[发明专利]细长体飞行器弹性模型振动试验装置

说明书

细长体飞行器弹性模型振动试验装置，涉及飞行器结构试验、风洞试验、航空航天领域；弹性模型、弹性支撑杆、尾支杆、电磁激振器和底座；底座与外部风洞弯刀固定连接；电磁激振器为圆柱形结构；电磁激振器沿竖直方向固定安装在底座的侧壁；尾支杆为锥柱形结构；尾支杆同轴固定安装在外部风洞弯刀的中部；弹性支撑杆固定安装在尾支杆的轴向前端；弹性模型为中空细长飞行器外壁结构；弹性支撑杆和尾支杆伸入弹性模型内部，且弹性支撑杆的外壁与弹性模型的内壁固定连接；本发明用于细长体飞行器弹性模型模态试验、空气动力阻尼试验和载荷响应风洞试验等研究，具备模型激励、模型支撑功能，试验模型和支撑能够模拟模型低阶自由振动的结构动力学特性。

技术领域

本发明涉及一种飞行器结构试验、风洞试验、航空航天领域，特别是细长体飞行器弹性模型振动试验装置。

背景技术

运载火箭在跨声速飞行时会经历严峻的气动载荷，其中与结构低阶模态弹性变形相关的气动力对于火箭的稳定性和强度设计具有重要的作用。对于这类问题，风洞试验是必不可少的研究手段。通过风洞试验可以对飞行器的空气动力阻尼和载荷响应特性进行研究。

目前国内在运载火箭研制中均需要开展空气动力阻尼和载荷响应特性研究。其试验装置设计难点主要在于：

1)模型需要模拟火箭的低阶结构动力学特性和气动特性；2)模型支撑机构要能够不影响模型的结构低阶结构动力学特性；3)需要配套的模型激励机构在试验中激励模型；4)模型需要有足够的强度能够经受高速风洞气动载荷；5)试验机构频率、间隙不能影响舵面、翼面支撑边界调节和结构动力学特性。

动导数试验技术也可用于空气动力阻尼试验研究，但是缺点在于：1)不能模拟全飞行器的气动外形；2)不能模拟全飞行器的振动模态。因而该技术用在全飞行器空气动力阻尼的获取具有一定局限性。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供细长体飞行器弹性模型振动试验装置，用于细长体飞行器弹性模型模态试验、空气动力阻尼试验和载荷响应风洞试验等研究，具备模型激励、模型支撑功能，试验模型和支撑能够模拟模型低阶自由振动的结构动力学特性。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

细长体飞行器弹性模型振动试验装置，包括弹性模型、弹性支撑杆、尾支杆、电磁激振器和底座；其中，底座与外部风洞弯刀固定连接；电磁激振器为圆柱形结构；电磁激振器沿竖直方向固定安装在底座的侧壁；尾支杆为锥柱形结构；尾支杆同轴固定安装在外部风洞弯刀的中部；弹性支撑杆固定安装在尾支杆的轴向前端；弹性模型为中空细长飞行器外壁结构；弹性支撑杆和尾支杆伸入弹性模型内部，且弹性支撑杆的外壁与弹性模型的内壁固定连接。

在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述的电磁激振器包括激振顶杆；激振顶杆为细长杆状结构；激振顶杆沿轴向设置在电磁激振器的底部，且激振顶杆与弹性模型尾端固定连接。

在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，当弹性模型需要激励时，电磁激振器通电，通过激振顶杆将激振力传递至弹性模型并进行激励。

在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述的弹性支撑杆为水平放置的工字型结构；弹性支撑杆的一端垂直于与尾支杆的轴向端头固定连接；弹性支撑杆的另一端的周向外壁与弹性模型固定连接。

在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述的弹性模型的侧壁设置有开槽，通过调整开槽位置控制弹性模型侧壁的弯曲刚度。

在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述开槽在弹性模型轴向方向调整。

在上述的细长体飞行器弹性模型振动试验装置，所述的弹性模型的中空内壁设置有配重块，实现对弹性模型沿轴向质量分布的调整。

本发明与现有技术相比具有如下优点：