一种气动失速的动态分岔发生装置

摘要

本发明公开一种气动失速的动态分岔发生装置,在支撑框架内设置展向沿竖直方向的待测主机翼模型，其梢部转轴通过角位移传感器与支撑框架顶面滑块连接；根部转轴与支撑框架底面滑块轴承连接；使待测主机翼模型具有前后方向移动自由度与绕竖直方向的转动自由度。同时设计攻角调节结构调节待测主机翼攻角，以及沉浮调节机构调节待测主机翼模型沉浮刚度；待测主机翼上还安装有测量主机翼绕竖直方向转动的角度的角位移传感器、测量主机翼表面的动态压力数值的压力传感器；支撑框架上安装有测量流场特性的PIV测量装置。本发明可实现对气动失速引起的动态分岔数值仿真结果的验证，并为理论建模提供修正，以此提出切实可行的增大动态分岔速度的策略。

说明书

技术领域

本发明属于航空飞行器设计和风力机领域,是一种气动失速的动态分岔发生 装置,具体来说是一种针对于固定翼飞行器机翼、旋翼飞行器旋翼、风力机叶片 发生气动失速后测量其动态响应和动态分岔的实验系统。

背景技术

真实飞行器在机翼攻角较大时候，气动力会从机翼表面分离，当分离达到一 定程度，气动力会陡然降低，这种现象称之为气动失速。气动失速之后机翼升力 减小，攻角减小，气流重新附着，升力增加，如此反复，在结构俯仰自由度上俯 仰发生等幅振荡。这种由于气动失速引起的动态分岔通常也称为失速颤振，是一 种严重的气动弹性不稳定现象。大展弦比机翼，尤其是太阳能飞机由于翼尖变形 较大，会使翼尖处于一个很大的迎角,容易使其发生气动失速，进而引发动态分 岔，严重时将对机体造成严重的破坏。另外直升机旋翼和螺旋桨也会发生动态分 岔情况。正在旋转的螺旋桨，当迎角增大到失速区时，就会出现气动失速的动态 分岔。它的发生不取决于惯性力、弹性力以及气动力等经典颤振的特征条件，其 关键是因为气动力在大攻角情况下发生气动失速导致，因此是一种比较复杂的非 线性动力学现象。

通常，当迎角达到失速的范围时，可以呈现出的特点是，气动力开始在机翼 表面发生分离，当分离达到一定程度之后，气动力所带来的升力急剧下降，作用 在机翼上的回复力将使机翼攻角变小，气流由于攻角变小，又重新附着在机翼表 面，恢复机翼的升力，如此往复，机翼在俯仰方向发生俯仰振荡。在发生气动失 速，机翼进入俯仰振荡状态之后，不同的来流速度，俯仰振荡的幅值不同。通常 情况是机翼在某一速度下突然发生俯仰振荡，且不收敛，当随着来流速度增加， 俯仰振荡幅值会呈现多种变化，称为动态分岔现象，这种现象主要是由气动力失 速引起的气动力非线性导致的。

目前研究气动力失速导致的动态分岔的机理还主要以数值模拟为主，但是由 于气动力分离和失速的过程十分复杂，非定常气动力模拟假设的不确定性、飞机 结构参数的不确定性，数值仿真需要经过试验验证。需发明动态分岔发生装置， 可以定量研究气动力失速导致的动态分岔发生的条件以及影响因素，以及发生分 岔之后机翼结构的响应情况，提供可靠的试验条件，从而通过实验手段找出抑制 或者提高动态分岔速度的有效手段。

要在风洞实现对机翼失速颤振的模拟，主要存在以下问题：

1.动态分岔特性与机翼初始攻角和平衡位置有很大关系，如何设计可调初始 攻角和平衡位置机构及其测量机构。

2.作为动态分岔的主要原因，气动力失速时非定常气动力动态特性测量较为 复杂，其失速现象难以发生，气动力的动态变化特性也不易捕捉。

基于上述情况，有必要提出一种能够准确产生机翼气动力失速的动态分岔现 象的试验装置与方法，以便为相关研究提供参考。

发明内容

针对上述问题，本发明提出了一种气动失速的动态分岔装置，其应用对象是 针对可能产生气动失速动态分岔现象的飞行器，旋翼机以及风力机，可产生由气 动力失速引起的动态分岔现象，并对非定常气动力动态特性和机翼动态响应进行 测量，用于研究飞行器或风力机叶片动态分岔特性。

