CN109029903A - 连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构 - Google Patents
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Abstract
一种连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，第一振荡轴位于风洞转窗的一端，第二震荡轴和第三震荡轴位于风洞转窗的另一端。平均迎角调节盘位于第二振荡轴上，震荡轴调节盘位于第三震荡轴上。本发明克服了传统机构的间接调节方式由于机械加工和装配过程中引起的误差，震荡轴的安装中能够更为精确的控制震荡轴轴线与风洞侧壁的垂直度、震荡轴与转窗通孔之间缝隙以及转动轴端面与转窗之间的阶差，有效的减少震荡轴的摩擦损失以及改善翼型动态实验的二元性；通过转动平均迎角法兰盘的相对位置实现平均迎角的调节，克服了传统机构调节范围小，调节范围内覆盖角度少的问题。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天风洞实验设备领域，具体是一种连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构。
背景技术
直升机区别于传统的固定翼飞机，其能在相对狭窄区域内完成起飞和降落，不需要专门的机场和跑道，能够在空中悬停作业，能够沿各个方向飞行，由于这种特殊的飞行方式，使得直升机在军用和民用领域都得到了广泛的应用，但随着直升机应用的不断深入，人们对直升机的飞行性能和安全性能提出了更高的要求。
旋翼系统在工作时，由于前行桨叶相对来流速度较大，产生的升力也较大，而后行桨叶相对来流速度较小，产生的升力也较小，因此为了平衡力矩，桨叶须做周期性的变距运动，进而增大后行桨叶的迎角，使其产生更大的升力，从而使整个桨盘的力矩达到平衡。但是直升机旋翼后行桨叶会由于较大的迎角引起动态失速，而前行桨叶上也会因为相对流速较大出现激波，进而诱导前缘分离引起的动态失速。
直升机旋翼动态失速的时产生的复杂非定常气动变化会直接导致桨叶的升力下降、阻力增加、非定常载荷急剧增加，极大地限制了直升机的飞行性能和安全性能。而且由于直升机特殊的飞行环境，其会经历各种极端来流条件，极易受到突变气流、侧风的影响，直升机旋翼平均迎角的大小需对真实飞行环境时刻进行调整。因此，开展直升机旋翼翼型在不同平均迎角状态下的动态特性实验研究，获得直升机旋翼翼型在不同平均迎角状态下的气动特性是十分必要的。风洞实验是获得翼型在不同平均迎角状态下的非定常气动特性最为可靠的途径之一，而连续式跨声速风洞具有流场品质较好和实验效率较高的优点，能够更好的模拟翼型真实的飞行环境，得到更为真实可信的实验数据。因此在连续式跨声速风洞开展翼型不同平均迎角状态下的动态特性实验研究具有十分重要的意义。
美、俄等航天航空技术发达国家对平均迎角对翼型动态失速特性的相关研究开展较早。20世纪70年代末，McCroskey等人通过针对直升机旋翼翼型典型飞行状态下的风洞试验研究初步揭示了在不同平均迎角、振幅角、减缩频率条件下的翼型动态失速的机理与特性。国内对翼型动态失速特性的相关研究开展较晚，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P26-31 1000-6893)中公开了在NF-3风洞进行的NACA0012翼型在不同平均迎角、振幅角、减缩频率条件下动态失速相关研究，并获得了较为完整的翼型的动态失速时的压力分布。其试验机构俯仰震荡的平均迎角α由改变摇臂相对于转轴的位置及微调拉杆长度来实现，共有4个可调迎角α＝0°；5°；10°；15°。
