CN110207931B - 一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法 - Google Patents

一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110207931B
CN110207931B CN201910555636.5A CN201910555636A CN110207931B CN 110207931 B CN110207931 B CN 110207931B CN 201910555636 A CN201910555636 A CN 201910555636A CN 110207931 B CN110207931 B CN 110207931B
Authority
CN
China
Prior art keywords
steering engine
control surface
shaft
wind tunnel
connecting section
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910555636.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110207931A (zh
Inventor
董金刚
李广良
秦永明
王帅
李小林
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201910555636.5A priority Critical patent/CN110207931B/zh
Publication of CN110207931A publication Critical patent/CN110207931A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110207931B publication Critical patent/CN110207931B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G01M9/04—Details

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Vibration Dampers (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法，涉及风洞试验舵机系统冲击防护设计领域；包括舵面、舵轴、舵面自动展开装置、舵机连接段和销轴；其中，舵机连接段为竖直放置的立方体结构；舵面自动展开装置固定安装在舵机连接段的内部；舵轴的轴向底与舵面自动展开装置固定连接；舵轴的轴向顶端伸出舵机连接段；舵面固定安装在舵轴的轴向顶端；销轴水平设置在舵机连接段的侧壁；且销轴与舵面自动展开装置位置垂直对应；本发明通过设计舵面收起安装装置、舵面展开装置以及舵轴过载保护装置，实现在风洞试验中对舵机装置的保护。

