出的相关项的组合。
52.本文中“多个”意指两个或两个以上，即其包含两个、三个、四个、五个等。
53.需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有
的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。
54.如在本说明书中使用的，术语“大约”，典型地表示为所述值的+/-5%，更典型的是所述值的+/-4%，更典型的是所述值的+/-3 %，更典型的是所述值的+/-2 %，甚至更典型的是所述值的+/-1 %，甚至更典型的是所述值的+/-0.5%。
55.在本说明书中，某些实施方式可能以一种处于某个范围的格式公开。应该理解，这种“处于某个范围”的描述仅仅是为了方便和简洁，且不应该被解释为对所公开范围的僵化限制。因此，范围的描述应该被认为是已经具体地公开了所有可能的子范围以及在此范围内的独立数字值。例如，范围1
〜
6的描述应该被看作已经具体地公开了子范围如从1到3，从1到4，从1到5，从2到4，从2到6，从3到6等，以及此范围内的单独数字，例如1，2，3，4，5和6。无论该范围的广度如何，均适用以上规则。
56.名词释义：
57.本文中，“历程函数”指的是飞行器模型在模拟典型机动历程时的角速度-时间曲线函数。
58.本文中，“直线速度”也被称为“平移速度”，指的是物体沿直线路径进行运动的速度。
59.本文中，“典型机动历程”指的是飞行器或飞行器模型在有限时间内展开高速且连续地姿态或速度变换等动作（如飞行器连续翻转、机头快速转向、飞行速率快速增大或降低等一种或多种变换）。例如，典型机动历程可以为涉及到连续回转的过失速机动历程。
60.为了能够对飞行器的各类复杂机动历程进行更为准确地模拟，本发明提出了一种“体动风静”的新型试验设计思路。为了能够实现这种“体动风静”的试验模式，本文中首先利用新型磁浮飞行风洞为实验平台，并提供了一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置。
61.实施例一
62.如图1-图7所示，本发明提供了一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置。
63.优选地，所述试验装置包括：
64.用于带动飞行器模型1转动以模拟典型机动历程的转动模块2；其中，所述转动模块（也被称为e型支架）包括：转动支架，所述转动支架两侧对称设置有转动杆21，所述转动支架中间延伸设置有支撑杆22，所述支撑杆的末端用于固定并支撑所述飞行器模型1；
65.用于驱动所述转动模块转动的驱动模块3；其中，所述驱动模块包括：
66.函数输出单元，所述函数输出单元用于输出用于模拟所述典型机动历程的历程函数；
67.驱动电机31，所述驱动电机的输入端与所述函数输出单元的输出端相连接；
68.第一角度转换单元32，所述第一角度转换单元包括用于实现旋转和移动相互转换的平面连杆机构，且所述平面连杆机构的输入端与所述驱动电机的输出端相连接，以将所述历程函数转换为第一角速度，所述平面连杆机构的输出端将所述第一角速度转化为直线速度；
69.线性传输单元33，所述线性传输单元的输入端与所述平面连杆机构的输出端相连
接，并通过直线运动方式从所述线性传输单元的输出端输出所述直线速度；
70.第二角度转换单元34，所述第二角度转换单元的输入端、输出端分别与所述线性传输单元的输出端、所述转动杆相连接，从而将所述直线速度转换为第二角速度，以使得所述转动模块能够带动所述飞行器模型模拟所述典型机动历程。
71.其中，磁浮飞行风洞是利用磁浮技术驱动模型（如飞行器模型）在管道内高速运动，进行空气动力试验研究的一种新型设施，其原理是在一段封闭的直长管道内利用电磁悬浮、牵引和导向技术驱动模型高速运动，模拟飞行器或高速列车运动的物理过程，构建接近真实运动状态的试验环境。