国内外对不同平均迎角状态下翼型动态失速特性的试验研究大多都在低速风洞展开，并且这类平均迎角调节试验机构存在调节精度误差较大、可调角度较少的问题，无法满足连续式高速风洞翼型动态实验的要求。
发明内容
为克服现有技术中存在的调节精度误差较大、可调角度较少，无法满足连续式高速风洞翼型动态实验要求的不足，本发明提出了一种连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构。
本发明包括底座、震荡轴支座、震荡轴、平均迎角调节盘和震荡轴调节盘。所述的底座分为圆弧底座与水平安装平台；所述的震荡轴包括第一振荡轴、第二震荡轴和第三震荡轴。其中：三个震荡轴支座分列在风洞转窗的两端外，并且位于该风洞转窗一端外的震荡轴支座用于支撑所述第一振荡轴；位于该风洞转窗另一端外的两个震荡轴支座分别用于支撑所述第二震荡轴和第三震荡轴。
在该第二振荡轴与第三震荡轴贴合处的震荡轴连接套筒的外圆周表面上分别套装有平均迎角调节盘和震荡轴调节盘，并使该平均迎角调节盘位于第二振荡轴上，使震荡轴调节盘位于第三震荡轴上。
所述平均迎角调节盘盘面上周向分布有两组平均迎角调节孔。各组中的平均迎角调节孔的数量相同，总数量为20个；装配后的平均迎角调节盘上的第一安装键槽位于所在的第二震荡轴的最高点。所述震荡轴调节盘盘面上周向均布有20个迎角调节孔。装配后的震荡轴调节盘上的第三安装键槽位于所在的第三震荡轴的最高点。
所述第一振荡轴的外端与所述角位移编码器连接；该第一振荡轴的内端嵌装在风洞转窗一端的安装孔中；该第一振荡轴的中部通过轴承支撑；该轴承的轴承座固定在震荡轴支座上。
所述第二振荡轴与第三振荡轴均位于所述风洞转窗的另一端外；其中，第二振荡轴的内端嵌装在风洞转窗另一端的安装孔中；该第二振荡轴的中部通过轴承支撑；该轴承的轴承座固定在震荡轴支座上；该第二振荡轴的外端装入震荡轴连接套筒内，并使该外端端面与同位于震荡轴连接套筒内的第三震荡轴的内端端面贴合。所述第三振荡轴的外端通过轴承支撑；该轴承的轴承座固定在震荡轴支座上。
所述的第一振荡轴外端端面中心有轴向凸出的与联轴节连接的连杆；该第一震荡轴内端面处为震荡轴转窗安装盘；该震荡轴转窗安装盘的外径与风洞转窗安装孔的内径相同，并且在该震荡轴转窗安装盘外端面的中心有轴向的条形的翼型耳片安装槽。在所述震荡轴转窗安装盘内端面与所述第一震荡轴的轴承配合面之间为该第一震荡轴的翼型安装段。
所述的翼型安装段为壳体状；该翼型安装段的轴向长度大于翼型耳片的长度；为方便安装，在该翼型安装段壳体上加工有径向的开槽；在该开槽的底部有压紧螺母支板，并使该压紧螺母支板的下表面与所述翼型耳片安装槽的上壁面处于同一水平面；在所述压紧螺母支板上有压紧螺钉的安装孔。
所述第二震荡轴外端端面中心有盲孔。该第二震荡轴内端面处为震荡轴转窗安装盘；该震荡轴转窗安装盘的外径与风洞转窗安装孔的内径相同，并且在该震荡轴转窗安装盘外端面的中心有轴向的条形的翼型耳片安装槽。在所述震荡轴转窗安装盘内端面与所述第二震荡轴的轴承配合面之间为该第二震荡轴的翼型安装段。