Description

一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法
技术领域
本发明涉及一种风洞试验舵机系统冲击防护设计领域，特别是一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法。
背景技术
旋转飞行器，在飞行中舵面要实现和弹体同频率的动态偏转，常规的采用机械安装的方式固定舵偏进行的静态定常风洞试验不能得到更精确的气动特性数据，需要在风洞试验中实现舵面实时偏转，进行模型动态风洞试验。另外在风洞试验模型中设计实时变换舵偏的机构，可以实现风洞试验中模型舵偏角的实时更换，避免了每次试验结束要开关风洞人力更换模型状态，提高了风洞试验效率。以上两种新的风洞试验技术都需要研发风洞试验模型用的舵机系统。
暂冲式超声速风洞在启动/关车过程中存在巨大的冲击载荷，模型承受的冲击载荷远超流场稳定时的稳态载荷。对于风洞试验模型用的舵机系统来说，受风洞试验模型尺寸的限制，舵机系统一般设计的比较“精细”，抗冲击载荷的强度余量不足。一般强度设计可以满足风洞流场建立后正常的气动载荷，由于风洞冲击载荷比流场稳定时的稳态载荷要大很多，很可能会损坏舵机系统。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法，通过设计舵面收起安装装置、舵面展开装置以及舵轴过载保护装置，实现在风洞试验中对舵机装置的保护。
本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，包括舵面、舵轴、舵面自动展开装置、舵机连接段和销轴；其中，舵机连接段为竖直放置的立方体结构；舵面自动展开装置固定安装在舵机连接段的内部；舵轴的轴向底与舵面自动展开装置固定连接；舵轴的轴向顶端伸出舵机连接段；舵面固定安装在舵轴的轴向顶端；销轴水平设置在舵机连接段的侧壁；且销轴与舵面自动展开装置位置垂直对应。
在上述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，所述的舵机连接段的顶端设置有矩形凹槽；舵面自动展开装置固定安装在矩形凹槽的竖直内壁上；舵面自动展开装置转动，带动舵轴和舵面旋转，实现舵面从折叠状态旋转至展开状态。
在上述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，所述舵面自动展开装置的外壁设置有定位凹槽；当舵面展开时，定位凹槽位置与销轴对应；所述销轴实现沿轴向伸缩；当舵面为压缩状态时，舵面自动展开装置的圆滑外壁压紧销轴；当舵面在舵面自动展开装置带动下，逆时针旋转至竖直向上位置时，销轴伸入定位凹槽内实现对舵面自动展开装置的旋转限位；同时舵机连接段实现对舵轴的周向固定；舵面和舵轴呈展开状态。
在上述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，所述舵轴的侧壁设置有水平环形凹槽；环形凹槽位于舵机连接段顶部位置。
在上述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，设定舵轴的轴向长度为b；展开状态时舵轴伸出舵机连接段的长度为0.1b。
在上述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，设定舵轴的直径为r；所述环形凹槽的截面为半圆形；环形凹槽半圆形截面的半径为0.25r。
在上述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，舵机防冲击载荷装置的使用方法为：
步骤一、初始状态；舵面为折叠收缩状态；
步骤二、风洞流场建立完成；舵面自动展开装置逆时针旋转，带动舵轴和舵面旋转至竖直状态；销轴伸入定位凹槽内，实现对舵面自动展开装置的旋转限位；
步骤三、设定舵轴的过载保护载荷值A；进行风洞流场试验；
步骤四、风洞试验结束后，关闭风洞流场，冲击载荷作用在舵面的侧壁上；当冲击载荷不大于过载保护载荷值A时，不动作；当冲击载荷大于过载保护载荷值A时，舵轴沿环形凹槽折断，实现对舵机连接段的保护。
在上述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，所述步骤一中，舵面为折叠收缩状态时，舵轴轴向与舵机连接段轴向的夹角a小于90°。
在上述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，所述步骤三中，过载保护载荷值A为20kg。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明在风洞启动前，将舵面收起放置在风洞试验模型内部，防止风洞气动时气流对舵面产生较大的载荷；
(2)本发明在风洞流场建立后，舵面可以展开到需要的位置，保证风洞模型的气动外形几何相似，开展风洞试验；
(3)本发明在舵轴处进行过载保护设计，风洞试验结束后，关车时的冲击载荷作用在舵面上，载荷超过舵机承受的极限，过载保护起作用，达到保护舵机的效果。
附图说明
图1为本发明防冲击载荷装置示意图；
图2为本发明防冲击载荷装置使用流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
本发明提供一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法，能够在风洞中对模型中的舵机系统进行防冲击保护。通过设计舵面收起安装装置、舵面展开装置以及舵轴过载保护装置，实现在风洞试验中对舵机装置的保护。
如图1所示为防冲击载荷装置示意图，由图可知，一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，包括舵面1、舵轴2、舵面自动展开装置3、舵机连接段4和销轴5；其中，舵机连接段4为竖直放置的立方体结构；舵面自动展开装置3固定安装在舵机连接段4的内部；舵轴2的轴向底与舵面自动展开装置3固定连接；舵轴2的轴向顶端伸出舵机连接段4；舵面1固定安装在舵轴2的轴向顶端；销轴5水平设置在舵机连接段4的侧壁；且销轴5与舵面自动展开装置3位置垂直对应。舵面自动展开装置3可以是机械装置，也可以是电动展开装置。
其中，舵机连接段4的顶端设置有矩形凹槽41；舵面自动展开装置3固定安装在矩形凹槽41的竖直内壁上；舵面自动展开装置3转动，带动舵轴2和舵面1旋转，实现舵面1从折叠状态旋转至展开状态。