72.为了能够应对这种新型的“体动风静”的试验需求，本发明实施例中提供了一种经过有限次速度变换而实现的高效、稳定的速度传输路径（该速度传输路径依次为：函数输出单元-驱动电机-第一角度转换单元-线性传输单元-第二角度转换单元）。这种新型的速度传输路径能够在极高速度的速度传输过程中（如针对一些复杂的典型机动历程，电机的额定转速可达2000转/分以上），实现极高速度的精准、同步传输。换句话说，基于上述速度传输路径所设计的试验装置在应用于具有大迎角、高速正反转变换、强冲击工况等技术难点的典型机动历程模拟时，具有良好的稳定性。
73.进一步地，在一些实施例中，所述函数输出单元包括：可编程交流源载一体机。
74.进一步地，为了能够满足小体积化、低成本的需求，在一些实施例中，如图2所示，所述驱动电机沿输入端至输出端依次设置有：伺服电机31a，以及用于调节所述第一角速度和所述驱动电机的转矩的蜗轮蜗杆减速器31b；其中，所述伺服电机的输出端与所述蜗轮蜗杆减速器的输入端相连接，所述蜗轮蜗杆减速器的输出端与所述平面连杆机构的输入端相连接。
75.在一些实施例中，所述第二角度转换单元包括：与所述线性传输单元相啮合的齿轮，且所述齿轮的设计模型为：
76.；
77.；
78.其中，r为齿轮的设计半径，为齿轮的设计半径的参考值，f（t）为所述历程函数，为所述飞行器模型的最大设计角速度，λ为所述驱动电机的减速比设计值，r为所述曲柄的半径，l为所述连杆的长度，δr为设计差值，t为时间， max表示取最大值。
79.本发明实施例中，可以根据实际工程应用需求（例如，不同类型的飞行器，或者不同类型的典型机动历程，又或者不同速度区间的试验等等），灵活地设计出优选的速度传输路径。
80.例如，在一些实施例中，尤其是在面对不同类型的典型机动历程时，可以设计不同尺寸规格的速度传输路径，或者，也可以选择更换不同尺寸的第二角度转换模块，以对速度传输路径进行灵活地配置。
81.例如，在一些实施例中，设计差值可以由用户根据工程实际自行设定。例如，在一些实施例中，；又例如，在另一些实施例中，；或者，在另一些实
施例中，。
82.例如，在一些实施例中，当所述齿轮的最大设计角速度为：300
°
/s-500
°
/s时，所述蜗轮蜗杆减速器的减速比设计值为：50:1-80：1。本实施例中通过对最大设计角速度和减速比设计值进行协调，以保证速度传输路径的稳定性与准确性。
83.优选地，减速比设计值为65:1。
84.例如，在一些实施例中，可编程交流源载一体机的一端与供电电源连接，另一端与伺服电机连接，以向驱动模块输入预定的典型历程运动函数（也被称为“历程函数”），并通过编程对伺服电机进行电压反馈控制，以使得驱动模块的输出端可按照给定的历程运动函数进行模拟运动。
85.本实施例中，采用伺服电机、涡轮蜗杆减速器对速度传输路径进行优化，还可满足高速、强冲击工况下大迎角稳定自锁的强度要求，也即还满足高速风洞大迎角静态测力试验要求。
86.进一步地，为了避免或缓解速度传输路径中的振荡问题，如图4-图5所示，在一些实施例中，所述平面连杆机构沿输入端至输出端依次设置有：曲柄321、连杆322以及第一滑块323；
87.其中，所述曲柄与所述驱动电机的输出端通过同轴转动的方式相连接，所述曲柄还与连杆的第一端相连接以带动所述连杆同步运动，所述连杆的第二端与所述第一滑块相连接，以通过所述第一滑块输出所述直线速度（也即将回转运动转换为直线往复运动）。
88.在一些实施例中，所述曲柄的转动轴心与所述第一滑块的往返移动路线位于同一水平线上（具体地，曲柄的转动轴心与连杆的第二端位于同一水平线上，或者说，在转动过程中，曲柄的转动轴心、连杆以及滑块可以位于同一水平线上）。