所述的翼型安装段为壳体状；该翼型安装段的轴向长度大于翼型耳片的长度；在该翼型安装段壳体上加工有径向的开槽；在该开槽的底部焊接有压紧螺母支板，并使该压紧螺母支板的下表面与所述翼型耳片安装槽的上壁面处于同一水平面；在所述压紧螺母支板上有压紧螺钉的安装孔。
所述第三震荡轴内端端面有轴向凸出的连接杆，该连接杆与所述第二震荡轴外端端面中心的盲孔间隙配合；二者之间的配合间隙为1～2mm。在该第三震荡轴外端的外圆周上有径向的通孔，用于安装风洞振幅角调节机构的摇臂；所述通孔的中心线与该第三震荡轴的轴向垂直相交。
所述震荡轴连接套筒的内径与所配合的震荡轴的外径相同，并使该震荡轴连接套筒套装在各所述震荡轴上后，与各震荡轴之间紧配合；所述震荡轴连接套筒的外径与所配合的震荡轴调节盘和平均迎角调节盘之间亦为紧配合。
所述两组迎角调节孔中，第一组中的第一个迎角调节孔位于所述平均迎角调节盘的9点位置，其余各孔顺时针排布；第二组中的第一个迎角调节孔位于所述平均迎角调节盘的3点位置，其余各孔顺时针排布。在所述平均迎角调节盘一端表面有轴向凸出的安装套筒，该安装套筒的内径与震荡轴连接套筒的外径相同，并使二者之间紧配合。在所述平均迎角调节盘的内表面与安装套筒的内表面分布有两个贯通的安装键槽，分别是第一安装键槽和第二安装键槽；其中的第一安装键槽宽度方向的中心线位于12点位置，第二安装键槽宽度方向的中心线与所述第一安装键槽宽度方向的中心线之间的夹角α为135°。
在所述震荡轴调节盘一端表面有轴向凸出的安装套筒，该安装套筒的内径与震荡轴连接套筒的外径相同，并使二者之间紧配合。在所述震荡轴调节盘的内表面与安装套筒的内表面有贯通的第三安装键槽。
所述平均迎角调节孔的孔径为8mm；相邻的平均迎角调节孔的中心角θ为17°。所述迎角调节孔的孔径为8mm，相邻的迎角调节孔的中心角β为18°。
直升机旋翼动态失速的时产生的复杂非定常气动变化会直接导致桨叶的升力下降、阻力增加、非定常载荷增加，极大地限制了直升机的飞行性能和安全性能。为了提升直升机旋翼系统在复杂来流条件下的气动性能和安全性能，需要开展翼型在不同平均迎角状态下的动态实验研究，获得翼型在不同平均迎角状态下的气动特性，为新型翼型的设计和优化提供实验数据支持。同时本发明能够克服了现有连续式跨声速风洞翼型动态机构在运行过程中由于高频振荡平均迎角误差较大，以及传统平均迎角调节机构调节范围较小、迎角控制调节精度不高的问题。
本发明以水平安装面为基准并且直接转动震荡轴进行平均迎角调节，克服了传统机构的间接调节方式由于机械加工和装配过程中引起的误差；本发明的震荡轴采用分段结构设计，轴与轴之间采用柱配合，在安装的过程中可以更为精确的控制震荡轴轴线与风洞侧壁的垂直度、震荡轴与转窗通孔之间缝隙的大小以及转动轴端面与转窗之间的阶差，可以有效的减少震荡轴的摩擦损失以及改善翼型动态实验的二元性；此外本发明通过转动平均迎角法兰盘的相对位置实现平均迎角的调节，克服了传统机构调节范围小，调节范围内覆盖角度少的问题。图7为实时迎角采集数据，采样频率为20KHz，采集时长为1.024s，震荡频率为8.12Hz，振幅角为5°，平均迎角分别为10°。从图中可知平均迎角误差b为0.2°，满足连续式跨声速风洞翼型动态试验对平均迎角调节精度的要求。
附图说明
图1是本发明在风洞中的结构示意图；
图2是本发明各部件连接示意图；
图3是本发明穿过风洞转窗的结构示意图；
图4是本发明第一震荡轴结构示意图；
图5是平均迎角法兰盘剖视图及其端面示意图；
图6是震荡轴法兰盘剖视图及其端面示意图；
