一种飞机风洞试验模型安装装置的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种飞机风洞试验模型安装装置，涉及飞机风洞试验技术领域。所述飞机风洞试验模型安装装置包含俯仰调节装置(1)、滚转装置(2)及模型安装支座(4)；所述俯仰调节装置(1)的一端通过第一连杆(11)连接在试验风洞的顶部，另一端通过第二连杆(12)连接滚转轴(13)；所述第一连杆(11)与第二连杆(12)之间的夹角能够调节；所述滚转装置(2)套设在所述滚转轴(13)上，且所述滚转装置(2)能够绕所述滚转轴(13)转动；所述模型安装支座(4)一端与所述滚转装置(2)连接，另一端与所述试验模型(5)连接。本发明的有益效果是：可以释放飞机的滚转与偏航运动自由度，实现对带乘坐品质提高控制系统飞机的风洞试验验证。
【专利说明】
一种飞机风洞试验模型安装装置
技术领域
[0001]本发明涉及飞机风洞试验技术领域，具体涉及一种飞机风洞试验模型安装装置。
【背景技术】
[0002]目前航空测试领域中，无法释放飞机的滚转与偏航运动自由度，对于带乘坐品质提高控制系统飞机的风洞试验验证尚无一种有效实用的测试装置。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是提供一种飞机风洞试验模型安装装置，以解决或至少减轻【背景技术】中所存在的至少一处的问题。
[0004]本发明采用的技术方案是:提供一种飞机风洞试验模型安装装置，用于安装试验模型，所述飞机风洞试验模型安装装置包含俯仰调节装置、滚转装置及模型安装支座;所述俯仰调节装置的一端通过第一连杆连接在试验风洞的顶部，另一端通过第二连杆连接滚转轴;所述第一连杆与第二连杆之间的夹角能够调节;所述滚转装置套设在所述滚转轴上，且所述滚转装置能够绕所述滚转轴转动;所述模型安装支座一端与所述滚转装置连接，另一端与所述试验模型连接。
[0005]优选地，所述滚转装置包含第一内筒与第一外筒，所述第一内筒套设在所述滚转轴上，所述第一外筒套设在所述第一内筒上，且所述第一内筒与第一外筒之间设置有滚动轴承。
[0006]优选地，所述飞机风洞试验模型安装装置还包含偏航装置，所述偏航装置一端与所述模型安装支座连接，另一端与所述滚转装置上的第一外筒连接，所述偏航装置能够实现试验模型绕所述模型安装支座的转动。
[0007]优选地，所述偏航装置包含第二内筒与第二外筒，所述第二内筒的一端与所述第一外筒连接，所述第二外筒套设在所述第二内筒上，所述第二外筒能够绕所述第二内筒转动，所述第二外筒与所述试验模型安装支座连接。
[0008]优选地，所述第二内筒与所述第二外筒的径向之间设置有滚动轴承，所述第二内筒与所述第二外筒的轴向之间设置有端面轴承。
[0009]优选地，所述滚转装置的第一内筒与第一外筒之间设置有转动限位装置，所述第一外筒顺时针旋转相对于静止状态的最大夹角为60度，所述第一外筒逆时针向旋转相对于静止状态的最大夹角为60度。
[0010]优选地，所述第一连杆与第二连杆的轴线重合时记为俯仰调节装置的零位，试验模型的俯仰角度调节范围为±20度。
[0011]本发明的有益效果在于:
[0012]本发明的飞机风洞试验模型安装装置，通过滚转装置中第一外筒相对第一内筒的转动，可以释放试验模型的滚转运动自由度;通过偏航装置中第二外筒相对第二内筒的转动，可以释放试验模型的偏航运动自由度，可实现带乘坐品质提高控制系统飞机的风洞试验验证。
【附图说明】
[0013]图1是本发明一实施例的飞机风洞试验模型安装装置的示意图。
[0014]其中，1-俯仰调节装置，2-滚转装置，4-模型安装支座，5-试验模型，11-第一连杆，12-第二连杆，13-滚转轴。
【具体实施方式】
[0015]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0016]在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底” “内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0017]如图1所示，一种飞机风洞试验模型安装装置，用于安装试验模型5，飞机风洞试验模型安装装置包含俯仰调节装置1、滚转装置2及模型安装支座4。
[0018]俯仰调节装置I的一端通过第一连杆11连接在试验风洞的顶部，另一端通过第二连杆12连接滚转轴13;第一连杆11与第二连杆12之间的夹角能够调节。
[0019]在本实施例中，第一连杆11与第二连杆12的轴线重合时记为俯仰调节装置I的零位，试验模型的俯仰角度调节范围为±20度。如附图1所示，图中试验模型5的俯仰角记为零位，第一连杆11保持位置不变，第二连杆12可以顺时针旋转20度；同时，第一连杆11保持位置不变，第二连杆12也可以逆时针旋转20度。
[0020]在本实施例中，第一连杆11与第二连杆12的连接端通过销轴固定连接，销轴包含旋转销轴和定位销轴，第一连杆11与第二连杆12的连接端设置有同轴孔，旋转销轴插入同轴孔内作为第一连杆11与第二连杆12的夹角调整旋转轴，以该旋转轴为中心，在一个圆弧段上设置多个定位孔，通过调整第一连杆11上与第二连杆12上定位孔的对应位置，并将定位销轴插入定位孔内，可以实现第一连杆11与第二连杆12夹角的调节。