89.作为一种优选的实施例，本实施例中的速度传输路径选用对心式布局的曲柄滑块机构与线性传输单元33、第二角度转换单元34相互配合，以提高试验装置在高速正向转动、反向转动下切换过程中的稳定性。
90.具体地，在一些实施例中，所述第一角度转换单元还包括：轴承（优选为圆锥滚子轴承）与传动轴。其中，圆锥滚子轴承与传动轴组装成一体，且传动轴的一端与涡轮蜗杆减速器的输出端相连接，另一端与曲柄相连接。而曲柄、连杆以及第一滑块依次通过铰链轴相连接。
91.在一些实施例中，所述线性传输单元33包括：直线导轨运动副，所述直线导轨运动副包括：齿条331，所述齿条与所述第一滑块固定连接以用于传输所述直线速度。
92.进一步地，为了提高速度传输路径在高速传输中的稳定性（如降低传动过程中的摩擦、转动误差等），线性传输单元还具有导向功能。如在一些实施例中，所述直线导轨运动副还包括：导轨332，以及可沿所述导轨往复运动的第二滑块333，其中，所述第二滑块333与所述第一滑块323固定连接，以为引导所述第一滑块沿所述导轨进行往复运动。
93.进一步地，为了避免或缓解速度传输路径在往复传动（即带动飞行器模型进行正转或反转时）的冲击或振动问题，以提高速度传输的稳定性，在一些实施例中，所述第二角度转换单元包括：同轴转动的第一齿轮和第二齿轮，且所述第一齿轮和第二齿轮与所述齿条相啮合，以共同将所述直线速度转换为所述第二角速度。
94.例如，在一些实施例中，第一齿轮和第二齿轮的轮齿（也被称为齿）的尺寸相同。
95.例如，在一些实施例中，如图4所示，所述第二角度转换单元包括：至少一个轴承（如第一轴承343、第二轴承344）与转轴345，转轴345的第一端、第二端分别贯穿第一、二轴承，且转轴345的第二端与转动杆相连接，从而带动转动杆按照设定的历程函数进行转动。其中，转轴345的第一端处还设置有齿轮（具体地，齿轮邻近所述第一轴承），该齿轮包括：利用弹簧连接在一起的第一齿轮341和第二齿轮342。且第一齿轮341与转轴345固定连接，而第二齿轮342空套在转轴上（即第二齿轮为空套在转轴上的浮动齿轮）。并且，第一齿轮341与齿条331的齿的工作面（也即受力面）啮合，而第二齿轮342与齿条331的背面（即齿的另一面）啮合。当驱动模块启动运行时，第一齿轮341与齿条331的工作面之间在转动过程所产生的间隙被弹簧拉紧的第二齿轮的轮齿所填满。
96.具体地，在一些实施例中，上述一个或多个轴承可以采用圆锥滚子轴承。其中，圆锥滚子轴承组与传动轴（也即转轴）组装成一体，传动轴的第一端与齿轮（优选为消隙齿轮）的输出端固定连接，第二端与e型支架固定连接。
97.具体地，在一些实施例中，轴承通过支撑架346固定在底座上。
98.进一步地，在一些实施例中，为了能够灵活地适应于不同类型的风洞模拟试验（如不同速度区间的风洞试验、不同典型机动历程的模拟或者不同飞行器类型的模拟），本发明中的第二角度转换模块可以根据不同风洞模拟试验进行更换。
99.具体地，在一些实施例中，如图3所示，第二角度转换模块包括：转轴，以及设置在所述转轴上的至少两个轴承与至少一个齿轮，其中，至少两个轴承通过支撑架346固定在底座上，且支撑架以可拆卸式的方式固定在底座上（如通过螺钉或螺母固定在底座上）。同时，该试验装置还包括备用组件，即至少一个与上述齿轮不同尺寸（如半径不同）的备用齿轮，以及至少一个与上述支撑架高度不同的备用支撑架。
100.例如，当需要更换更小尺寸的齿轮时，可以同步更换一个高度更小的支撑架。或者，当需要更换更大尺寸的齿轮时，可以同步更换一个高度更高的支撑架。
101.或者，在一些实施例中，可以对第二角度转换模块进行整体更换，即选用另一组已经装配好的轴承、支撑架、转轴、齿轮等零部件。
