CN111591462B - 一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统 - Google Patents

一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统 Download PDF

Info

Publication number
CN111591462B
CN111591462B CN202010727293.9A CN202010727293A CN111591462B CN 111591462 B CN111591462 B CN 111591462B CN 202010727293 A CN202010727293 A CN 202010727293A CN 111591462 B CN111591462 B CN 111591462B
Authority
CN
China
Prior art keywords
supporting arm
tail rotor
sliding sleeve
wind tunnel
tilting
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
CN202010727293.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111591462A (zh
Inventor
黄志远
杨永东
彭先敏
章贵川
唐敏
赵亮亮
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.)
Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
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 Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202010727293.9A priority Critical patent/CN111591462B/zh
Publication of CN111591462A publication Critical patent/CN111591462A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111591462B publication Critical patent/CN111591462B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

Abstract

本发明涉及风洞试验技术领域，公开了一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统，其包括基座、驱动机构、支撑臂、倾转调节机构和尾桨传动测量操纵模块，支撑臂的一端为固定端，另一端为倾转端，支撑臂的固定端与基座转动连接，驱动机构用于驱动支撑臂绕基座转动，倾转调节机构安装在支撑臂的倾转端，倾转调节机构能够沿支撑臂的轴向移动以及绕支撑臂的轴向转动，尾桨传动测量操纵模块与倾转调节机构转动连接。本发明能够模拟不同直升机在不同倾角下的飞行状态。