[0021]可以理解的是，所述定位孔还可以以旋转销轴的轴线为中心，设置为长圆弧孔，并在长圆弧孔的边缘设置角度刻度值。其优点在于，可以实现第一连杆11与第二连杆12夹角的连续调节。
[0022]滚转装置2套设在滚转轴13上，且滚转装置2能够绕所述滚转轴13转动。在本实施例中，滚转装置2包含第一内筒与第一外筒，第一内筒套设在滚转轴13上，第一外筒套设在第一内筒上，且第一内筒与第一外筒之间设置有滚动轴承。其优点在在于，方便滚转装置2的安装与维修。
[0023]可以理解的是，滚转装置2还可以根据实际情况设定。例如，在一个备选实施例中，滚转装置仅包含一个外套，并通过滚动轴承直接安装在滚动轴上，其优点在于，结构简单，减少了零部件的数量。
[0024]模型安装支座4一端与滚转装置2连接，另一端与试验模型5连接。模型安装支座4与试验模型5的顶背连接，连接点在过试验模型5重心的直线上。
[0025]通过滚转装置2绕滚转轴13的转动，滚转装置4通过模型安装支座4带动试验模型5的滚转运动，可以释放试验模型的滚转运动自由度。
[0026]在本实施例中，飞机风洞试验模型安装装置还包含偏航装置3，偏航装置3—端与模型安装支座4连接，另一端与所述滚转装置2上的第一外筒连接，偏航装置3能够实现试验模型5绕模型安装支座4的转动。
[0027]具体的，在本实施例中，偏航装置3包含第二内筒与第二外筒，第二内筒的一端与第一外筒连接，第二外筒套设在第二内筒上，第二外筒能够绕第二内筒转动，第二外筒与试验模型安装支座4连接。
[0028]在本实施例中，第二内筒设置为两段式台阶轴，其中直径较小的一端与第一外筒连接;第二外筒的中心设置为两段式通孔，较小的一端内孔与第二内筒直径较小的轴段配合，第二内筒直径较大的轴段与第二外筒直径较大的内孔段的径向之间设置有滚动轴承，第二内筒与第二外筒的轴向台阶之间设置有端面轴承。其优点在于，有利于实现试验模型5的偏航运动，减小了零部件之间的运动阻力，有利于提高试验精度。
[0029]在本实施例中，滚转装置2的第一内筒与第一外筒之间设置有转动限位装置，第一外筒顺时针旋转相对于静止状态的最大夹角为60度，第一外筒逆时针向旋转相对于静止状态的最大夹角为60度，所述顺时针与逆时针为同一参考方向。
[0030]本发明的飞机风洞试验模型安装装置，通过滚转装置中第一外筒相对第一内筒的转动，可以释放试验模型的滚转运动自由度;通过偏航装置中第二外筒相对第二内筒的转动，可以释放试验模型的偏航运动自由度，控制系统通过控制试验模型5的偏转，实现气动力与俯仰力矩的调节，通过控制试验模型的滚转与偏航运动，从而控制试验模型5的平衡，可实现带乘坐品质提高控制系统飞机的风洞试验验证。
[0031]最后需要指出的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换;而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
【主权项】
1.一种飞机风洞试验模型安装装置，用于安装试验模型(5)，其特征在于:所述飞机风洞试验模型安装装置包含俯仰调节装置(1)、滚转装置(2)及模型安装支座(4); 所述俯仰调节装置(I)的一端通过第一连杆(11)连接在试验风洞的顶部，另一端通过第二连杆(12)连接滚转轴(13);所述第一连杆(11)与第二连杆(12)之间的夹角能够调节； 所述滚转装置(2)套设在所述滚转轴(13)上，且所述滚转装置(2)能够绕所述滚转轴(13)转动; 所述模型安装支座(4) 一端与所述滚转装置(2)连接，另一端与所述试验模型(5)连接。2.如权利要求1所述的飞机风洞试验模型安装装置，其特征在于:所述滚转装置(2)包含第一内筒与第一外筒，所述第一内筒套设在所述滚转轴(13)上，所述第一外筒套设在所述第一内筒上，且所述第一内筒与第一外筒之间设置有滚动轴承。3.如权利要求2所述的飞机风洞试验模型安装装置，其特征在于:所述飞机风洞试验模型安装装置还包含偏航装置(3)，所述偏航装置(3)—端与所述模型安装支座(4)连接，另一端与所述滚转装置(2)上的第一外筒连接，所述偏航装置(3)能够实现试验模型(5)绕所述模型安装支座(4)的转动。4.如权利要求3所述的飞机风洞试验模型安装装置，其特征在于:所述偏航装置(3)包含第二内筒与第二外筒，所述第二内筒的一端与所述第一外筒连接，所述第二外筒套设在所述第二内筒上，所述第二外筒能够绕所述第二内筒转动，所述第二外筒与所述试验模型安装支座(4)连接。5.如权利要求4所述的飞机风洞试验模型安装装置，其特征在于:所述第二内筒与所述第二外筒的径向之间设置有滚动轴承，所述第二内筒与所述第二外筒的轴向之间设置有端面轴承。6.如权利要求5所述的飞机风洞试验模型安装装置，其特征在于:所述滚转装置(2)的第一内筒与第一外筒之间设置有转动限位装置，所述第一外筒顺时针旋转相对于静止状态的最大夹角为60度，所述第一外筒逆时针向旋转相对于静止状态的最大夹角为60度。7.如权利要求1所述的飞机风洞试验模型安装装置，其特征在于:所述第一连杆(11)与第二连杆(12)的轴线重合时记为俯仰调节装置(I)的零位，试验模型(5)的俯仰角度调节范围为±20度。
【文档编号】G01M9/04GK105910791SQ201610374337
【公开日】2016年8月31日
【申请日】2016年5月31日
【发明人】何澳, 黑文静, 高亚奎, 何超
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所