102.本实施例可以对试验装置的传动路径进行灵活地配置，以满足不同类型的典型机动历程的模拟需求。
103.本发明实施例中所提供的试验装置尤其适用于研究飞行器在典型机动历程下的气动力特性。其中，典型的机动历程主要包括：眼镜蛇机动（如图8所示）、弗罗洛夫轮盘机动、钟式机动、赫布斯特蹬壁机动、落叶飘机动等机动历程等等。
104.下面以眼镜蛇机动为例，对本发明的技术方案及技术效果进行进一步说明：
105.如图8所示，眼镜蛇机动主要包括抬头（a）、悬垂（b）、恢复水平（c）等三个阶段。例如，在机动过程中，飞行员快速向后拉杆使机头上仰至最大迎角，形成短暂的机尾在前，机头在后的状态，然后推杆压机头，再恢复到原来水平状态。因此，在眼镜蛇机动的模拟过程中，根据相似准则，飞行器模型将以极高的角速度在有限时间（仅数秒）内，实现飞行姿态（如机头转动方向等）的快速切换。
106.而为了能够准确地模拟眼镜蛇机动的真实变换状态，本发明在“体动风静”的设计基础上，进一步地采用磁浮飞行风洞平台与新型速度传输路径相配合的方式，以提供一种能够带动飞行器模型准确、稳定地进行大迎角、高机动、高速率飞行的试验系统（即试验装
置与磁浮飞行风洞平台所组成的系统）。
107.具体地，本发明中的试验装置首先获取到预设的历程函数，随后可编程交流源载一体机利用历程函数编程以对左右两侧的伺服电机的电压进行输出反馈控制。进一步地，含有伺服电机的驱动模块在电压控制下依次实现实时的周期性回转运动——周期性直线往复运动——周期性回转运动的转换，从而实现了对历程函数的准确、高效地传输，以解决了眼镜蛇机动历程模拟时的传动效率低、模拟速度难以提升等难点。同时，本发明中的试验装置中的传动结构也相对简单，应用成本也相对较低。
108.因此，本发明能够获取到传统的动态试验（即“体静风动”的风洞试验）中难以获取的动态气动数据，以为高机动性飞行器的研发与设计提供有力的试验支撑。换句话说，本发明中的试验装置可以研究高机动性飞行器在典型机动历程下的非定常问题。
109.具体地，在一些实施例中，针对研究眼镜蛇机动的风洞试验，试验装置中优选采用额定转矩为20n
・
m，额定转速为2000转/分的伺服电机。同时，第二角度转换单元的最大设计角速度优选地设置为300
°
/s
ꢀ‑
500
°
。
110.本发明实施例采用最优减速比和最优角速度相配合，以保证速度传输路径的稳定运行。
111.可以理解的是，这种高稳定性的速度传输路径设计使得该试验装置或试验系统还能够应用于多种速度区间的风洞试验领域，如高速试验领域（即马赫数为0.4-0.5的风洞平台）。
112.进一步，在一些实施例中，所述飞行器模型的力矩参考中心、所述飞行器模型中测力天平力分解中心与所述第二角度转换单元的旋转中心相互重合。
113.具体地，在一些实施例中，转动模块（也即e型支架）采用轻量化的碳纤维复合材料结构设计与配平，以进一步地减小试验装置的自重。同时确保e型支架的旋转轴线与飞行器的力矩参考中心、测力天平的力分解中心重合，进而有效减小负载转动惯量对驱动模块以及试验结构的影响。本实施例中的e型支架具有试验迎角范围大、气流干扰小等特点。
114.进一步地，在一些实施例中，所述试验装置还包括：用于固定所述驱动模块的支撑模块。
115.在一些实施例中，如图1所示，支撑模块包括：用于支撑驱动模块的底座5，所述底座5设置在磁浮飞行风洞平台4，且可以沿磁浮飞行风洞平台的长度方向进行往复移动。其中，驱动模块中的轴承、导轨等结构均可安装在底座5上。
116.具体地，所述磁浮飞行风洞包括：封闭的直长管道，所述直长管道被配置为用于向所述试验装置提供直线运动路径；相应地，所述试验装置还包括：支撑模块，所述支撑模块包括：对称设置的至少两个底座，且所述底座的第一端用于固定安装所述第一角度转换单元、线性传输单元、第二角度转换单元；所述底座的第二端延伸设置有支撑柱，所述底座通过所述支撑柱固定在支撑板上，而所述支撑板能够在磁悬浮作用下沿所述直长管道的长度方向进行直线运动。
