CN106428630B - 一种用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，包括旋翼单元、转动单元和支承单元；所述旋翼单元包括：可调攻角联轴器、固定轴和用于连接所述可调攻角联轴器和所述固定轴的旋翼试验件固定架；所述可调攻角联轴器上设有用于可调旋翼试验件固定架的攻角的调节孔。本发明结构简单灵活，通过可调攻角联轴器上不同位置的调节孔和旋翼试验件固定架上固定孔的对应连接，实现每个旋翼试验件固定架都能以10°间隔进行角度调整，从而达到灵活调节旋翼单元的攻角范围。并且对旋翼试验件进行改装后，可对其内部及表面进行温度、结冰状况等参数测量。同时，本发明耗能低、可行性高。

Description

一种用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台

技术领域

本发明涉及一种用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，属于防冰和除冰试验技术领域。

背景技术

直升机在高海拔地区作业时会遇冷空气中的过冷水滴，在旋翼表面形成积冰，积冰严重时会导致飞行器失控并发生坠毁事故。为解决该问题的发生，现有的防冰和除冰方式主要采用电热除冰，该方式主要将电热丝预埋在旋翼蒙皮内部，且在试飞时需要进行试验确定。

该试验一般在冰风洞中进行，我国现有的冰风洞设备试验段空间有限，且适用于旋转旋翼的冰风洞试验平台较少。

针对以上问题，需要一种用于冰风洞中旋翼防/除冰试验的旋转平台，能够灵活的运用于冰风洞或满足温度要求的东北极寒地区进行旋翼防/除冰试验。

发明内容

本发明的目的在于提出一种用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，能够在冰风洞中以旋翼不同攻角对直升机旋翼进行试验。

为实现上述发明目的，根据本发明提供一种用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，包括旋翼单元、转动单元和支承单元；其特征在于，

所述旋翼单元包括：可调攻角联轴器、固定轴和用于连接所述可调攻角联轴器和所述固定轴的旋翼试验件固定架；

所述可调攻角联轴器上设有用于可调旋翼试验件固定架的攻角的调节孔。

根据本发明的一个方面，所述可调攻角联轴器具有主连接部和垂直于主连接部的副连接部；

所述调节孔位于所述主连接部的端部，其沿所述主连接部的径向向所述主连接部的中心延伸。

根据本发明的一个方面，所述旋翼试验件固定架包括：主杆和副杆，所述主杆与所述副杆平行设置；

所述主杆一端与副杆的一端平齐，另一端与所述主连接部的端部相互连接，所述副杆的另一端弯折与所述主杆的杆体固定连接；

所述主杆与所述主连接部的连接位置设有用于固定所述旋翼试验件固定架的攻角位置的固定孔。

根据本发明的一个方面，所述调节孔在主连接部的端部呈环形均匀排列有36个，两个相邻调节孔之间的中心夹角为10°。

根据本发明的一个方面，所述可调攻角联轴器设有贯通所述可调攻角联轴器的过渡孔，所述过渡孔在所述主连接部和所述副连接部的端部径向扩大构成阶梯孔；

所述旋翼试验件固定架设有贯通所述旋翼试验件固定架的引线孔，所述旋翼试验件固定架上还设有与所述引线孔连通的出线孔。

根据本发明的一个方面，所述过渡孔与所述引线孔相互连通。

根据本发明的一个方面，所述主杆和所述副杆采用碳纤维材料。

根据本发明的一个方面，所述转动单元包括动力源、传动轴和导电滑环；所述传动轴分别与所述动力源和所述副连接部同轴连接，所述传动轴与所述副连接部连接位置设有用于导线引出的导线通道；

所述导电滑环套设在所述传动轴上。

根据本发明的一个方面，所述支承单元包括支承架和基座；所述支撑架固定支承于所述基座上。

根据本发明的一个方面，所述支承架包括上平台和下平台；所述上平台与所述下平台平行设置，所述上平台固定支承于所述下平台上。

根据本发明的一个方面，所述导电滑环固定支承于所述上平台的上表面；

所述动力源固定连接于所述下平台的下表面。

根据本发明的一个方面，还包括：保温罩,所述保温罩位于所述旋翼单元下方，且支承于所述基座上；

所述保温罩内布置有石棉保温材料。

根据本发明的一个方面，所述传动轴与所述保温罩之间设有防水密封圈。

根据本发明的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，结构简单灵活，通过可调攻角联轴器上不同位置的调节孔和旋翼试验件固定架上固定孔的对应连接，实现每个旋翼试验件固定架都能以10°间隔进行角度调整，从而达到灵活调节旋翼单元的攻角范围。相间10°间隔可以对各种旋翼试件进行不同条件的测试，并且可以简单的结构快速变换试件状态进行测试。在冰风洞中严苛的工作环境这种简单快速地改变试件状态、姿势可以明显减轻测试人员的劳动强度和减少在恶劣工作环境中的工作时间。除此之外，这种简单的结构便于加工、维护和使用。同时与通过复杂设备控制实现攻角的装置相比，其制造和使用成本明显降低。

根据本发明的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，对旋翼试验件进行改装后，可对旋翼试验件内部及表面进行温度、结冰形状、结冰粘附力等参数测量。

根据本发明的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，本发明耗能低、可行性高等特点，能够满足直升机旋翼防/除冰组件及桨叶在冰风洞中进行防冰、除冰等试验的要求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是根据本发明用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台的主视图；

图2是根据本发明用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台的主视图；

图3是图2所示根据本发明用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台的可调攻角联轴器的局部剖视图；

图4是图2所示根据本发明用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台的旋翼试验件固定架的俯视图；

图5是图2所示根据本发明用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台的旋翼试验件的立体主视图。

具体实施方式

此说明性实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其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，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

图1与图2均以主视图的形式示意性表示了根据本发明的一种实施方式的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台。如图1所示，根据本发明的一种实施方式，用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台包括:旋翼单元1、转动单元2和支承单元3；在本实施方式中，旋翼单元1位于转动单元2和支承单元3的上方。参见图2，旋翼单元1中的可调攻角联轴器101与转动单元2中的传动轴202同轴连接，转动单元2中的动力源201固定连接于支承单元3中下平台3012的下表面。旋翼试验件104套装于固定轴103上。在转动单元2中动力源201的驱动下，通过传动轴202带动旋翼单元1进行旋转试验。

如图2所示，旋翼单元1包括：可调攻角联轴器101、旋翼试验件固定架102和固定轴103。在本实施方式中，可调攻角联轴器101沿横向的两端均安装有旋翼试验件固定架102。旋翼试验件固定架102的一端与可调攻角联轴器101相互连接，其另一端与固定轴103的一端相互连接。本发明在试验过程中还需要装有旋翼试验件104，旋翼试验件104套装在固定轴103上，固定轴103远离旋翼试验件固定架102的一端设有锁紧件，将旋翼试验件104固定在固定轴103上。这样设置方便本发明快速更换不同的旋翼试验件104进行试验，并且保证在试验过程中，旋翼试验件104不会松脱。

结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，转动单元2包括动力源201、传动轴202和导电滑环203。在本实施方式中，传动轴202位于动力源201和可调攻角联轴器101之间，传动轴202的一端通过联轴器与动力源201的输出轴相互连接，传动轴202的另一端伸入到可调攻角联轴器101的副连接部1012中与副连接部1012可拆卸的套接。传动轴202与副连接部1012连接的一端设有用于导线穿过的导线通道2021。动力源201的输出轴、传动轴202和副连接部1012中心轴线相互重合。通过传动轴202的作用，可调攻角联轴器101被动力源201驱动旋转。导电滑环203套装在传动轴202上，传动轴202可相对导电滑环203转动。在本实施方式中，动力源201可选用变频电机，导电滑环203可采用定制的30路导电滑环。

结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，支承单元3包括支承架301和基座302。在本实施方式中，支承架301包括上平台3011和下平台3012，上平台3011与下平台3012相互平行。上平台3011通过连接件固定支承在下平台3012上，下平台3012通过连接件固定支承在基座302上。动力源201固定连接于下平台3012的下表面，下平台3012上有动力源201的输出轴通过的通孔，上平台3011上同样有传动轴202通过的通孔。导电滑环203下端与上平台3011的上表面固定连接。基座302上还固定支承有保温罩401，保温罩401内还设有石棉保温材料构成的保温层。本发明的基座302通过地脚螺栓固定在冰风洞中，保温罩401有效避免了旋转平台内部受到试验环境的影响，保护了旋转平台内部各部件的正常运行。

如图2所示，根据本发明的一种实施方式，保温罩401位于旋翼单元1的下方位置。在本实施方式中，动力源201、导电滑环203和支承架301均位于保温罩401内。保温罩401上端设有传动轴202伸出的通孔，传动轴202的一端通过保温罩401上端的通孔与可变攻角联轴器101相互连接。传动轴202相对保温罩401自由转动，保温罩401与传动轴202之间还设有防水密封圈。有效的阻止了传动轴202在外界环境中凝结的水等进入本发明的内部，保证本发明内部设备的正常运行。

图3是图2所示根据本发明用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台的可调攻角联轴器的局部剖视图。如图所示，根据本发明的一种实施方式，可调攻角联轴器101具有主连接部1011和垂直于主连接部1011的副连接部1012。在本实施方式中，主连接部1011和副连接部1012均为柱体，其端面为圆形。还可以设置为其它形状，例如方形、椭圆形等。主连接部1011的中心轴线与副连接部1012的中心轴线相互垂直，且副连接部1012位于主连接部1011的中间位置。如图所示，可调攻角联轴器101的截面呈T形，沿横向主连接部1011的两端均设有调节孔1011a，调节孔1011a沿主连接部1011的径向向主连接部1011的中心延伸。调节孔1011a在主连接部1011的两端的外侧面上沿环形均匀排列，调节孔1011a在主连接部1011的两端分别设有36个，任意两个相邻调节孔1011a之间中心夹角的间隔为10°。副连接部1012在径向也设有两个相对的连接孔，锁紧件通过连接孔将可调攻角联轴器101与传动轴202固定。

如图3所示，根据本发明的一种实施方式，可调攻角联轴器101内有贯通整个可调攻角联轴器101的过渡孔1013。在本实施方式中，过渡孔1013沿主连接部1011和副连接部1012的中心轴线延伸贯通主连接部1011和副连接部1012。过渡孔1013在延伸到主连接部1011和副连接部1012靠近端部的位置径向变大，使过渡孔1013在主连接部1011和副连接部1012的端部附近形成阶梯孔，从而方便的与其它部件相互套接。

图4是图2所示根据本发明用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台的旋翼试验件固定架的俯视图。如图所示，根据本发明的一种实施方式，旋翼试验件固定架102包括主杆102a和副杆102b，主杆102a和副杆102b均为细长杆。在本实施方式中，主杆102a和副杆102b相互平行设置，主杆102a和副杆102b径向截面为圆形，还可以为方形、三角形等。旋翼试验件固定架102中主杆102a长度大于副杆102b的长度。副杆102b的一端与主杆102a的一端平齐，副杆102b的另一端弯折并与主杆102a的杆体相互固定连接。通过这种设置保证了试验件104在旋翼试验件固定架102上稳定安装，使试验件104随旋翼试验件固定架102准确进行攻角的调节。在本实施方式中，旋翼试验件固定架102采用碳纤维材料，能够使旋翼试验件固定架102适应冰风洞等恶劣环境中，保证旋翼试验件固定架102的结构稳定。同时，可以减轻旋翼试验件固定架102的重量，节省了能源。在本实施方式中，旋翼试验件固定架102可采用轻质复合材料碳纤维管。根据本发明的另一种实施方式，副杆102b还可以设置为两根、三根或者更多，从而适用于不同的旋翼试验件104。

如图4所示，根据本发明的一种实施方式，固定轴103分别与主杆102a和副杆102b相对应的同轴设置。在本实施方式中，固定轴103的一端分别对应的伸入主杆102a和副杆102b平齐的一端。固定轴103与主杆102a和副杆102b可选用螺纹连接，也可选用粘接、铆接等。

如图4所示，根据本发明的一种实施方式，旋翼试验件固定架102内部有引线孔1022。在本实施方式中，引线孔1022沿旋翼试验件固定架102中的主杆102a和副杆102b的中心轴线延伸贯通旋翼试验件固定架102。沿主杆102a的径向，靠近主杆102a连接固定轴103的一端的杆体上设有出线孔1023，出线孔1023与引线孔1022相互连通。参见图3，主杆102a远离固定轴103的一端与主连接部1011的一端相互连接，其伸入到过渡孔1013在主连接部1011的端部构成的阶梯孔内，主杆102a与主连接部1011的中心轴线相互重合。

结合图2和图4所示，主杆102a伸入到主连接部1011的端部还设有用于固定旋翼试验件固定架102的攻角的固定孔1021，固定孔1021沿主杆102a的径向向主杆102a的中心延伸。固定孔1021至少设有两个，可以为三个、四个或者更多。固定孔1021的位置与主连接部1011的调节孔1011a相互对应，通过锁紧件将调节孔1011a与固定孔1021连接，就可方便的使可调攻角联轴器101和旋翼试验件固定架102固定连接。改变固定孔1021与调节孔1011a的相对连接位置，就可快速可靠的改变可调攻角联轴器101两端旋翼试验件固定架102的攻角。

