[0001] 本发明属于动稳定性导数测量领域，涉及一种基于压电驱动的尾撑式腔内高频强迫振动动导数试验方法。

[0002] 随着飞行器发展，现代飞行任务对飞行品质提出更高要求，例如先进战斗机要求具备高机动性，民机则侧重舒适性，而动稳定性作为飞行器性能的一项重要指标，在设计阶段就需要准确定量分析，确保设计有效性。动导数试验通过风洞试验解算各类动导数，对飞行器外形的动稳定性有着准确评估能力，已成为型号研制过程必不可少的测试环节，而飞行器模型的动导数精确测定深刻影响了设计有效性，已成为了愈加重要的问题。

[0003] 而针对当前高速动导数试验领域，现有的动导数试验技术已逐渐无法匹配需求。首先，传统试验装置往往通过电机与凸轮或各类传动杆组结合，通过旋转运动转换为模型的往复运动，其在高频作动过程中，杆件的间隙会造成运动的变形与滞后，影响动导数测试精度；其次，传统试验技术往往采用柔性铰链作为角度测量方式，若试验马赫数较高，其机械阻尼会降低气动阻尼测算的准确性，进而影响试验精度；最后，此类激振方式若想调整振幅，只能暂停试验更换杆件，严重影响试验效率，尤其在当下连续风洞技术的发展，使得传统试验技术已成为制约动稳定性评估效率的主要因素。因此亟须一种可用于高速风洞的小间隙、低阻尼、振幅可调的试验装置，可驱动模型在高速复杂流场下实现多种振动工况，同时精确获取模型振动角位移与气动力，得到准确有效的动导数，对尖端飞行器的气动外形设计提供可靠的特性数据反馈。

[0004] 中国航天空气动力技术研究院的刘金团队在2017年发表的论文《高超声速风洞动导数试验技术》提出了一种应用于FD‑07高超声速风洞的飞行器动导数强迫振动实验装置，装置基于电机驱动，通过曲柄摇杆传动，柔性铰链测量角位移，可用于5‑8马赫工况的动导数试验，然而装置的作动频率较低、作动振幅固定、机械阻尼较大，不同振幅任务需手动更替传动部件，试验效率与准确度有待提高。塞尔维亚的军事技术研究所的Marija Samardžić在2013年发表的论文《Apparatus for measurement of pitch and yaw damping derivatives in high Reynolds number blowdown wind tunnel》（Marija Samardžić, 高雷诺数风洞中的俯仰偏航阻尼导数测量装置.Measurement 46(2013)2457‑2466）提出了一种应用于高雷诺数风洞尾撑内置的单自由度振荡动导数试验装置，采用弹性悬架支撑、液压驱动、柔性铰链测量角位移，可在0.3‑3马赫工况开展动导数试验，然而液压驱动装置难以实现高频作动，且系统的机械阻尼较大，试验准确度仍有较大提升空间。

[0005] 综上所述，传统试验装置在高速风洞试验中，面对高频作动工况，其运动质量难保障、装置阻尼较高、试验效率较低，亟需一种运动高精低阻尼、力位测量精准、可适应多种振幅工况的高频强迫振动动导数试验方法。

[0039] 以下结合附图和技术方案，详细叙述本发明的具体实施方式。

[0040] 实施例以面向某2.4m风洞设计的尾撑式腔内高频强迫振动动导数试验为例，案例负载为59Nm，激振振幅为±1°，频率为5Hz，结合附图说明如下：

[0041] 图4为本发明一种尾撑式腔内高频强迫振动装置的总体装配示意图，使用本发明的基于压电驱动的尾撑式腔内高频强迫振动动导数试验方法，其具体步骤如下：

[0042] (1) 由式（1）可知模型力矩平衡方程，通过对其各项展开理论分析，可得[0043] 各项公式如下式（5）所示：

[0044]

[0045] 其中，下标w, J, f分别代表风载、惯性量与摩擦项， 为惯性力矩，P为风压，x为单位面积距旋转中心的矩，s为单位面积， 为密度分布，下标i为各个转动副的序号，n为旋转副个数， 表示第i个转动副的摩擦力， 为转动副半径。由此，可得飞行器模型力矩平衡方程为下式（6）所示：

[0046]

[0047] 其中， 为驱动力矩。计算得到各项大小，代入公式（2），即可获得驱动器所需功率，基于所需功率与限制尺寸，即可完成驱动器选型。

[0048] (2) 提出了一种双向压电驱动的高频消隙作动模式。在这种模式下，当一侧的压电作动器伸长时，另一侧的作动器以相反方向同步收缩，并确保两者的位移量保持一致。这种设计的核心在于两侧压电作动器4驱动过程中，由于伸缩的位移量相等，保证传动件之间始终处于压紧状态，最大限度地减小间隙。通过双向协同运动，可以有效提高模型运动的精准性，进而提升动导数测算的精度。