Description

一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统
技术领域
本发明涉及风洞试验技术领域，特别是涉及一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统。
背景技术
直升机风洞试验中需要对旋翼、机身、尾桨组合体在不同倾角状态下的气动性能进行研究。尾桨模拟系统需要具备：试验时不同倾角状态下与旋翼位置关系不变；能模拟不同型号直升机的旋翼、尾桨位置关系；能够驱动尾桨旋转、改变尾桨总距角、测量尾桨气动载荷等功能。
然而，现有的尾桨模拟系统只能实现单一的功能，适应性很差，只能对单一型号的直升机进行试验。
发明内容
本发明的目的在于提供一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统，能够模拟不同直升机在不同倾角下的飞行状态。
为解决上述技术问题，本发明采用的一个技术方案是：提供一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统，包括基座、驱动机构、支撑臂、倾转调节机构和尾桨传动测量操纵模块，所述支撑臂的一端为固定端，另一端为倾转端，所述支撑臂的固定端与基座转动连接，所述驱动机构用于驱动支撑臂绕基座转动，所述倾转调节机构安装在支撑臂的倾转端，所述倾转调节机构能够沿支撑臂的轴向移动以及绕支撑臂的轴向转动，所述尾桨传动测量操纵模块与倾转调节机构转动连接。
优选的，所述驱动机构为电动缸，所述电动缸的一端固定在基座上，另一端固定连接支撑臂。
优选的，所述倾转调节机构包括滑套、涨紧套和丝杠，所述丝杠平行设于支撑臂一侧，所述滑套套在支撑臂上，所述涨紧套安装于滑套的两端，且所述滑套能够相对涨紧套转动，所述涨紧套与丝杠滑动连接，能够沿丝杠移动，从而带动滑套沿支撑臂的轴向移动，所述涨紧套能够将滑套紧固在支撑臂上，在涨紧套松开滑套时，滑套能够绕支撑臂的轴向转动。
优选的，所述滑套上设有垂直于支撑臂的轴向的转轴，所述尾桨传动测量操纵模块与所述转轴转动连接。
优选的，所述支撑臂的中部向上弯折预定角度。
优选的，所述支撑臂从固定端到弯折位置为方形。
区别于现有技术的情况，本发明的有益效果是：
（1）可以调整尾桨传动测量操纵模块的位置、倾角来模拟不同的尾桨与旋翼台的位置关系，从而模拟不同的直升机；
（2）可与常规构型的旋翼台配合使用，模拟直升机旋翼、机身、尾桨组合体在不同倾角下的飞行状态。
附图说明
图1是本发明实施例提供的风洞试验用直升机尾桨模拟系统的结构示意图。
图2是图1所示的尾桨传动测量操纵模块的调节示意图。
图3是风洞试验用直升机尾桨模拟系统与旋翼台配合时的示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
参阅图1和图2，本发明实施例的风洞试验用直升机尾桨模拟系统包括基座1、驱动机构2、支撑臂3、倾转调节机构4和尾桨传动测量操纵模块5，支撑臂3的一端为固定端，另一端为倾转端，支撑臂3的固定端与基座1转动连接，驱动机构2用于驱动支撑臂3绕基座1转动，倾转调节机构4安装在支撑臂3的倾转端，倾转调节机构4能够沿支撑臂3的轴向移动以及绕支撑臂3的轴向转动，尾桨传动测量操纵模块5与倾转调节机构4转动连接。
驱动机构2可以采用气缸、液压缸、马达等，例如驱动机构2为电动缸，电动缸的一端固定在基座1上，另一端固定连接支撑臂3。
尾桨传动测量操纵模块5可以通过倾转调节机构4和支撑臂3实现三个自由度的位置调节，如图2所示，尾桨传动测量操纵模块5可以沿支撑臂3的轴向移动（即A方向的自由度），绕支撑臂3的轴向转动（即B方向的自由度），绕倾转调节机构4的转动（即C方向的自由度），以及随支撑臂3的倾角变动而变动（即D方向的自由度）。具体而言，倾转调节机构4包括滑套41、涨紧套42和丝杠43，丝杠43平行设于支撑臂3一侧，滑套41套在支撑臂3上，涨紧套42安装于滑套41的两端，且滑套41能够相对涨紧套42转动，涨紧套42与丝杠43滑动连接，能够沿丝杠43移动，从而带动滑套41沿支撑臂3的轴向移动，涨紧套42能够将滑套41紧固在支撑臂3上，在涨紧套42松开滑套41时，滑套41能够绕支撑臂3的轴向转动。滑套41可以为全封闭或半封闭的圆筒形结构。
滑套41上可以设有垂直于支撑臂3的轴向的转轴411，尾桨传动测量操纵模块5与转轴411转动连接。
在本实施例中，支撑臂3的中部向上弯折预定角度，例如30度。支撑臂3从固定端到弯折位置为方形，方形结构增加了支撑臂3的截面积，可以增加结构强度。
如图3所示，本发明的风洞试验用直升机尾桨模拟系统与旋翼台10在配合使用时，首先，需要将旋翼台和尾桨传动测量操纵模块5按待试验直升机模型的位置关系调节到位。具体过程为：a、通过电动缸调节支撑臂3的倾角；b.通过丝杠43调节尾桨传动测量操纵模块5在支撑臂3轴向上的位置；c. 松开涨紧套42，转动滑套41，从而调节尾桨传动测量操纵模块5绕支撑臂3轴向的角度，到位后通过涨紧套42夹紧滑套41；d.调节尾桨传动测量操纵模块5绕垂直于支撑臂的轴向的方向旋转到指定位置。该过程中需要调节的角度、位置可以事先在三维模型中测量，调节时按照测量值调节即可。
调节完成后，风洞试验用直升机尾桨模拟系统的倾转轴与旋翼台10的倾转轴同轴，两者同步运转运动实现在不改变旋翼、机身、尾桨相互位置关系的情况下，整体改变它们的倾角，来模拟直升机的飞行状态。
通过上述方式，本发明实施例的风洞试验用直升机尾桨模拟系统能够调节尾桨位置角度，通过尾桨与旋翼系统同轴同步倾转来模拟不同直升机的旋翼、尾桨位置关系的风洞试验。
以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (5)

1.一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统，其特征在于，包括基座、驱动机构、支撑臂、倾转调节机构和尾桨传动测量操纵模块，所述支撑臂的一端为固定端，另一端为倾转端，所述支撑臂的固定端与基座转动连接，所述驱动机构用于驱动支撑臂绕基座转动，所述倾转调节机构安装在支撑臂的倾转端，所述倾转调节机构能够沿支撑臂的轴向移动以及绕支撑臂的轴向转动，所述尾桨传动测量操纵模块与倾转调节机构转动连接；
所述倾转调节机构包括滑套、涨紧套和丝杠，所述丝杠平行设于支撑臂一侧，所述滑套套在支撑臂上，所述涨紧套安装于滑套的两端，且所述滑套能够相对涨紧套转动，所述涨紧套与丝杠滑动连接，能够沿丝杠移动，从而带动滑套沿支撑臂的轴向移动，所述涨紧套能够将滑套紧固在支撑臂上，在涨紧套松开滑套时，滑套能够绕支撑臂的轴向转动。
2.根据权利要求1所述的风洞试验用直升机尾桨模拟系统，其特征在于，所述驱动机构为电动缸，所述电动缸的一端固定在基座上，另一端固定连接支撑臂。
3.根据权利要求1所述的风洞试验用直升机尾桨模拟系统，其特征在于，所述滑套上设有垂直于支撑臂的轴向的转轴，所述尾桨传动测量操纵模块与所述转轴转动连接。
4.根据权利要求1所述的风洞试验用直升机尾桨模拟系统，其特征在于，所述支撑臂的中部向上弯折预定角度。
5.根据权利要求1所述的风洞试验用直升机尾桨模拟系统，其特征在于，所述支撑臂从固定端到弯折位置为方形。
CN202010727293.9A 2020-07-27 2020-07-27 一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统 Active CN111591462B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010727293.9A CN111591462B (zh) 2020-07-27 2020-07-27 一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010727293.9A CN111591462B (zh) 2020-07-27 2020-07-27 一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111591462A CN111591462A (zh) 2020-08-28
CN111591462B true CN111591462B (zh) 2020-10-16

Family

ID=72186644

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010727293.9A Active CN111591462B (zh) 2020-07-27 2020-07-27 一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111591462B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112345197B (zh) * 2020-10-23 2022-05-10 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种结冰风洞直升机试验装置的传动、倾转及减振系统
CN113753262B (zh) * 2021-11-09 2022-02-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机平尾区域流场速度的测量装置及方法
CN114655434A (zh) * 2022-05-25 2022-06-24 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种垂直起降复合翼无人机尾推电机自动变角度装置
CN116754174B (zh) * 2023-08-16 2023-10-31 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机风洞试验推力-拉力型尾桨的布局转换方法
CN116735144A (zh) * 2023-08-16 2023-09-12 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机侧飞气动特性试验地面模拟方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107618675A (zh) * 2017-07-26 2018-01-23 南京航空航天大学 一种用于倾转旋翼机全状态吹风实验的测试系统与控制方法
CN108106814A (zh) * 2017-10-31 2018-06-01 中航通飞研究院有限公司 一种基于空气马达的四发螺旋桨飞机风洞试验模型
CN108593243A (zh) * 2018-04-23 2018-09-28 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机组合模型试验装置
CN111268170A (zh) * 2020-03-09 2020-06-12 北京科技大学 一种面向扑翼飞行机器人的飞行测试系统

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107618675A (zh) * 2017-07-26 2018-01-23 南京航空航天大学 一种用于倾转旋翼机全状态吹风实验的测试系统与控制方法
CN108106814A (zh) * 2017-10-31 2018-06-01 中航通飞研究院有限公司 一种基于空气马达的四发螺旋桨飞机风洞试验模型
CN108593243A (zh) * 2018-04-23 2018-09-28 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机组合模型试验装置
CN111268170A (zh) * 2020-03-09 2020-06-12 北京科技大学 一种面向扑翼飞行机器人的飞行测试系统

Also Published As

Publication number Publication date
CN111591462A (zh) 2020-08-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111591462B (zh) 一种风洞试验用直升机尾桨模拟系统
CN108593243B (zh) 一种直升机组合模型试验装置
CN107757912B (zh) 动力装置、飞行器及飞行器控制方法
EP2630033B1 (en) Aircraft control surface operating device
CN204802082U (zh) 水陆空三栖共轴四旋翼飞行器
US4864863A (en) Mechanism for testing helicopter rotor blade fatigue properties
CN106477032A (zh) 多轴飞行器
CN1014546B (zh) 航空器飞行颤动激励器
CN111623951A (zh) 风洞模型多姿态耦合实时测力装置和试验方法
CN109305346A (zh) 一种无人机飞行器
CN103534169B (zh) 扑翼装置和扑翼装置的工作方法
US5826822A (en) System and method for providing cyclic and collective pitch control in a rotary wing aircraft
CN105539821A (zh) 一种多旋翼飞行器的变形折叠结构
CN209225393U (zh) 一种无人机飞行器
US9845149B2 (en) Method and device for driving rotor
EP3061688B1 (en) Rotor driving system
CN110006616A (zh) 高速风洞模型的准备平台及其使用方法以及制作方法
CN208671815U (zh) 舵翼折叠装置及微型导弹
CN111776208A (zh) 一种飞行器及其旋翼头组件、控制方法
CN207502103U (zh) 无人机测试台
CN220164184U (zh) 一种电动多旋翼构型姿态调参试验台
CN219506240U (zh) 一种双旋翼无人机的旋翼头结构
CN219406884U (zh) 一种可调节式共轴直升机螺距差控制机构
CN115717980A (zh) 小体积倾转旋翼机风洞试验模型驱动装置
CN217100460U (zh) 尾桨驱动装置及直升机

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