117.可以理解的是，本发明除了适用于高机动性飞行器的典型机动历程模拟外，还可以根据实际的工程需求被应用至其他类型的飞行器或者其他类型的风洞试验。例如，可应用于运输机、客机等大展弦比飞机的气动特性研究；又例如，还可用于开展连续变马赫数的典型机动历程模拟试验，从而解决“高速-低速”衔接速域中研究动态空气动力学的难点。
118.需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。
119.上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。

技术特征：
1.一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，包括：用于带动飞行器模型（1）转动以模拟典型机动历程的转动模块（2）；其中，所述转动模块包括：转动支架，所述转动支架两侧对称设置有转动杆（21），所述转动支架中间延伸设置有支撑杆（22），所述支撑杆的末端用于固定并支撑所述飞行器模型（1）；以及用于驱动所述转动模块转动的驱动模块（3）；其中，所述驱动模块包括：函数输出单元，所述函数输出单元用于输出用于模拟所述典型机动历程的历程函数；驱动电机（31），所述驱动电机的输入端与所述函数输出单元的输出端相连接；第一角度转换单元（32），所述第一角度转换单元包括用于实现旋转和移动相互转换的平面连杆机构，且所述平面连杆机构的输入端与所述驱动电机的输出端相连接，以将所述历程函数转换为第一角速度，所述平面连杆机构的输出端将所述第一角速度转化为直线速度；线性传输单元（33），所述线性传输单元的输入端与所述平面连杆机构的输出端相连接，并通过直线运动方式从所述线性传输单元的输出端输出所述直线速度；第二角度转换单元（34），所述第二角度转换单元的输入端、输出端分别与所述线性传输单元的输出端、所述转动杆相连接，从而将所述直线速度转换为第二角速度，以使得所述转动模块能够带动所述飞行器模型模拟所述典型机动历程。2.根据权利要求1 中所述的一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，所述平面连杆机构沿输入端至输出端依次设置有：曲柄（321）、连杆（322）以及第一滑块（323）；其中，所述曲柄与所述驱动电机的输出端通过同轴转动的方式相连接，所述曲柄还与连杆的第一端相连接以带动所述连杆进行运动，所述连杆的第二端与所述第一滑块相连接，以通过所述第一滑块输出所述直线速度；且所述曲柄的转动轴心与所述第一滑块的往返移动路线位于同一水平线上。3.根据权利要求2所述的一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，所述线性传输单元（33）包括：直线导轨运动副，且所述直线导轨运动副包括：齿条（331），导轨，以及可沿所述导轨往复运动的第二滑块（333）；其中，所述第二滑块（333）与所述第一滑块（323）固定连接，以引导所述第一滑块沿所述导轨进行往复运动；所述齿条与所述第一滑块固定连接，以用于在所述第一滑块往复移动时传输所述直线速度。4.根据权利要求3所述的一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，所述第二角度转换单元包括：与所述线性传输单元相啮合的齿轮，且所述齿轮的设计模型为：；；其中，r为齿轮的设计半径，为齿轮的设计半径的参考值，f（t）为所述历程函数，为所述飞行器模型的最大设计角速度，λ为所述驱动电机的减速比设计值，r为所述曲柄的半
