本發明公開了一種用于高超聲速風洞高升阻比模型的組合測力天平。該組合測力天平包括同水平軸線的桿式內天平和環式外天平，內天平與外天平之間通過內天平前錐段和外天平前端內錐錐面配合；內天平平鍵槽與外天平平鍵槽孔對齊，周向定位鍵從外至內依次插入外天平平鍵槽孔和內天平平鍵槽內，防止內天平和外天平相對轉動；拉緊螺栓旋入內天平前錐段水平軸線上的內天平螺紋孔，拉緊螺栓頭部通過平墊、彈墊壓緊在內天平和外天平前端面上，防止內天平和外天平軸向松動。本發明的用于高超聲速風洞高升阻比模型的組合測力天平能夠實現天平各分量測量元件結構尺寸匹配優化，在保持天平剛度的基礎上，提高了橫航向氣動特性測量精度。

技術領域

本發明屬于高超聲速風洞試驗技術領域，具體涉及一種用于高超聲速風洞高升阻比模型的組合測力天平。

背景技術

高超聲速化是未來各類飛行器、戰略戰術武器發展的重要方向。目前，各航空航天大國都對高超聲速飛行器及其相關技術給予了強烈的關注。而這些高超聲速飛行器相對于傳統飛行器具有顯著的差異，不僅表現在外形更為復雜，還都具有明顯的升力體布局特征，更要求具有較強的機動性、操控能力強等特點。由于高升阻比氣動布局外形飛行器的特點，會導致飛行器縱向和橫向通道的強耦合效應、增大操控的難度，尤其是在再入和機動飛行過程中姿態角的較大變化，會使氣動力參數預測不準確，對操縱性和穩定性產生非常顯著的影響，甚至造成飛行器的失控。HTV-2于2010年和2011年兩次飛行試驗均告失敗，原因之一就是在再入/滑翔飛行模式轉換階段，由于氣動數據地面預測不準，從而導致飛行試驗時飛行器的飛行穩定與操縱性能不足，出現滾轉/偏航耦合運動，誘導超調的偏航/滾轉力矩，遠遠超過實際可控能力，盡管采用RCS系統進行橫航向操縱，但操縱能力依然有限，導致姿態失控。因此，在高超聲速風洞中發展高精度天平技術，提高高升阻比外形的測力試驗數據精準度，尤其是提高橫航向氣動力試驗數據的精準度，對解決新一代高升阻比高超聲速飛行器設計面臨的氣動力及控制問題具有重要意義。

目前，高超聲速風洞通常采用六分量應變天平測量模型氣動力和力矩系數，這類天平的縱向與橫向載荷量程相差較小。而新一代高升阻比高超聲速飛行器具有大升阻比、大縱橫向氣動載荷比的特點，其橫航向分量載荷較縱向載荷小一個量級以上，各個分量設計量程嚴重不匹配。上述高升阻比飛行器氣動性能特點使天平結構剛強度設計與保證橫航向測量分量靈敏度、精度的矛盾異常突出。

要在縱橫向氣動載荷相差很大的條件下提高橫航向氣動載荷測量精準度，解決天平靈敏度與剛度之間的矛盾，減小測力天平各分量之間的相互干擾一直是天平設計中的難點。

當前，針對上述問題，亟需發展一種高精度的用于高超聲速風洞高升阻比模型的測力天平。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是提供一種用于高超聲速風洞高升阻比模型的組合測力天平。

本發明的用于高超聲速風洞高升阻比模型的組合測力天平，其特點是，所述的組合測力天平包括同水平軸線的桿式的內天平和環式的外天平，內天平插入外天平中心空腔，內天平與外天平之間通過內天平前錐段和外天平前端內錐錐面配合；內天平平鍵槽與外天平平鍵槽孔對齊，周向定位鍵從外至內依次插入外天平平鍵槽孔和內天平平鍵槽內，周向定位鍵用于固定內天平和外天平，防止內天平和外天平相對轉動；拉緊螺栓旋入內天平前錐段水平軸線上的內天平螺紋孔，拉緊螺栓頭部通過平墊、彈墊壓緊在內天平和外天平的前端面上，將內天平和外天平緊固連接，防止內天平和外天平軸向松動。