图7是实时迎角采集数据。
图中：1.风洞洞体；2.角位移编码器；3.联轴节；4.第一振荡轴；5.翼型模型；6.第二震荡轴；7.震荡轴调节盘；8.第三震荡轴；9.底座；10.风洞侧壁；11.风洞转窗；12.翼型耳片安装槽；13.压紧螺母支板；14.压紧螺母；15.震荡轴支座；16.水平安装平台；17.震荡轴转窗安装盘；18.平均迎角调节盘；19.震荡轴连接套筒；20.平均迎角调节孔；21.第一安装键槽；22.第二安装键槽；23.第三安装键槽；24.压紧螺钉安装孔；25.迎角调节孔。
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平均迎角调节机构，包括底座、震荡轴支座15、震荡轴和震荡轴调节盘7。所述的底座分为圆弧底座9与水平安装平台16；所述的震荡轴包括第一振荡轴4、第二震荡轴6和第三震荡轴8。其中：
水平安装平台16通过螺丝固定在圆弧底座9的上表面；所述圆弧底座的圆弧面与风洞转窗壳体表面贴合，并通过螺栓固定在风洞壳体内表面。三个震荡轴支座15分列在风洞转窗11的两端外，并且位于该风洞转窗一端外的震荡轴支座用于支撑所述第一振荡轴4；位于该风洞转窗另一端外的两个震荡轴支座分别用于支撑所述第二震荡轴6和第三震荡轴8。所述的第一振荡轴的轴线、第二震荡轴的轴线和第三震荡轴的轴线垂直于风洞洞壁。
所述第一振荡轴所在风洞转窗一端外有风洞的角位移编码器2，该第一振荡轴的外端通过联轴节3与所述角位移编码器2连接；该第一振荡轴的内端嵌装在所在一端的风洞转窗的安装孔中；该第一振荡轴的中部通过轴承支撑；该轴承的轴承座固定在震荡轴支座15上。
所述第二振荡轴与第三振荡轴均位于所述风洞转窗的另一端外；其中，第二振荡轴6的内端嵌装在所在一端的风洞转窗的安装孔中；该第二振荡轴的中部通过轴承支撑；该轴承的轴承座固定在震荡轴支座15上；该第二振荡轴的外端装入震荡轴连接套筒19内，并使该外端端面与同位于震荡轴连接套筒内的第三震荡轴的内端端面贴合。在该第二振荡轴与第三震荡轴的贴合处的震荡轴连接套筒19的外圆周表面上分别套装有平均迎角调节盘18和震荡轴调节盘7，并使该平均迎角调节盘位于第二振荡轴上，使震荡轴调节盘7位于第三震荡轴上，以固定连接两个震荡轴，并实施翼型平均迎角的精确调节。所述第三振荡轴8的外端通过轴承支撑；该轴承的轴承座固定在震荡轴支座15上。
所述的第一振荡轴4为回转体。该第一震荡轴的外圆周表面为阶梯状，并使位于第一震荡轴的中部的阶梯面形成了与轴承的配合面。该第一震荡轴外端端面中心有轴向凸出的与联轴节3连接的连杆；该第一震荡轴内端面处为震荡轴转窗安装盘17；该震荡轴转窗安装盘的外径与风洞转窗安装孔的内径相同，并且在该震荡轴转窗安装盘外端面的中心有轴向的条形的翼型耳片安装槽12，该条形槽用于嵌装翼型耳片。在所述震荡轴转窗安装盘17内端面与所述第一震荡轴的轴承配合面之间为该第一震荡轴的翼型安装段。所述的翼型安装段为壳体状；该翼型安装段的轴向长度大于翼型耳片的长度；为方便安装，在该翼型安装段壳体上加工有径向的开槽；在该开槽的底部焊接有压紧螺母支板13，并使该压紧螺母支板的下表面与所述翼型耳片安装槽12的上壁面处于同一水平面；在所述压紧螺母支板上有压紧螺钉的安装孔24。