本发明气动失速的动态分岔发生装置,在支撑框架内部设置待测主机翼模型， 待测主机翼模型展向沿竖直方向，梢部转轴通过角位移传感器与支撑框架顶面的 滑块相连。根部转轴通过轴承与支撑框架底面的滑块相连；使待测主机翼模型具 有沿前后方向的移动自由度，以及绕竖直方向的转动自由度。待测主机翼的攻角 通过攻角调节机构调节，待测主机翼模型的沉浮刚度由沉浮调节机构调节。

待测主机翼上还安装有用来测量主机翼绕竖直方向转动的角位移、测量主机翼表面的动态压力数值的压力传感器。同时支撑框架上安装有用来测量流场特性 的PIV测量装置。

在进行实验时，通过抚养调节机构调节待测主机翼模型的初始攻角，并调节 待测主机翼模型的沉浮刚度到达到要求刚度。然后增加风速并稳定在一个值，测 量该流速下的流场特性、机翼表面气动压力特性以及机翼的动态响应特性，通过现象和结构、气动测量数据判断动态失速特性和动态分岔特性；且通过改变风速，测量不同风速下的动态分岔特性。

本发明的优点在于：

1、本发明气动失速的动态分岔发生装置，在地面对由气动失速引起的动态 分岔进行模拟，可实现对气动失速引起的动态分岔数值仿真结果的验证，并为理 论建模提供修正，以此提出切实可行的增大动态分岔速度的策略，具有重要的实 用价值。

2、本发明气动失速的动态分岔发生装置中，用于控制机翼俯仰和沉浮刚度 的弹簧组以及初始角度调节装置均可以更换，便于设置不同的初始攻角和不同的 扭转和沉浮刚度，用来研究影响气动力失速以及动态分岔点速度的因素。

3、本发明气动失速的动态分岔发生装置，可重复性好、可操作性强，成本 相对低廉，且安装操作简单，易于推广应用，非常适合用于产生气动力失速情况 下的动态分岔现象，并测得关键数据。

4、本发明气动失速的动态分岔发生装置，可以用于二元翼段、机翼、大展 弦比飞行器机翼、大型风机等各类结构的气动力失速的动态分岔特性研究。

附图说明

图1为本发明气动失速的动态分岔发生装置整体结构示意图。

图中：

1-支撑框架 2-滑动机构3-攻角调节机构

4-沉浮调节机构 5-线加速度传感器6-角位移传感器

7-压力传感器 8-PIV测量装置 9-信号监测处理系统

10-待测主机翼模型11-测压孔 201-横梁

202-滑轨 203-滑块301-摆臂

302-攻角调节弹簧 303-调节器

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

本发明气动失速的动态分岔发生装置,包括支撑框架1，滑动机构2，攻角调 节机构3，沉浮调节机构4，线加速度传感器5，角位移传感器6，压力传感器7， PIV测量装置8与信号监测处理系统9，如图1所示。

所述支撑框架1作为本发明动态分岔发生装置的支架，为正方体结构。支撑 框架1顶面与底面为滑动机构2的安装面，分别以相同的方式安装有一套滑动机 构2。如图1所示，滑动机构2包括两条沿支撑框架1左右方向设置的横梁201， 一条沿支撑框架1前后方向设置的滑轨202；滑轨202安装于两条横梁201间， 滑轨202的中心位于支撑框架1顶面中心处；该滑轨202上滑动安装有滑块203。

上述支撑框架1顶面与底面上的滑动机构2间安装待测主机翼模型10，待 测主机翼模型10由主机翼骨架与主机翼骨架外壁铺设的蒙皮构成。待测主机翼 模型10展向沿竖直方向，位于支撑框架1中心处。待测主机翼模型10的梢部转 轴通过角位移传感器6固定于支撑框架1顶面滑动机构2中的滑块上；根部转轴 通过轴承直接安装于支撑框架1底面滑动机构2中的滑块上。由此，使待测主机 翼模型10具有沿前后方向的移动自由度，以及绕竖直方向的转动自由度；通过 角位移传感器6可测量主机翼的攻角随时间的变化。待测主机翼模型的梢部转轴 上还粘贴线加速度传感器5，用于测量主机翼沉浮加速度。