结合图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，引线孔1022和过渡孔1013相互连通。在本实施方式中，传感器与旋翼试验件104相连，传感器采集线通过出线孔1023进入旋翼试验件固定架102内的引线孔1022中，经过过渡孔1013使传感器采集线从可调攻角联轴器101的副连接部1012引出，经过传动轴202上的导线通道2021，从而使传感器采集线与导电滑环203实现电连接，导电滑环203将传感器采集到的信号传入到采集卡上。导电滑环203的使用保证了本发明在做旋翼试验件104的旋转试验时，传感器采集线不会缠绕在旋转平台的转动部件上，并且将采集到的信号顺利传输到数据处理终端。

图5是图2所示根据本发明用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台的旋翼试验件的立体主视图。如图中所述，根据本发明的一种实施方式，旋翼试验件104包括试验段1041、填充段1042和加强垫片1043。在本实施方式中，试验段1041与填充段1042相互固定连接构成旋翼104的主体结构，加强垫片1043安装于试验段1041内部。填充段1042和加强垫片1043上均设有贯穿填充段1042和加强垫片1043的支架固定孔1044，支架固定孔1044与固定轴103相匹配。参照图4，通过支架固定孔1044可以方便的将旋翼试验件104套装在固定轴103上，并用锁紧件将旋翼试验件104在固定轴103上固定。填充段1042和加强垫片1043增强了旋翼试验件104在固定轴103上的安装位置的刚度，防止旋翼试验件104在高速旋转过程中发生破坏。

以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (11)

1.一种用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，包括旋翼单元（1）、转动单元（2）和支承单元（3）；其特征在于，

所述旋翼单元（1）包括：可调攻角联轴器（101）、固定轴（103）和用于连接所述可调攻角联轴器（101）和所述固定轴（103）的旋翼试验件固定架（102）, 所述旋翼试验件固定架（102）采用碳纤维材料；

所述可调攻角联轴器（101）具有主连接部（1011）和垂直于主连接部（1011）的副连接部（1012），所述可调攻角联轴器（101）上设有用于可调旋翼试验件固定架（102）的攻角的调节孔（1011a）；

所述旋翼试验件固定架（102）包括：主杆（102a）和副杆（102b），所述主杆（102a）与所述副杆（102b）平行设置；

所述主杆（102a）一端与副杆（102b）的一端平齐，另一端与所述主连接部（1011）的端部相互连接，所述副杆（102b）的另一端弯折与所述主杆（102a）的杆体固定连接；

所述主杆（102a）与所述主连接部（1011）的连接位置设有用于固定所述旋翼试验件固定架（102）的攻角位置的固定孔（1021）。

2.如权利要求1所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，所述调节孔（1011a）位于所述主连接部（1011）的端部，其沿所述主连接部（1011）的径向向所述主连接部（1011）的中心延伸。

3.如权利要求2所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，所述调节孔（1011a）在主连接部（1011）的端部呈环形均匀排列有36个，任意两个相邻调节孔（1011a）之间的中心夹角为10°。

4.如权利要求1所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，所述可调攻角联轴器（101）设有贯通所述可调攻角联轴器（101）的过渡孔（1013），所述过渡孔（1013）在所述主连接部（1011）和所述副连接部（1012）的端部径向扩大构成阶梯孔；

所述旋翼试验件固定架（102）设有贯通所述旋翼试验件固定架（102）的引线孔（1022），所述旋翼试验件固定架（102）上还设有与所述引线孔（1022）连通的出线孔（1023）。

5.如权利要求4所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，所述过渡孔（1013）与所述引线孔（1022）相互连通。

6.如权利要求1所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，所述转动单元（2）包括动力源（201）、传动轴（202）和导电滑环（203）；

所述传动轴（202）分别与所述动力源（201）和所述副连接部（1012）同轴连接，所述传动轴（202）与所述副连接部（1012）连接位置设有用于导线引出的导线通道（2021）；

所述导电滑环（203）套设在所述传动轴（202）上。

7.如权利要求6所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，所述支承单元（3）包括支承架（301）和基座（302）；

所述支承架（301）固定支承于所述基座（302）上。

8.如权利要求7所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，所述支承架（301）包括上平台（3011）和下平台（3012）；

所述上平台（3011）与所述下平台（3012）平行设置，所述上平台（3011）固定支承于所述下平台（3012）上。

9.如权利要求8所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，所述导电滑环（203）固定支承于所述上平台（3011）的上表面；

所述动力源（201）固定连接于所述下平台（3012）的下表面。

10.如权利要求7所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，还包括：保温罩（401）,所述保温罩（401）位于所述旋翼单元（1）下方，且支承于所述基座（302）上；

所述保温罩（401）内布置有石棉保温材料。

11.如权利要求10所述的用于冰风洞中直升机旋翼防/除冰试验的旋转平台，其特征在于，所述传动轴（202）与所述保温罩（401）之间设有防水密封圈。