所述第二震荡轴6亦为回转体。该第二震荡轴的外圆周表面为阶梯状，并使位于该第二震荡轴的中部的阶梯面形成了与轴承的配合面。该第二震荡轴外端端面中心有盲孔。该第二震荡轴内端面处为震荡轴转窗安装盘17；该震荡轴转窗安装盘的外径与风洞转窗安装孔的内径相同，并且在该震荡轴转窗安装盘外端面的中心有轴向的条形的翼型耳片安装槽12，该条形槽用于嵌装翼型耳片。在所述震荡轴转窗安装盘17内端面与所述第二震荡轴的轴承配合面之间为该第二震荡轴的翼型安装段。所述的翼型安装段为壳体状；该翼型安装段的轴向长度大于翼型耳片的长度；为方便安装，在该翼型安装段壳体上加工有径向的开槽；在该开槽的底部焊接有压紧螺母支板13，并使该压紧螺母支板的下表面与所述翼型耳片安装槽12的上壁面处于同一水平面；在所述压紧螺母支板上有压紧螺钉的安装孔24。
所述第三震荡轴8亦为回转体。该第三震荡轴为等径轴，在该第三震荡轴的内端端面有轴向凸出的连接杆，该连接杆与所述第二震荡轴外端端面中心的盲孔间隙配合；二者之间的配合间隙为1～2mm。在该第三震荡轴外端的外圆周上有径向的通孔，用于安装风洞振幅角调节机构的摇臂；所述通孔的中心线与该第三震荡轴的轴向垂直相交。
所述震荡轴连接套筒19的内径与所配合的震荡轴的外径相同，并使该震荡轴连接套筒套装在各所述震荡轴上后，与各震荡轴之间紧配合；所述震荡轴连接套筒的外径与所配合的震荡轴调节盘和平均迎角调节盘之间亦为紧配合。
所述平均迎角调节盘18为圆环状，在该平均迎角调节盘盘面上周向分布有两组通孔，该通孔即为平均迎角调节孔20。各组中的平均迎角调节孔的数量相同，总数量为20个。所述的迎角调节孔的孔径为8mm；相邻的平均迎角调节孔的中心角θ为17°。所述两组迎角调节孔中，第一组中的第一个迎角调节孔位于所述平均迎角调节盘的9点位置，其余各孔顺时针排布；第二组中的第一个迎角调节孔位于所述平均迎角调节盘的3点位置，其余各孔顺时针排布。在所述平均迎角调节盘一端表面有轴向凸出的安装套筒，该安装套筒的内径与震荡轴连接套筒19的外径相同，并使二者之间紧配合。在所述平均迎角调节盘的内表面与安装套筒的内表面分布有两个贯通的安装键槽，分别是第一安装键槽和第二安装键槽；其中的第一安装键槽宽度方向的中心线位于12点位置，第二安装键槽宽度方向的中心线与所述第一安装键槽宽度方向的中心线之间的夹角α为135°。装配该平均迎角调节盘18时，须通过振幅角调节机构的摇臂调整所述第一安装键槽的位置，使其位于所在的第二震荡轴的最高点。
所述震荡轴调节盘7为圆环状，在该平均迎角调节盘盘面上周向均布有20个迎角调节孔25。所述迎角调节孔的孔径为8mm，相邻的迎角调节孔的中心角β为18°。在所述震荡轴调节盘一端表面有轴向凸出的安装套筒，该安装套筒的内径与震荡轴连接套筒19的外径相同，并使二者之间紧配合。在所述震荡轴调节盘的内表面与安装套筒的内表面有贯通的第三安装键槽23，该第三安装键槽宽度方向的中心线位于12点位置。装配该震荡轴调节盘7时，须通过振幅角调节机构的摇臂调整所述第三安装键槽的位置，使其位于所在的第三震荡轴的最高点。
工作时，首先需要固定底座9与水平安装平台16，在螺栓拉紧固定底座和水平安装平台的过程中利用铜制垫片对水平安装平台16进行微调以保证该平台的水平度以及防止平台发生变形。在震荡轴安装的过程中第一振荡轴4、第二振荡轴6、第三振荡轴8和角位移编码器2的轴线须完全处于垂直风洞侧壁的一条直线上，并且要保证这条轴线基本穿过风洞转窗11圆形通孔的正中心，此外第一震荡轴4与第二震荡轴6的震荡轴转窗安装盘17的端面需与转窗11处于同一平面上，不能存在明显的阶差；四个装置的轴线重合度越高，模型振荡越顺畅，损失的能量越小，整个机构在运行的过程中产生的结构噪声也越小；同时振荡轴的轴线越垂直于风洞侧壁，震荡轴与转窗之间的缝隙越小，震荡轴端面与转窗的阶差越小，翼型模型的二维特征就越好。