所述舵面自动展开装置3的外壁设置有定位凹槽31；当舵面1展开时，定位凹槽31位置与销轴5对应；所述销轴5实现沿轴向伸缩；当舵面1为压缩状态时，舵面自动展开装置3的圆滑外壁压紧销轴5；当舵面1在舵面自动展开装置3带动下，逆时针旋转至竖直向上位置时，销轴5伸入定位凹槽31内实现对舵面自动展开装置3的旋转限位；同时舵机连接段4实现对舵轴2的周向固定；舵面1和舵轴2呈展开状态。
舵轴2的侧壁设置有水平环形凹槽21；环形凹槽21位于舵机连接段4顶部位置。舵轴2的轴向长度为b；展开状态时舵轴2伸出舵机连接段4的长度为0.1b。舵轴2的直径为r；所述环形凹槽21的截面为半圆形；环形凹槽21半圆形截面的半径为0.25r。
如图2所示为防冲击载荷装置使用流程图，由图可知，舵机防冲击载荷装置的使用方法为：
步骤一、初始状态；舵面1为折叠收缩状态；舵面1为折叠收缩状态时，舵轴2轴向与舵机连接段4轴向的夹角a小于90°。这样可以避免风洞开车时的冲击载荷对舵机连接段4的损坏。
步骤二、风洞流场建立完成；舵面自动展开装置3逆时针旋转，带动舵轴2和舵面1旋转至竖直状态；销轴5伸入定位凹槽31内，实现对舵面自动展开装置3的旋转限位。风洞流场建立后，舵面自动展开装置3可以实现将舵面自动展开到位，保证试验模型的几何相似，实现风洞试验的顺利开展。
步骤三、设定舵轴2的过载保护载荷值A；进行风洞流场试验；过载保护载荷值A为20kg。
步骤四、风洞试验结束后，关闭风洞流场，冲击载荷作用在舵面1的侧壁上；当冲击载荷不大于过载保护载荷值A时，不动作；当冲击载荷大于过载保护载荷值A时，舵轴2沿环形凹槽21折断，实现对舵机连接段4的保护。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，其特征在于：包括舵面(1)、舵轴(2)、舵面自动展开装置(3)、舵机连接段(4)和销轴(5)；其中，舵机连接段(4)为竖直放置的立方体结构；舵面自动展开装置(3)固定安装在舵机连接段(4)的内部；舵轴(2)的轴向底与舵面自动展开装置(3)固定连接；舵轴(2)的轴向顶端伸出舵机连接段(4)；舵面(1)固定安装在舵轴(2)的轴向顶端；销轴(5)水平设置在舵机连接段(4)的侧壁；且销轴(5)与舵面自动展开装置(3)位置垂直对应；
所述的舵机连接段(4)的顶端设置有矩形凹槽(41)；舵面自动展开装置(3)固定安装在矩形凹槽(41)的竖直内壁上；舵面自动展开装置(3)转动，带动舵轴(2)和舵面(1)旋转，实现舵面(1)从折叠状态旋转至展开状态；
所述舵面自动展开装置(3)的外壁设置有定位凹槽(31)；当舵面(1)展开时，定位凹槽(31)位置与销轴(5)对应；所述销轴(5)实现沿轴向伸缩；当舵面(1)为压缩状态时，舵面自动展开装置(3)的圆滑外壁压紧销轴(5)；当舵面(1)在舵面自动展开装置(3)带动下，逆时针旋转至竖直向上位置时，销轴(5)伸入定位凹槽(31)内实现对舵面自动展开装置(3)的旋转限位；同时舵机连接段(4)实现对舵轴(2)的周向固定；舵面(1)和舵轴(2)呈展开状态。
2.根据权利要求1所述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，其特征在于：所述舵轴(2)的侧壁设置有水平环形凹槽(21)；环形凹槽(21)位于舵机连接段(4)顶部位置。
3.根据权利要求2所述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，其特征在于：设定舵轴(2)的轴向长度为b；展开状态时舵轴(2)伸出舵机连接段(4)的长度为0.1b。
4.根据权利要求3所述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，其特征在于：设定舵轴(2)的直径为r；所述环形凹槽(21)的截面为半圆形；环形凹槽(21)半圆形截面的半径为0.25r。
5.根据权利要求4所述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，其特征在于：舵机防冲击载荷装置的使用方法为：
步骤一、初始状态；舵面(1)为折叠收缩状态；
步骤二、风洞流场建立完成；舵面自动展开装置(3)逆时针旋转，带动舵轴(2)和舵面(1)旋转至竖直状态；销轴(5)伸入定位凹槽(31)内，实现对舵面自动展开装置(3)的旋转限位；
步骤三、设定舵轴(2)的过载保护载荷值A；进行风洞流场试验；
步骤四、风洞试验结束后，关闭风洞流场，冲击载荷作用在舵面(1)的侧壁上；当冲击载荷不大于过载保护载荷值A时，不动作；当冲击载荷大于过载保护载荷值A时，舵轴(2)沿环形凹槽(21)折断，实现对舵机连接段(4)的保护。
6.根据权利要求5所述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，其特征在于：所述步骤一中，舵面(1)为折叠收缩状态时，舵轴(2)轴向与舵机连接段(4)轴向的夹角a小于90°。
7.根据权利要求6所述的一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置，其特征在于：所述步骤三中，过载保护载荷值A为20kg。
CN201910555636.5A 2019-06-25 2019-06-25 一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法 Active CN110207931B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910555636.5A CN110207931B (zh) 2019-06-25 2019-06-25 一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910555636.5A CN110207931B (zh) 2019-06-25 2019-06-25 一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110207931A CN110207931A (zh) 2019-09-06
CN110207931B true CN110207931B (zh) 2020-11-20