所述攻角调节机构3具有两套，分别位于支撑框架1上部与下部的一个横截 面上。两套攻角调节机构3均由摆臂301、四根攻角调节弹簧302与两个调节器 303构成。其中，位于支撑框架1上部的攻角调节机构3中：摆臂301中心固定 套接于待测主机翼模型的梢部转轴上。令四根攻角调节弹簧302分别为攻角调节 弹簧A、B、C、D；两个调节器303采用花篮螺丝，分别为调节器A和B；摆臂 301左端前侧通过攻角调节弹簧A与支撑框架1前侧相连，摆臂301左端后侧通 过攻角调节弹簧B与调节器A相连，调节器A与支撑框架1后侧相连；且攻角调 节弹簧A、攻角调节弹簧B与调节器A同轴，轴线位于支撑框架1左侧面上。摆 臂301右端前侧通过攻角调节弹簧C与调节器B相连，调节器B与支撑框架1 前侧相连；摆臂301右端后侧通过弹簧D与支撑框架1后侧相连；同样攻角调节 弹簧C、攻角调节弹簧D与调节器B同轴，轴线位于支撑框架1右侧面上。位于 支撑框架1下部的攻角调节机构3与位于支撑框架1上部的攻角调节机构3的安 装方式相同。上述攻角调节机构3中，攻角调节弹簧302用于提供控制待测机翼 模型攻角方向自由度的刚度，通过同步调节四个调节器303，使四个调节器303 伸长量相同，进而等长度拉伸攻角调节弹簧，实现待测主机翼模型的攻角调节。

所述沉浮调节机构4为两套，分别安装于支撑框架1上部与下部；沉浮调节 机构4为两根沉浮调节弹簧401构成；其中，支撑框架1上部的沉浮调节机构4 中，两根沉浮调节弹簧401分别位于待测主机翼模型10梢部转轴对侧，一端与 待测主机翼模型10梢部转轴相连，另一端分别与支撑框架1前后侧相连；且两 根沉浮调节弹簧401同轴，轴线位于支撑框架1上部攻角调节机构3所在横截面 上。支撑框架1下部的沉浮调节机构4与支撑框架1上部的沉浮调节机构4安装 方式相同，且支撑框架1下部的沉浮调节机构4轴线位于支撑框架下部攻角调节 机构3所在横截面上。由此，通过两套沉浮调节机构4可调节主机翼的沉浮刚度 特性。

所述压力传感器7采用非定常气动力的动态压力传感器，安装于待测主机翼 模型10内部，且位于待测主机翼模型10中部。同时待测主机翼模型10中部壁 面上开有测压孔11，用来安装测压管，测压管一端连接压力传感器10，另一端 与待测主机翼模型10外部连通；通过压力传感器7可测量主机翼表面的动态压 力数值，实时显示气动失速特性。

所述PIV测量装置8的发射端安装于支撑框架1左侧壁上，朝向待测主机翼 模型10，可沿左右方向发射激光。PIV测量装置8的接收端安装于支撑框架1 底面，朝向待测主机翼模型10，接收沿竖直方向返回的形成图像。

上述线加速度传感器5，压力传感器6、角位移传感器7、PIV测量装置8 的接收端均与信号监测处理系统9相连,可将测量信号发送至信号监测处理系统 9进行处理。

通过本发明气动失速的动态分岔发生装置进行试验时，如图1所示，具体步 骤如下：

步骤1：通过采用合适的攻角调节弹簧302，以及调节调节器，实现对弹簧 刚度系数与拉伸长度的调节，进而实现待测机翼模型10的初始攻角调节；上述 过程中角位移传感器8实时测量待测主机翼模型10的初始攻角，直至待测主机 翼模型10的初始攻角达到测量要求角度。

步骤2：通过采用合适的沉浮调节弹簧401，调节待测主机翼模型10的沉浮 刚度到达到要求刚度。

步骤3：调节PIV测量装置8的发射端位置，使其朝向需要测量流场特性的 主机翼截面。同时调节线加速度传感器5的测量方向朝向待测主机翼模型沉浮方 向。

步骤4：风洞开机，来流经过翼面，待气流稳定。

步骤5：由PIV测量装置8测量当前气流速度下流场特性，由压力传感器6 测量主机翼表面动态压力特性，由角位移传感器7测量主机翼绕竖直方向转动的 角位移、由线加速度传感器5测量主机翼沿滑轨202轨道的线位移特性，均存储 于信号监测处理系统9，观察实验现象。

步骤6：增加风速，重复步骤5实验，待风速到达动态分岔速度时，翼面开 始俯仰振荡；

通过上述步骤1～6，最终通过现象和结构、气动测量数据判断动态失速特性 和动态分岔特性，以及测量不同风速下的动态分岔特性。

在一组实验完成之后，返回步骤1，调节待测机翼模型至新的初始攻角，进 行不同状态下的动态分岔实验。