平均迎角的大小由震荡轴调节盘7、平均迎角调节盘18之间的相互配合实现精确调节，首先需将震荡轴调节盘7中的第三安装键槽23调至第三震荡轴的最高点，再将平均迎角调节盘18，即第一安装键槽21在第二震荡轴的最高点，此时两个调节盘的3点钟方向和9点钟方向的迎角调节孔20一一对应，该状态下的翼型平均迎角为0°；然后顺时针通转动第二振荡轴上的平均迎角调节盘18带动翼型模型偏转，待翼型模型迎角到达实验所需迎角之后，用螺栓穿过该状态下的震荡轴调节盘7、平均迎角调节盘18对应的迎角调节孔进行固定，实现翼型模型平均迎角的高精度预偏。为了扩大迎角调节范围，当第一安装键槽21在第二震荡轴的最高点，能够实现0°到9°间隔1°的预偏；当第二安装键槽22在第二震荡轴的最高点，能够实现10°～19°间隔1°的预偏。
Claims (9)
1.一种连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，其特征在于，包括底座、震荡轴支座、震荡轴、平均迎角调节盘和震荡轴调节盘；所述的底座分为圆弧底座与水平安装平台；所述的震荡轴包括第一振荡轴、第二震荡轴和第三震荡轴；其中：三个震荡轴支座分列在风洞转窗的两端外，并且位于该风洞转窗一端外的震荡轴支座用于支撑所述第一振荡轴；位于该风洞转窗另一端外的两个震荡轴支座分别用于支撑所述第二震荡轴和第三震荡轴；
在该第二振荡轴与第三震荡轴贴合处的震荡轴连接套筒的外圆周表面上分别套装有平均迎角调节盘和震荡轴调节盘，并使该平均迎角调节盘位于第二振荡轴上，使震荡轴调节盘位于第三震荡轴上；
所述平均迎角调节盘盘面上周向分布有两组平均迎角调节孔；各组中的平均迎角调节孔的数量相同，总数量为20个；装配后的平均迎角调节盘上的第一安装键槽位于所在的第二震荡轴的最高点；所述震荡轴调节盘盘面上周向均布有20个迎角调节孔；装配后的震荡轴调节盘上的第三安装键槽位于所在的第三震荡轴的最高点。
2.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，其特征在于，所述第一振荡轴的外端与所述角位移编码器连接；该第一振荡轴的内端嵌装在风洞转窗一端的安装孔中；该第一振荡轴的中部通过轴承支撑；该轴承的轴承座固定在震荡轴支座上。
3.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，其特征在于，所述第二振荡轴与第三振荡轴均位于所述风洞转窗的另一端外；其中，第二振荡轴的内端嵌装在风洞转窗另一端的安装孔中；该第二振荡轴的中部通过轴承支撑；该轴承的轴承座固定在震荡轴支座上；该第二振荡轴的外端装入震荡轴连接套筒内，并使该外端端面与同位于震荡轴连接套筒内的第三震荡轴的内端端面贴合；所述第三振荡轴的外端通过轴承支撑；该轴承的轴承座固定在震荡轴支座上。
4.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，其特征在于，所述的第一振荡轴外端端面中心有轴向凸出的与联轴节连接的连杆；该第一震荡轴内端面处为震荡轴转窗安装盘；该震荡轴转窗安装盘的外径与风洞转窗安装孔的内径相同，并且在该震荡轴转窗安装盘外端面的中心有轴向的条形的翼型耳片安装槽；在所述震荡轴转窗安装盘内端面与所述第一震荡轴的轴承配合面之间为该第一震荡轴的翼型安装段；
