CN104019959A - 一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置 - Google Patents

Abstract

一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置，其机架右侧固定有液压马达，液压马达的转轴与齿轮一相连，齿轮一与齿轮二啮合，齿轮二与齿轮三固定在传动轴上，传动轴通过轴承一、轴承二固定在机架上；机架的前、后侧分别通过左圆弧导轨副和右圆弧导轨副与移动侧板连接；移动侧板与工作台固定连接，移动侧板的右端上表面固定扇形齿轮，齿轮三与扇形齿轮啮合；机架上装有自锁机构，四个角安装有行走机构；左圆弧导轨副、右圆弧导轨副和扇形齿轮的圆心同心且位于发动机模型进气道端口面的中横线上。该种变攻角装置能使发动机模型的攻角进行动态的变化，使飞机发动机模型风洞试验的结果更准确、可靠。

Description

一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置

技术领域

本发明涉及一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置。

背景技术

航空喷气发动机，不论是涡喷式、涡扇式还是冲压式，其前部都配置进气道，而后部配置尾喷管。进气道是发动机的重要部件，它的功能是将迎面而来气流的动能转换为位能，把来流速度降低到燃烧室中火焰传播速度相适应的速度，提高气流压强和温度，为发动机提供所需的空气流量。对发动机模型进行风洞试验，即将发动机模型置于风洞的攻角机构上，通过攻角机构的角度变化，改变发动机模型(进气道)的角度，以研究其不同气流攻角对进气道性能(总压恢复系数、流量系数、阻力系数和出口畸变指数等)的影响，从而为飞机发动机的设计与制造、维护提供实验依据。

与常规的风洞试验相比，发动机模型的风洞试验具有特殊的要求，环境温度为1000摄氏度，真空度为1000pa,气流的马赫数(流场中某点的速度与该点的声速之比)较高，一般在2以上；在这种环境下，冲击载荷大，风洞的攻角机构不仅要有较好的刚度和强度，还要有较好的抗震性能，其最大攻角要求10度以上。

现有风洞的攻角机构主要是通过在平台的底部加减垫块来实现平台上的发动机模型的攻角变化，只能进行静态的设定攻角的风洞试验，而不能进行变攻角的动态的风洞试验。也有可变攻角的动态风洞试验的攻角机构，其构成是，平台的中部底面与机架的立柱上端铰接，平台的后端与机架上的油缸缸杆铰接，通过油缸的伸缩使平台沿立柱上端的铰接轴旋转，从而使平台上的发动机模型的攻角发生变化。由于其是绕平台也即发动机模型中部的铰轴旋转而使攻角改变，会使发动机前端的进气道端口面的中心远离风洞喷气口的中心，而远离风洞喷气口的中心的空气流场均匀性差,从而与飞机在实际飞行过程中发动机进气道端口面的空气流场均匀的情形不一致，而严重影响试验的可靠性和准确性。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置，该种变攻角装置能使发动机模型的攻角进行动态的变化，且发动机模型攻角变化时，发动机模型的进气道端口面的中心始终与风洞喷气口的中心重合，发动机模型的进气道端口面的流场均匀，使飞机发动机模型风洞试验的结果更准确、可靠。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置，其特征在于：

机架右侧固定有液压马达，液压马达的转轴与齿轮一相连，齿轮一与齿轮二啮合，齿轮二与齿轮三固定在传动轴上，传动轴通过轴承一、轴承二固定在机架上；

机架的前、后侧分别通过左圆弧导轨副和右圆弧导轨副与移动侧板连接；移动侧板与工作台固定连接，移动侧板的右端上表面固定扇形齿轮，齿轮三与扇形齿轮啮合；机架的左、右端各装有自锁机构；机架的四个角安装有行走机构。

所述的左圆弧导轨副、右圆弧导轨副和扇形齿轮的圆心同心且位于机架左端上方、工作台上发动机模型进气道端口面的中横线上。

本发明的工作过程和原理：液压马达通过齿轮一带动齿轮二转动，齿轮二带动同一传动轴上的齿轮三转动，齿轮三则带动与其啮合的扇形齿轮转动,扇形齿轮则带动移动侧板及工作台沿左圆弧导轨副和右圆弧导轨副运动。由于左圆弧导轨副、右圆弧导轨副和扇形齿轮的圆心同心且位于机架左端上方、工作台上发动机模型进气道端口面的中横线上。从而使工作台及其工作台上的发动机模型在转动(变攻角)时，始终绕发动机模型进气道端口面的中横线转动。

现有技术相比，本发明的有益效果是：

采用简单齿轮传动以及圆弧导轨副传动，不仅使发动机模型的攻角进行动态的变化，且发动机模型攻角变化时，发动机模型始终绕发动机模型进气道端口面的中横线转动，使发动机模型的进气道端口面的中心始终与风洞喷气口的中心重合，发动机模型的进气道端口面的流场均匀，更真实的模拟了发动机的进气工况,使飞机发动机模型风洞试验的结果更准确、可靠。同时本发明使用齿轮传动，使整个机构承载负载能力强，使用寿命长，结构简单。

进一步，本发明的自锁机构的具体构成是：支撑板的底部固定在机架的端部，支撑板上固定安装横向的液压缸，液压缸的杠杆穿过支撑板与三角形板的竖边固定连接；三角形板的底边置于机架上，其斜边呈阶梯状；机架在三角形板底边两侧的部位设有导向条。

