[实用新型]应用于低密度风洞的小量程高升阻比测力天平

说明书

本实用新型公开了一种应用于低密度风洞的小量程高升阻比测力天平，包括：天平主体，其上依次设置有模型连接端、第一组合测量元件、轴向力测量元件、滚转力矩测量元件、第二组合测量元件和支杆；为了减小相对较大的法向力和俯仰力矩载荷对轴向力分量和滚转力矩分量的干扰，将轴向力测量元件和滚转力矩测量元件设置在天平测量元件中间，两端对称设置组合测量元件，用于测量除轴向力和滚转力矩之外的其余四个分量。该小量程高升阻比测力天平的设计载荷及外形尺寸完全满足大升力体复杂外形模型低密度风洞测力试验要求，有效地提高了低密度风洞的试验能力，同时本实用新型提高了轴向力测量精度和抗干扰能力；提高了滚转力矩灵敏度和测量精度。

技术领域

本实用新型属于航空航天测力试验技术领域，具体涉及一种应用于低密度风洞复杂升力体外形模型气动力测量的小量程高升阻比测力天平。

背景技术

低密度风洞是研究稀薄气动特性的重要试验设备，用以模拟航天器高空、高速飞行状态，开展航天器模型在滑移流区、过渡流区气动特性试验研究，以及稀薄气体动力学有关问题的试验研究。

随着高超声速复杂外形飞行器的快速发展，飞行器在稀薄过渡流区、滑移流区飞行的时间大幅度增加，强粘性干扰对其气动力特性(阻力系数、升阻比等)有很大的影响，需在低密度风洞中开展气动力试验来准确预测其气动力特性。该类飞行器采用升力体外形来实现长距离滑翔，其气动载荷极不匹配，与以往低密度风洞常规测力试验模型相比，一方面要求精确测量的分量更多，以往低密度风洞试验模型一般为简单的旋成体，只需精确测量纵向三分量，而升力体模型外形复杂，且要求精确测量六分量载荷；另一方面由于升力体外形模型气动载荷极不匹配，其法向载荷和俯仰力矩载荷相对较大，轴向载荷、滚转力矩等相对较小。以往测力天平元件设计一般采用复合式天平元件布局，轴向力元件居于天平的设计中心，测量梁方向与法向载荷方向相同，则轴向分量输出受大法向/俯仰力矩分量干扰严重，难以满足升力体外形模型气动力的高精度测量要求。用对称设置在天平设计中心前后的天平测量元件同时测量除轴向力外的其余分量的载荷，由于天平测量元件同一截面要测量多个空气动力载荷，则较小的滚转力矩分量灵敏度偏低，受法向分量干扰严重，难以满足升力体外形模型气动力的高精度测量要求。

低密度风洞气动力测量具有载荷小、模型小、流场温度高、干扰信号强的特点，而升力体外形模型的高升阻比特性还会引起严重的各分量载荷匹配问题。为了实现对升力体外形模型气动力的精细测量，测力天平必须解决大法向载荷对轴向分量、滚转力矩分量的干扰、高温流场对天平的温度效应等难点问题。

在低密度风洞中进行测力试验时，流场总温较高(600K-1700K)，试验模型受流场加热后温度较高，会通过模型与天平的连接部位将热传导给天平元件，另一方面由于天平尾支杆暴露在高温流场中被加热，热量也会通过尾支杆传给天平元件，对测力天平的输出造成很严重的温度干扰，直接影响到试验数据的可靠性。传统的防热措施是在天平与模型之间设置隔热衬套，将天平元件包裹起来，使天平测量元件与环境温度尽量隔绝起来，使应变片在温度场相对稳定的正常温度范围内工作，此种方法要求有较大的模型内部空间，但对于低密度风洞升力体外形模型来说缩比后尺寸较小，可供天平安装的空间狭小，很难实现隔热衬套的安装；对于暴露在流场中的尾支杆一般在试验时在其表面缠绕几层隔热布，以阻断高温气流对天平支杆的加热，但由于是手工临时缠绕，表面比较粗糙，且不好固定，试验时容易被气流吹掉，经常需开风洞试验段门重新缠绕，影响试验效率。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种小量程高升阻比测力天平，解决常规测力天平轴向载荷、滚转力矩测量精度不足的缺点以及小尺寸模型防隔热措施难以实现的难题，满足复杂升力体外形航天飞行器低密度风洞气动力试验测量要求。

本实用新型的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。