[0049] (3) 基于传动模式和运动要求，设计并优化了一个双向对称布局的旋转激振传动结构。通过压电作动器4的直线位移，推动两支传动短杆14产生角度摆动，并通过两支传动长杆13传递旋转，从而实现前置振动筒6的旋转，该机构的简图如图2所示。

[0050] 在此基础上，考虑到空间尺寸限制和负载约束，对传动结构件进行了优化设计。其设计目标是保证传动结构在狭小空间内能够提供足够的强度和刚度，并将驱动器的直线位移转换为稳定的旋转运动。通过合理的结构布局和材料选用，确保了传动系统的高效性和可靠性。

[0051] 将装置基体1通过螺栓与基体转接头5紧固连接。基体转接头5上下两侧对称设有弧槽，弧槽的轴线与基体转接头5中心圆孔处于同一垂直平面。将前置振动筒6的中心圆孔与基体转接头5的中心圆孔同轴对齐，并插入旋转轴15以确保两中心圆孔的配合。旋转轴15与基体转接头5中心圆孔形成过盈配合固接，同时与前置振动筒6的中心圆孔保持间隙配合，使得前置振动筒6能够绕旋转轴15旋转。在前置振动筒6上下两侧同样设有对称的弧槽，弧槽的轴线与旋转轴15的轴线处于同一垂直平面。将两支传动长杆13交叉放置于基体转接头5的腔体内，其分叉端的圆弧面与前置振动筒6上下弧槽相配合。同时，将两支传动短杆14分别置于基体转接头5腔体的上下两侧，一端与基体转接头5上下两侧的弧槽相配合，另一端则放置于传动长杆13一端的弧槽中。将两个前置铰接座12与两个后置凸块3分别安装在两支压电作动器4的前后侧，并安置于装置基体1上下两侧的半圆槽内。两个前置铰接座12前侧的弧槽与两支传动长杆13的圆柱弧面相配合，而两个后置铰接座16的弧槽则与两个后置凸块3的圆柱弧面相配合。预紧楔块2被压紧于后置铰接座16与装置基体1之间，以实现轴向预紧。最终形成的一种双向对称布局旋转激振传动机构结构如图3所示。

[0052] (4) 搭建基于压电驱动的腔内高频强迫振动动导数试验装置。除双向对称布局的旋转激振传动机构之外，该试验装置的设计和组装流程可以分为以下几个关键部分：

[0053] 角位移监测系统：在旋转激振传动机构的基础上，采用胶粘技术将光栅码盘11稳固地固定于旋转轴15。通过销轴定位和螺栓压紧的方式，将编码器定位器10牢固地安装于前置振动筒6。角位移编码器9与定位器的限位块紧密贴合，并通过螺丝进行压紧，从而形成低阻尼角位移监测布局。将天平转接头7通过螺栓稳固定于前置振动筒6，并通过锥面配合将压电式多维力测量天平8与前置振动筒6固定连接。压电作动器4与功率放大器连接，功率放大器则与电压输出卡相连，构成执行器控制模块。同时，压电式多维力测量天平8连接至多维力采集卡，角位移编码器9则连接至角位移检测卡，形成物理量测量采集模块。执行器控制模块与物理量测量采集模块依次连接至实时控制器和上位机，最终形成执行器控制回路与物理量测量采集回路，实现对压电作动器输出的控制以及旋转激振传动机构输出的角位移和所受多维力的实时测量。最后，将飞行器模型与压电式多维力测量天平8的锥面紧密配合。至此，尾撑式腔内高频强迫振动动导数试验系统的搭建完成，可实现压电作动器输出控制、试验装置角位移和多维力的实时测量，从而完成对试验装置的高精度测试和验证。

[0054] (5) 根据试验要求，控制上下两侧的作动器4进行交替反相驱动，产生轴向位移。通过驱动前置铰接座12，传动长杆13和短杆14发生旋转，从而推动前置振动筒6与运动基体一起旋转，最终驱动模型产生简谐运动。驱动信号如式（3）。

[0055] (6) 在模型于流场中进行简谐运动时，通过压电式多维力测量天平8和角位移编码器9，能够获得模型在流场中运动时的气动力和角位移的时间历程数据。这些数据可以用于求解试验所需的动导数，其如式（4）所示。

[0056] 本发明提出的基于尾撑式腔内高频强迫振动动导数试验方法相比于传统动导数试验方法，可实现在复杂高速流场中单自由度的高频往复激振，试验装置在作动过程中具备更小的间隙和更高的运动频率，且能够实现振幅和频率的无级调节，从而显著缩短了传动构件更替的试验间隔，提升了工作效率。此外，角位移检测系统采用无接触式测量方案，避免了额外机械阻尼的引入，进一步提高了试验的精度。