径，l为所述连杆的长度，δr为设计差值，t为时间，max表示取最大值。5.根据权利要求1-4中任一所述的一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，所述第二角度转换单元包括：同轴转动的第一齿轮和第二齿轮，且所述第一齿轮和所述第二齿轮通过弹簧相连接；其中，所述第一齿轮与第二角度转换单元的转轴固定连接，以带动所述转轴进行转动，而所述第二齿轮以非固定连接的方式套设在所述转轴上；所述第一齿轮与线性传输单元中的齿条（331）的受力面相啮合，而所述第二齿轮与齿条的背面相啮合；当所述第二角度转换单元在所述齿条的带动下进行往复转动时，所述第一齿轮（341）与齿条的受力面之间在转动过程所产生的间隙被弹簧拉紧的第二齿轮的轮齿所填满。6.根据权利要求5所述的一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，所述驱动电机沿输入端至输出端依次设置有：伺服电机（31a），以及用于调节所述第一角速度和所述驱动电机的转矩的蜗轮蜗杆减速器（31b）；其中，所述伺服电机的输出端与所述蜗轮蜗杆减速器的输入端相连接，所述蜗轮蜗杆减速器的输出端与所述平面连杆机构的输入端相连接。7.根据权利要求6所述的一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，当所述第二角度转换单元中的齿轮的最大设计角速度为300
°
/s-500
°
/s时，所述蜗轮蜗杆减速器的减速比设计值为50:1-80:1。8.根据权利要求1所述的一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，所述典型机动历程包括以下一种或多种：眼镜蛇机动、弗罗洛夫轮盘机动、钟式机动、赫布斯特蹬壁机动、落叶飘机动。9.根据权利要求1所述的一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，所述磁浮飞行风洞包括：封闭的直长管道，所述直长管道被配置为用于为所述试验装置提供直线运动路径；相应地，所述试验装置还包括：支撑模块，所述支撑模块包括：对称设置的至少两个底座，且所述底座的第一端用于固定安装所述第一角度转换单元、线性传输单元以及第二角度转换单元；所述底座的第二端延伸设置有支撑柱，且所述底座通过所述支撑柱固定在支撑板上，而所述支撑板能够在磁悬浮作用下沿所述直长管道的长度方向进行直线运动。10.根据权利要求1所述的一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，其特征在于，所述飞行器模型的力矩参考中心、所述飞行器模型中测力天平力分解中心与所述第二角度转换单元的旋转中心相互重合；和/或，所述函数输出单元包括：可编程交流源载一体机。

技术总结
本发明涉及磁浮飞行风洞领域，具体涉及一种基于磁浮飞行风洞的典型机动历程模拟试验装置，包括：用于带动飞行器模型转动以模拟典型机动历程的转动模块；其中，转动模块包括对称设置的转动杆，以及设置在转动杆中间并用于支撑飞行器的支撑杆，转动杆一端与驱动模块转动连接；驱动模块依次设计有输出转动角度、将转动角度转换为直线传输、将直线传输再次转换为转动角度的速度传输路径，以实现高速率、高稳定性地速度转换与传输，从而能够带动飞行器模型模拟复杂的典型机动历程。本发明的试验装置可适用于飞行器的大迎角、高机动、高速率的典型机动历程中的动态气动问题研究。典型机动历程中的动态气动问题研究。典型机动历程中的动态气动问题研究。


技术研发人员：张军 黄丹 倪章松 苏文 周廷波 王瑞东 李胤谷
受保护的技术使用者：成都流体动力创新中心
技术研发日：2023.05.31
技术公布日：2023/7/7