所述的翼型安装段为壳体状；该翼型安装段的轴向长度大于翼型耳片的长度；为方便安装，在该翼型安装段壳体上加工有径向的开槽；在该开槽的底部有压紧螺母支板，并使该压紧螺母支板的下表面与所述翼型耳片安装槽的上壁面处于同一水平面；在所述压紧螺母支板上有压紧螺钉的安装孔。
5.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，其特征在于，所述第二震荡轴外端端面中心有盲孔；该第二震荡轴内端面处为震荡轴转窗安装盘；该震荡轴转窗安装盘的外径与风洞转窗安装孔的内径相同，并且在该震荡轴转窗安装盘外端面的中心有轴向的条形的翼型耳片安装槽；在所述震荡轴转窗安装盘内端面与所述第二震荡轴的轴承配合面之间为该第二震荡轴的翼型安装段；
所述的翼型安装段为壳体状；该翼型安装段的轴向长度大于翼型耳片的长度；在该翼型安装段壳体上加工有径向的开槽；在该开槽的底部焊接有压紧螺母支板，并使该压紧螺母支板的下表面与所述翼型耳片安装槽的上壁面处于同一水平面；在所述压紧螺母支板上有压紧螺钉的安装孔。
6.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，其特征在于，所述第三震荡轴内端端面有轴向凸出的连接杆，该连接杆与所述第二震荡轴外端端面中心的盲孔间隙配合；二者之间的配合间隙为1～2mm；在该第三震荡轴外端的外圆周上有径向的通孔，用于安装风洞振幅角调节机构的摇臂；所述通孔的中心线与该第三震荡轴的轴向垂直相交。
7.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，其特征在于，所述震荡轴连接套筒的内径与所配合的震荡轴的外径相同，并使该震荡轴连接套筒套装在各所述震荡轴上后，与各震荡轴之间紧配合；所述震荡轴连接套筒的外径与所配合的震荡轴调节盘和平均迎角调节盘之间亦为紧配合。
8.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，其特征在于，所述两组迎角调节孔中，第一组中的第一个迎角调节孔位于所述平均迎角调节盘的9点位置，其余各孔顺时针排布；第二组中的第一个迎角调节孔位于所述平均迎角调节盘的3点位置，其余各孔顺时针排布；在所述平均迎角调节盘一端表面有轴向凸出的安装套筒，该安装套筒的内径与震荡轴连接套筒的外径相同，并使二者之间紧配合；在所述平均迎角调节盘的内表面与安装套筒的内表面分布有两个贯通的安装键槽，分别是第一安装键槽和第二安装键槽；其中的第一安装键槽宽度方向的中心线位于12点位置，第二安装键槽宽度方向的中心线与所述第一安装键槽宽度方向的中心线之间的夹角α为135°；
在所述震荡轴调节盘一端表面有轴向凸出的安装套筒，该安装套筒的内径与震荡轴连接套筒的外径相同，并使二者之间紧配合；在所述震荡轴调节盘的内表面与安装套筒的内表面有贯通的第三安装键槽。
9.如权利要求1所述连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，其特征在于，
所述平均迎角调节孔的孔径为8mm；相邻的平均迎角调节孔的中心角θ为17°；
所述迎角调节孔的孔径为8mm，相邻的迎角调节孔的中心角β为18°。
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