CN203078763U - 一种飞机模型试验姿态实现装置 - Google Patents

Abstract

一种飞机模型试验姿态实现装置，包括大接头、延长段、预偏接板。所述的大接头上端设有两个改变迎角的轴孔，下端设有变化侧滑角的多个螺丝孔和多个销孔，大接头上端的两个轴孔通过两根轴与已知风洞改变迎角的托板四连杆机构的轴孔连接，能够随四连杆机构运动，改变迎角，大接头下端的多个螺丝孔和多个销孔与延长段所设的不同螺丝孔和销孔分别以螺钉和销钉与延长段连接，且能够通过与延长段上不同的螺丝孔和销孔组合连接来变化侧滑角。延长段连接预偏接板且为一个整体，预偏接板上设有多个腰型孔、用于组合变化改变模型侧滑角的多个定位销孔和一个中心销孔，预偏接板通过螺钉穿过腰型孔与飞机模型上螺纹孔螺纹连接。本实用新型结构简洁，参数经过气动设计或计算取得，很容易实现大迎角、大侧滑角试验状态，同时安装、拆卸方便，适用于高速风洞的大迎角、大侧滑角进气道实验。

Description

一种飞机模型试验姿态实现装置

技术领域

本实用新型涉及航空气动力实验技术领域，特别是涉及一种高速风洞进气道试验中实现模型大迎角、大侧滑角试验状态的飞机模型试验姿态实现装置。

背景技术

先进的发动机必须有性能优越的机器到相匹配才能组成高性能的动力装置。进气道试验的目的在于测量进气道的静态与动态特性，为进气道的设计提供试验数据，以保证进气道在整个飞行包线内的性能都能满足发动机的要求。否则会使发动机在空中发生喘振或停车。第三代战机（如俄罗斯的Su27战机和美国的F15战机）强调近距作战的高机动性、敏捷性，如高速俯冲、大迎角机动减速等，其中最著名的是“普加乔夫眼镜蛇机动”。当飞机在大迎角（超过50度）时，飞机进气道的捕获面积减小，流入进气道的流量会减小，容易导致发动机空中停车。而这些特情科目不能靠飞行试验来实现，影响飞行员的安全。因此必须在地面来实现这些大迎角、大侧滑角的飞行角度，检验飞机进气道的性能。由于受限于风洞的尺寸大小以及以往的试验装置，试验项目不能达到所要求的大迎角、大侧滑角飞行角度，这样如何使飞机模型达到试验所要求的大迎角、大侧滑角的飞行角度成了进气道大迎角姿态试验中的关键技术问题。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是，针对在高速风洞中实现大迎角、大侧滑角试验状态而设计的一种飞机模型试验姿态实现装置，其目的是实现飞机模型的大迎角、大侧滑角试验状态，从而测量出飞机模型在大迎角、大侧滑角试验状态下的进气道性能，检验进气道方案设计的

可行性。

采用的技术方案是：

一种飞机模型试验姿态实现装置，包括大接头、延长段、预偏接板。所述的大接头上端设有两个改变迎角的轴孔，下端设有变化侧滑角的多个螺丝孔和多个销孔，大接头上端的两个轴孔通过两根轴与已知风洞改变迎角的托板四连杆机构的轴孔连接，能够随四连杆机构运动，改变迎角，大接头下端的多个螺丝孔和多个销孔与延长段所设的不同螺丝孔和销孔分别以螺钉和销钉与延长段连接，且能够通过与延长段上不同的螺丝孔和销孔组合连接来变化侧滑角。延长段连接预偏接板且为一个整体，预偏接板上设有多个腰型孔、用于组合变化改变模型侧滑角的多个定位销孔和一个中心销孔，预偏接板通过螺钉穿过腰型孔与飞机模型上螺纹孔螺纹连接。

上述的延长段为一个外侧设有加强梁的方形板，延长段与大接头连接，使模型能够在大迎角、大侧滑角姿态下进入风洞流场的核心流。

上述的预偏接板与风洞水平基准设有一个20度的预偏角度，再加上延长段与大接头的组合连接，使与之预偏能够达到46度；又模型通过预偏接板上的定位销孔和螺纹连接，使之预偏也达到46度，从而在风洞迎角机构的变化下能够使模型的迎角最大，达到模型试验姿态大迎角需求。

上述的预偏接板上设有用于组合变化改变模型侧滑角的多个定位销孔和一个中心销孔能够组合出侧滑角-23°至23°。

本实用新型结构简单，装置的主体各元件的拆装和变化方便，各元件的参数经过计算取得，并在设计的后期校核比对了连接强度，在试验中也得到了验证。整个装置的设计科学严谨，增加装置对进气道试验的影响可忽略，实验性能可靠，保证了实验数据的准确性。