Family

ID=67794673

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910555636.5A Active CN110207931B (zh) 2019-06-25 2019-06-25 一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110207931B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114216647B (zh) * 2021-12-16 2024-06-14 中国航天空气动力技术研究院 一种风洞试验用舵翼瞬态展收装置

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09145533A (ja) * 1995-11-29 1997-06-06 Natl Aerospace Lab 風洞試験模型支持装置
CN105424314A (zh) * 2015-12-18 2016-03-23 中国航天空气动力技术研究院 自由飞模型舵面展开风洞试验装置
CN105673636A (zh) * 2014-11-19 2016-06-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种带有抗侧向大载荷冲击的货物锁定装置
CN106225604A (zh) * 2016-07-29 2016-12-14 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种舵面纵向折叠机构
CN106494644A (zh) * 2016-11-11 2017-03-15 北京星航机电装备有限公司 一种折叠舵面的折叠装置
CN108408027A (zh) * 2018-03-21 2018-08-17 北京瑞极通达科技有限公司 一种舵面折叠旋转机构
CN109238634A (zh) * 2018-09-12 2019-01-18 北京空天技术研究所 高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置
CN109253667A (zh) * 2018-08-31 2019-01-22 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种导弹折叠舵面纵向展开机构

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09145533A (ja) * 1995-11-29 1997-06-06 Natl Aerospace Lab 風洞試験模型支持装置
CN105673636A (zh) * 2014-11-19 2016-06-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种带有抗侧向大载荷冲击的货物锁定装置
CN105424314A (zh) * 2015-12-18 2016-03-23 中国航天空气动力技术研究院 自由飞模型舵面展开风洞试验装置
CN106225604A (zh) * 2016-07-29 2016-12-14 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种舵面纵向折叠机构
CN106494644A (zh) * 2016-11-11 2017-03-15 北京星航机电装备有限公司 一种折叠舵面的折叠装置
CN108408027A (zh) * 2018-03-21 2018-08-17 北京瑞极通达科技有限公司 一种舵面折叠旋转机构
CN109253667A (zh) * 2018-08-31 2019-01-22 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种导弹折叠舵面纵向展开机构
CN109238634A (zh) * 2018-09-12 2019-01-18 北京空天技术研究所 高超声速飞行器风洞试验模型舵面装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN110207931A (zh) 2019-09-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106225604B (zh) 一种舵面纵向折叠机构
CN105620719B (zh) 一种市政园林用折叠翼无人机
CN106585971B (zh) 一种便携伸缩式无人机
CN110207931B (zh) 一种风洞试验模型用舵机防冲击载荷装置及使用方法
CN109000521A (zh) 舵翼折叠装置、微型导弹及舵翼折叠方法
CN112319768A (zh) 一种嵌入式折叠翼机构
CN113879452B (zh) 一种可调节入水角度的水下航行体空化降载装置
CN109238040A (zh) 尾翼折叠装置、微型导弹及尾翼折叠方法
EP4219320A1 (en) A vertical tail of a composite-wing uav
CN109606631A (zh) 一种直线驱动双重旋转可大角度折叠的机翼折叠机构
CN205293089U (zh) 一种多旋翼的主动折叠式螺旋桨
CN204713418U (zh) 可折叠桨臂组件及无人机
CN104677200B (zh) 一种二次折叠翼面横向展开机构
CN111731466B (zh) 一种自动折叠机翼的飞行器
KR101627680B1 (ko) 비행기 구조체
CN215952368U (zh) 一种用于火箭回收的支撑器及运载火箭
CN109455320B (zh) 一种电动收放式可回收火箭样机支撑机构
CN204461240U (zh) 二次折叠翼面横向展开机构
CN109572980B (zh) 一种浮空器囊体折叠方法及装置
CN112985190A (zh) 一种涡卷弹簧式折叠弹翼展开机构
CN106275407A (zh) 一种可折叠无人机的机翼
CN105667763B (zh) 一种市政园林绿化用折叠翼无人机
CN106927017A (zh) 一种多旋翼无人机机臂折叠机构
CN106542088B (zh) 无人机旋翼收放控制机构及无人机旋翼收放系统
CN214276690U (zh) 一种基于扭簧和气动力的翼片展开机构

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant