CN109029902A - 连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构 - Google Patents

Abstract

一种连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构，以曲柄摇杆机构为基础，通过调整滑块位置与连杆长度实现翼型模型俯仰震荡时振幅角的精确调节。风洞顶部的驱动电机为整个装置提供动力来源，使所述调节机构的曲柄装置绕电机轴做圆周运动的同时通过连杆带动摇臂俯仰震荡，摇臂与震荡轴相连，进而带动震荡轴沿轴向进行周期性俯仰震荡，而实验所用的翼型模型通过耳片穿过动态实验专用转窗与震荡轴连接，最终实现翼型模型以特定振幅角进行周期性俯仰震荡运动。本发明能够为高机动性飞行器的翼型在不同振幅角条件下的气动性能评估供精确可靠的实验数据，并为其优化设计提供依据。

Description

连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构

技术领域

本发明涉及航空航天风洞实验设备领域，具体为一种连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构。

背景技术

直升机是利用涡轴发动机带动直升机旋翼系统工作，从而产生升力、推力和控制力的飞行器、在民用领域和军事领域的应用十分广泛，旋翼系统的性能优劣直接决定了直升机的飞行性能和安全性能，而直升机旋翼的气动特性与其使用的翼型的动态特性息息相关，翼型在不同振幅角条件下的俯仰震荡产生的非定常动态失速现象对旋翼气动载荷、操纵特性、部件寿命有着至关重要的影响。旋翼系统在工作时，由于旋翼桨叶的挥舞和周期性变距的影响，后行桨叶相对于来流速度较小，为了平衡桨盘力矩，后行桨叶迎角通常较大，因此极易引起动态失速现象，而前行桨叶相对来流速度较大，极易产生激波，当激波较强时就会产生激波-附面层干扰现象，在迎角较小的情况下也会诱导前缘分离引起的动态失速。因此，在直升机旋翼系统周期性变距的过程中振幅角的大小直接影响了旋翼翼型的动态特性。

目前，针对振幅角的大小对翼型动态失速现象的研究仍不完善，尤其是在大攻角条件下的动态特性的机理研究仍有待完善。而由轴流压缩机驱动的连续式跨声速风洞是一种可连续长时间运行的回流式跨声速空气动力学实验平台，其流场品质和实验效率远高于常规暂冲式风洞，并且针对翼型以一定振幅角进行周期性俯仰震荡的动态实验，其对风洞流的场品质和持续工作时长要求更高，因此在连续式跨声速风洞中开展不同振幅角对翼型动态特性影响的实验研究具有非常重要的意义，其可以为高速翼型的动态气动性能评估，优化设计提供精确可靠的实验数据。

为了满足高机动性翼型的设计需求，世界主要航空技术发达国家均较早的开展了不同振幅角条件下翼型动态失速的相关研究。早在20世纪70年代末，McCroskey等人针对不同旋翼翼型开展了大量的风洞试验研究，初步揭示了平均迎角、振幅角、减缩频率等参数对翼型动态失速特性的影响；国内对不同振幅角条件下的翼型动态失速特性相关研究开展较晚，西北工业大学夏玉顺、郗忠祥、周瑞兴等人在《NACA0012翼型动态失速特性和测压方法的研究》航空学报、1996第17卷、第A1期P26-311000-6893公开了在NF-3风洞进行了NACA0012翼型在不同振幅角条件下动态失速相关研究，获得了较为完整的翼型的动态失速时的压力分布。其试验机构如图7所示，其中模型的振幅可通过改变滑块在转盘上不同的径向联接位置来调节，共有3个位置，可使实现5°、8°、10°的振幅角。

国内外针对翼型不同振幅角条件下动态失速特性的试验研究大多都在低速风洞展开，已经不能满足未来高机动性飞行器对新型翼型的设计需求，并且这类振幅角调节机构存在安装调试难度较高、调节范围较小，可调角度较少等问题。

发明内容

为克服现有技术中存在的安装调试难度较高、调节范围较小，以及可调角度较少的不足，本发明提出了一种连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构。

本发明包括两根连杆、摇臂、曲柄和转动轴；其中，所述两根连杆之间通过长度调节螺杆连接。所述曲柄位于连接后的连杆的一端，将连杆的套环套装在曲柄的滑块的套环杆上，并使所述连杆的中心线与滑块的中心线相互垂直；在连接后的两根连杆的另一端套装在所述转动轴上。摇臂的一端亦套装在所述转动轴上；所述摇臂的另一端套装并固定在支撑试验件的震荡轴的一端。

所述曲柄包括螺纹杆、旋转体、滑块和滑块压板。所述旋转体套装在驱动电机的电机轴上，使该旋转体能够以该电机轴为转动中心旋转。在该旋转体的两端分别固定有端盖，所述螺纹杆的两端分别安装在所述端盖的中心孔内。外方内圆的滑块套装在所述螺纹杆上。所述滑块的一侧表面有凸出的套环杆，并使所述套环杆与套环之间转动配合。在所述滑块的上表面安放有长条状的滑块压板，通过螺钉使该滑块压板压紧在该滑块的上表面。

所述旋转体内有沿该旋转体长度方向延伸的方形空腔；该方形空腔的顶部有用于安放滑块压板的凹槽。在所述凹槽上开有多个贯通旋转体壳体的螺钉孔。在该旋转体的一个长边的侧表面有凸块，该凸块的中心有用于连接电机轴的螺纹孔；所述螺纹孔与方形空腔贯通，并使该螺纹孔的中心线与所述方形空腔长度方向的几何中心线相互垂直。在与凸块相对称的旋转体的另一个长边的侧表面开有条形的开孔，该开孔为滑块上的套环杆的滑道；所述套环杆滑道的有效可移动长度为0～36mm。

所述滑块的外形为方形，并使该滑块与旋转体的方形空腔之间间隙配合。在该滑块的中心有与螺纹杆配合的螺纹孔。所述滑块一个侧表面有凸出的套环杆。

所述连杆的一端焊接有套环，该套环中心孔的轴线与所述连杆的轴线空间垂直；所述套环的内径均略大于所配合的转动轴的外径或滑块上套环杆的外径，使各套环分别与所述转动轴或套环杆之间转动配合。所述连杆另一端端面的中心均有螺纹盲孔，该螺纹盲孔与长度调节螺杆通过螺纹配合。所述连杆的长度为980mm。

所述长度调节螺杆的两端均为旋向相反的外螺纹；在该长度调节螺杆的中部有六方的凸台，在该凸台两侧的螺纹杆上分别套装有压紧螺母。

所述摇臂的两端均有通孔，并且一端的通孔与转动轴转动配合。另一端的通孔与震荡轴配合，并通过螺钉固紧。所述摇臂两端通孔的中心线相互平行；所述摇臂两端通孔的中心距为210mm。

本发明在空间有限的风洞驻室内通过转动轴将平面曲柄摇杆机构拓展为空间曲柄摇杆机构，充分利用了风洞解驻室内纵向的空间，并且能够减小震荡轴的长度；同时通过锁紧螺母固定滑块，使该滑块移动至螺纹杆上的任意位置时，二者之间都不会产生相对运动，因此本发明克服了现有振幅角调节机构在俯仰震荡过程中机械噪声和机械振动过大的缺陷；本发明通过改变滑块位置实现振幅角角度的连续可调，调节范围为0°至10°，克服了现有振幅角调节机构调节范围小、可调角度少的不足。基于上述特点，本发明能够为高机动性飞行器的翼型在不同振幅角条件下的气动性能评估供精确可靠的实验数据，并为其优化设计提供依据。

图6为实时迎角采集数据，采样频率为20KHz,采集时长为1.024s，翼型震荡频率为11.05Hz，平均迎角为10°，振幅角为5°。从图中可知振幅角幅值误差为±0.21°，满足连续式跨声速风洞翼型动态试验对振幅角调节精度的要求。

本发明以曲柄摇杆机构为基础，通过调整滑块位置与连杆长度实现翼型模型俯仰震荡时振幅角的精确调节。风洞顶部的驱动电机为整个机构提供动力来源，在机构运行过程中曲柄绕电机轴做圆周运动的同时通过连杆带动摇臂俯仰震荡，摇臂与震荡轴相连，进而带动震荡轴沿轴向进行周期性俯仰震荡，而实验所用的翼型模型通过耳片穿过动态实验专用转窗与震荡轴连接，最终实现翼型模型以特定振幅角进行周期性俯仰震荡运动。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图2是旋转体结构示意图；其中，图2a是主视图，图2b是图2a的A-A向视图，图2c是图2a的俯视图。

图3是曲柄的结构示意图；其中，图3a是主视图，图3b是图3a的A-A向视图，图3c是图3a的俯视图。

图4是连杆的结构示意图；其中，图4a是主视图，图4b是图4a的俯视图。

图5是摇臂的结构示意图；其中，图5a是主视图，图5b是图5a的俯视图。

图6是本发明与驱动电机和震荡轴的连接示意图。

图7是本发明实时迎角采集数据结果。

图8是现有技术中NF-3振幅角调节机构的结构示意图。

图中：1.曲柄；2.连杆；3.长度调节螺杆；4.转动轴；5.摇臂；6.螺纹杆；7.旋转体；8.滑块；9.滑块压板；10.震荡轴；11.电机轴；12.翼型模型；13.端盖。

具体实施方式

本实施例是一种连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构，包括两根连杆2、摇臂5、曲柄1和转动轴4；其中，所述两根连杆之间通过长度调节螺杆3连接。所述曲柄位于连接后的连杆的一端，将连杆的套环套装在曲柄1的滑块8的套环杆上，并使所述连杆的中心线与滑块的中心线相互垂直；在连接后的两根连杆的另一端套装在所述转动轴4上。摇臂5的一端亦套装在所述转动轴上；所述摇臂的另一端套装并固定在支撑试验件的震荡轴10的一端。

曲柄1包括螺纹杆6、旋转体7、滑块8和滑块压板9。所述旋转体7套装在驱动电机的电机轴11上，使该旋转体能够以该电机轴为转动中心旋转。在该旋转体7的两端分别固定有端盖13，所述螺纹杆的两端通过螺纹分别安装在所述端盖的中心孔内，并通过螺母固紧。外方内圆的滑块8套装在所述螺纹杆上，当该螺纹杆转动时，带动所述滑块沿该螺纹杆移动。所述滑块8的一侧表面有凸出的套环杆，用于连接连杆的套环；所述套环杆的外径略小于套环的内径，使二者之间转动配合。在所述滑块8的上表面安放有长条状的滑块压板9，通过螺钉使该滑块压板压紧在该滑块的上表面，以限制该滑块的窜动。

所述旋转体7的外形呈方形。在该旋转体内有沿该旋转体长度方向延伸的方形空腔；该方形空腔的顶部有用于安放滑块压板9的凹槽。在所述凹槽上开有多个贯通旋转体7壳体的螺钉孔。在该旋转体的一个长边的侧表面有凸块，该凸块的中心有用于连接电机轴12的螺纹孔；所述螺纹孔与方形空腔贯通，并使该螺纹孔的中心线与所述方形空腔长度方向的几何中心线相互垂直。在与凸块相对称的旋转体的另一个长边的侧表面开有条形的开孔，该开孔为滑块8上的套环杆的滑道；所述套环杆滑道的有效可移动长度为0～36mm。

所述滑块8的外形为方形，并使该滑块与旋转体的方形空腔之间间隙配合。在该滑块的中心有与螺纹杆6配合的螺纹孔。所述滑块一个侧表面有凸出的套环杆。

滑块压板9为条状，其外形尺寸与所述方形空腔顶部的凹槽相适应。

所述两个连杆2的结构相同，本实施例以其中的一个为例加以描述。所述连杆的一端焊接有套环，该套环中心孔的轴线与所述连杆的轴线空间垂直；所述套环的内径均略大于所配合的转动轴4的外径或滑块上套环杆的外径，使各套环分别与所述转动轴或套环杆之间转动配合。所述连杆另一端端面的中心均有螺纹盲孔，该螺纹盲孔与长度调节螺杆3通过螺纹配合。所述连杆的长度为980mm。

所述长度调节螺杆3的两端均为旋向相反的外螺纹；在该长度调节螺杆的中部有六方的凸台，在该凸台两侧的螺纹杆上分别套装有压紧螺母。当所述长度调节螺杆两端分别旋入各连杆端面的螺纹盲孔后，通过该压紧螺母固紧。

所述摇臂5为板条状。该摇臂的两端均有通孔，并且一端的通孔与转动轴4转动配合。另一端的通孔与震荡轴10配合，并通过螺钉固紧。所述摇臂两端通孔的中心线相互平行；所述摇臂两端通孔的中心距为210mm。

工作时，该发明以曲柄摇杆机构为基础，靠调整滑块位置与连杆长度实现翼型模型俯仰震荡时振幅角的精确调节。风洞顶部的驱动电机为整个机构提供动力来源，在机构运行过程中曲柄绕电机轴做圆周运动的同时通过连杆带动摇臂俯仰震荡，摇臂与震荡轴相连，进而带动震荡轴沿轴向进行周期性俯仰震荡，而实验所用的翼型模型通过耳片穿过动态实验专用转窗与震荡轴连接，最终实现翼型模型以0°至10°范围内的振幅角进行周期性俯仰震荡运动。

工作中，通过所述长度调节螺杆精确控制连杆的长度，并通过锁紧螺母将长度调节螺杆锁紧固定，确保在动态实验机构运行过程中整个连杆的长度在始终保持不变，同时连杆的长度也随之确定。连杆与滑块旋转体外侧一端通过圆柱孔转动配合连接，另一端通过转动轴通过轴承连接。所述连杆的长度是，当滑块轴线与电机转动轴轴线重合并且摇臂保持水平时该连杆的长度。

转动轴通过轴承连接连杆和摇臂，将平面曲柄摇杆机构拓扑为空间曲柄摇杆机构，能够有效的利用空间，减少震荡轴的长度，同时避免了摇臂与连杆直接连接时的摩擦损失，转动轴的长度根据震荡轴与摇臂连接一侧的端面和滑块在旋转体外侧端面之间在水平方向上的投影距离来确定。

滑块在旋转体外部的锁紧螺母用于固定滑块，使螺杆在滑块调整至实验所需的位置后不能再转动；旋转体顶部的锁定销穿过旋转体表面深入到旋转体空腔内与滑块压板上表面顶紧固定，而滑块压板下表面又与滑块上表面贴紧，滑块压板与滑块之间靠静摩擦力确保在整个实验机构运行的过程中滑块位置保持固定。滑块另一侧的套环杆与连杆转动配合连接。

Claims (7)

1.一种连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构，其特征在于，包括两根连杆、摇臂、曲柄和转动轴；其中，所述两根连杆之间通过长度调节螺杆连接；所述曲柄位于连接后的连杆的一端，将连杆的套环套装在曲柄的滑块的套环杆上，并使所述连杆的中心线与滑块的中心线相互垂直；在连接后的两根连杆的另一端套装在所述转动轴上；摇臂的一端亦套装在所述转动轴上；所述摇臂的另一端套装并固定在支撑试验件的震荡轴的一端。

2.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构，其特征在于，所述曲柄包括螺纹杆、旋转体、滑块和滑块压板；所述旋转体套装在驱动电机的电机轴上，使该旋转体能够以该电机轴为转动中心旋转；在该旋转体的两端分别固定有端盖，所述螺纹杆的两端分别安装在所述端盖的中心孔内；外方内圆的滑块套装在所述螺纹杆上；所述滑块的一侧表面有凸出的套环杆，并使所述套环杆与套环之间转动配合；在所述滑块的上表面安放有长条状的滑块压板，通过螺钉使该滑块压板压紧在该滑块的上表面。

3.如权利要求2所述连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构，其特征在于，所述旋转体内有沿该旋转体长度方向延伸的方形空腔；该方形空腔的顶部有用于安放滑块压板的凹槽；在所述凹槽上开有多个贯通旋转体壳体的螺钉孔；在该旋转体的一个长边的侧表面有凸块，该凸块的中心有用于连接电机轴的螺纹孔；所述螺纹孔与方形空腔贯通，并使该螺纹孔的中心线与所述方形空腔长度方向的几何中心线相互垂直；在与凸块相对称的旋转体的另一个长边的侧表面开有条形的开孔，该开孔为滑块上的套环杆的滑道；所述套环杆滑道的有效可移动长度为0～36mm。

4.如权利要求2所述连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构，其特征在于，所述滑块的外形为方形，并使该滑块与旋转体的方形空腔之间间隙配合；在该滑块的中心有与螺纹杆配合的螺纹孔；所述滑块一个侧表面有凸出的套环杆。

5.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构，其特征在于，所述连杆的一端焊接有套环，该套环中心孔的轴线与所述连杆的轴线空间垂直；所述套环的内径均略大于所配合的转动轴的外径或滑块上套环杆的外径，使各套环分别与所述转动轴或套环杆之间转动配合；所述连杆另一端端面的中心均有螺纹盲孔，该螺纹盲孔与长度调节螺杆通过螺纹配合；所述连杆的长度为980mm。

6.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构，其特征在于，所述长度调节螺杆的两端均为旋向相反的外螺纹；在该长度调节螺杆的中部有六方的凸台，在该凸台两侧的螺纹杆上分别套装有压紧螺母。

7.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验振幅角调节机构，其特征在于，所述摇臂的两端均有通孔，并且一端的通孔与转动轴转动配合；另一端的通孔与震荡轴配合，并通过螺钉固紧；所述摇臂两端通孔的中心线相互平行；所述摇臂两端通孔的中心距为210mm。