附图说明

图1是本实用新型的结构示意图。

图2是图1的仰视图。

图3是图1的俯视图。

图4是图1的左侧视图。

图5是本实用新型的外观示意图。

具体实施方式

一种飞机模型试验姿态实现装置，包括大接头1、延长段4、预偏接板7。所述的大接头1上端设有两个改变迎角的φ66轴孔2、φ62轴孔3，下端设有变化侧滑角的四个M16螺丝孔12和四个φ14销孔11，大接头1上端的两个φ66轴孔2、φ62轴孔3轴孔通过两根轴与已知风洞改变迎角的托板四连杆机构的轴孔连接，能够随四连杆机构运动，改变迎角，大接头1下端的四个M16螺丝孔12和四个φ14销孔11与延长段4所设的不同的螺丝孔和销孔螺丝孔分别以螺钉和销钉与延长段4连接，且能够通过与延长段上不同的螺丝孔和销孔组合连接来变化侧滑角。所述延长段4为一个外侧设有加强梁6的方形板5，延长段4与大接头1连接，使模型能够在大迎角、大侧滑角姿态下进入风洞流场的核心流，避免与洞壁碰撞或太过接近洞壁受到干扰，保证进入进气道的气流达到试验要求，测量数据准确。所述

延长段4连接预偏接板7且为一个整体，预偏接板7上设有多个腰型孔9、用于组合变化改变模型侧滑角的十五个φ10定位销孔8和一个φ16中心销孔10，预偏接板7通过螺钉穿过腰型孔9与飞机模型上螺纹孔螺纹连接。所述预偏接板7与风洞水平基准设有一个20度的预偏角度，再加上延长段4与大接头1的组合连接，使与之预偏能够达到46度；又模型通过预偏接板7上的定位销孔8和螺纹连接，使之预偏也达到46度，从而在风洞迎角机构的变化下能够使模型的迎角最大，达到模型试验姿态大迎角60°需求。所述预偏接板7上设有用于组合变化改变模型侧滑角的十五个定位销孔8和一个中心销孔10能够组合出侧滑角-23°至23°。

本实用新型的工作过程及原理：

1.通过装置上大接头的轴孔与风洞连接，和风洞四连杆机构联动，使模型能够随迎角机构变化而改变迎角。

2.通过装置上的延长段与大接头连接，使模型能够在大迎角、大侧滑角姿态下进入风洞流场的核心流，保证进入进气道的气流达到试验要求，测量数据准确。

3.通过大接头的预偏与预偏板的预偏组合能够使与之连接的模型通过预偏加上迎角机构的迎角变化能够达到试验所需的大迎角。

4.通过装置上的多个销孔组合变化改变模型的侧滑角。使模型能够达到试验所需的大侧滑角姿态。

5、四个腰型孔主要用于与模型相连。四个内六角螺丝穿过四个腰型孔拧在模型表面的螺丝孔中连接模型，保证模型与本装置成为一个整体。而当模型需要侧滑时，松开螺丝拔出零度定位销，转动模型，螺丝随腰型孔滑动，当达到所需角度时，打上定位销，拧紧螺丝，已完成侧滑角的变化。

Claims (4)

1.一种飞机模型试验姿态实现装置，包括大接头（1）、延长段（4）、预偏接板（7），其特征在于所述的大接头（1）上端设有两个改变迎角的轴孔（2、3），下端设有变化侧滑角的多个螺丝孔（12）和多个销孔（11），大接头（1）上端的两个轴孔（2、3）通过两根轴与风洞改变迎角的托板四连杆机构的轴孔连接，能够随四连杆机构运动，改变迎角，大接头（1）下端的多个螺丝孔（12）和多个销孔（11）与延长段（4）所设的不同螺丝孔和销孔分别以螺钉和销钉与延长段（4）连接，且能够通过与延长段上不同的螺丝孔和销孔组合连接来变化侧滑角；延长段（4）连接预偏接板（7）且为一个整体，预偏接板（7）上设有多个腰型孔（9）、用于组合变化改变模型侧滑角的多个定位销孔（8）和一个中心销孔（10），预偏接板（7）通过螺钉穿过腰型孔（9）与飞机模型上螺纹孔螺纹连接。

2.根据权利要求1所述的一种飞机模型试验姿态实现装置，其特征在于所述的延长段（4）为一个外侧设有加强梁（6）的方形板（5），延长段（4）与大接头（1）连接，使模型能够在大迎角、大侧滑角姿态下进入风洞流场的核心流。

3.根据权利要求1所述的一种飞机模型试验姿态实现装置，其特征在于所述的预偏接板（7）与风洞水平基准设有一个20度的预偏角度，再加上延长段（4）与大接头（1）的组合连接，使与之预偏能够达到46度；又模型通过预偏接板（7）上的定位销孔和螺纹连接，使之预偏也达到46度，从而在风洞迎角机构的变化下能够使模型的迎角最大，达到模型试验姿态大迎角需求。

4.根据权利要求1所述的一种飞机模型试验姿态实现装置，其特征在于所述的预偏接板（7）上设有用于组合变化改变模型侧滑角的多个定位销孔（8）和一个中心销孔（10）能够组合出侧滑角-23°至23°。

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