这样，当工作台及其发动机模型转动到指定角度后，控制液压缸推动三角形板沿导向条向工作台中心做横向运动，直到三角形板斜边的阶梯与工作台的前后端面及底面接触靠紧，实现工作台的自锁。使发动机模型在进行风洞试验时，承受空气流动对发动机模型产生冲击载荷的情况下，发动机模型能保持静止不动，从而使发动机模型风洞试验的工作可靠，提高其稳定性和可靠性。而需要变攻角时，控制液压缸推动三角形板沿导向条向远离工作台中心做横向运动，直到三角形板斜边的阶梯离开工作台的前后端面及底面，实现工作台的解锁，工作台可受液压马达的驱动而进行攻角变换。

更进一步，本发明的行走机构的具体构成是：车轮安装筒的顶部固定在机架的角部的底面，车轮安装筒的上部与螺栓螺纹连接，小轮上的连杆插入车轮安装筒的下部筒腔中。

这样，当需要调整攻角装置在风洞室内的水平位置时，通过拧动行走机构的螺栓，使螺栓沿着车轮安装筒向下运动，从而使连杆及小轮沿着车轮安装筒向下运动,使四个小轮接触风洞底面，机架底面抬升离开风洞底面。推动机架，即可调整整个装置的水平位置。当装置的水平位置调整好后，拧动行走机构的螺栓，使螺栓沿着车轮安装筒向上运动，连杆及小轮沿着车轮安装筒向上运动,使四个小轮离开风洞底面，机架底面则下降接触风洞底面。保证了整个攻角装置的水平、平稳的置于风洞底面，保证发动机模型风洞试验时工作可靠。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。

附图说明

图1是本发明实施例的立体结构示意图。

图2是本发明实施例的主视结构示意图。

图3是图2的俯视结构示意图。

图4是图2的左视结构示意图。

图5是图2的右视结构示意图。

具体实施方法

实施例

图1、2、3、4和5示出，本发明的一种具体实现方式是，一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置，机架1右侧固定有液压马达9，液压马达9的转轴与齿轮一10a相连，齿轮一10a与齿轮二10b啮合，齿轮二10b与齿轮三7固定在传动轴11上，传动轴11通过轴承一8、轴承二12固定在机架1上；

机架1的前、后侧分别通过左圆弧导轨副2和右圆弧导轨副5与移动侧板3连接；移动侧板3与工作台4固定连接，移动侧板3的右端上表面固定扇形齿轮6，齿轮三7与扇形齿轮6啮合；机架1的左、右端各装有自锁机构；机架1的四个角安装有行走机构17。

所述的左圆弧导轨副2、右圆弧导轨副5和扇形齿轮6的圆心同心且位于机架1左端上方、工作台4上发动机模型进气道端口面的中横线上。

本例的自锁机构的具体构成是：支撑板15的底部固定在机架1的端部，支撑板15上固定安装横向的液压缸13，液压缸13的杠杆穿过支撑板15与三角形板14的竖边固定连接；三角形板14的底边置于机架上，其斜边呈阶梯状；机架1在三角形板14底边两侧的部位设有导向条16。

本例的行走机构17的具体构成是：车轮安装筒17b的顶部固定在机架1的角部的底面，车轮安装筒17b的上部与螺栓17a螺纹连接，小轮17c上的连杆17d插入车轮安装筒17b的下部筒腔中。

Claims (3)

1.一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置，其特征在于：

机架(1)右侧固定有液压马达(9)，液压马达(9)的转轴与齿轮一(10a)相连，齿轮一(10a)与齿轮二(10b)啮合，齿轮二(10b)与齿轮三(7)固定在传动轴(11)上，传动轴(11)通过轴承一(8)、轴承二(12)固定在机架(1)上；

机架(1)的前、后侧分别通过左圆弧导轨副(2)和右圆弧导轨副(5)与移动侧板(3)连接；移动侧板(3)与工作台(4)固定连接，移动侧板(3)的右端上表面固定扇形齿轮(6)，齿轮三(7)与扇形齿轮(6)啮合；机架(1)的左、右端各装有自锁机构；机架(1)的四个角安装有行走机构；

所述的左圆弧导轨副(2)、右圆弧导轨副(5)和扇形齿轮(6)的圆心同心且位于机架(1)左端上方的工作台(4)上发动机模型进气道端口面的中横线上。

2.根据权利要求1所述的一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置，其特征在于，所述的自锁机构的具体构成是：支撑板(15)的底部固定在机架(1)的端部，支撑板(15)上固定安装横向的液压缸(13)，液压缸(13)的杠杆穿过支撑板(15)与三角形板(14)的竖边固定连接；三角形板(14)的底边置于机架上，其斜边呈阶梯状；机架(1)在三角形板(14)底边两侧的部位设有导向条(16)。

3.根据权利要求1所述的一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置，其特征在于，所述的行走机构的具体构成是：车轮安装筒(17b)的顶部固定在机架(1)的角部的底面，车轮安装筒(17b)的上部与螺栓(17a)螺纹连接，小轮(17c)上的连杆(17d)插入车轮安装筒(17b)的下部筒腔中。